本發明一種空天飛行器氣動力輔助變軌設計方法，首先根據空天飛行器氣動力輔助變軌任務特點，將氣動力輔助變軌劃分為離軌段、大氣層內氣動力輔助變軌段、升軌段三個階段；然后，根據飛行器氣動力輔助變軌各階段設計特點，建立氣動力輔助變軌運動模型及約束條件模型；最后，根據所述氣動力輔助變軌運動模型設計各階段變軌軌道控制設計方法，設計算例、開展空天飛行器氣動力輔助變軌仿真分析，并驗證了設計方法有效性。

技術領域

本發明屬于航空航天技術領域，具體地，涉及一種空天飛行器氣動力輔助變軌設計方法。

背景技術

在空間試驗任務中，空天飛行器具有升力體外形，可以借助于氣動力輔助變軌技術進行大范圍軌道機動控制、完成常規空間飛行器無法實現的機動任務。氣動力輔助變軌的基本原理就是利用大氣層內飛行段的氣動力進行變軌控制力的替換，從而通過節約變軌推進劑、控制變軌機動時間延長飛行器在軌壽命、進行大范圍機動變軌或調相機動完成一些常規航天器無法完成的空間任務。

在國內，哈工大、西工大、航天一院等單位在氣動力輔助變軌軌道設計、軌跡優化、變軌制導控制等方面進行了深入研究；在國外，美國的航天飛機、深空探測器等均對氣動力輔助變軌、氣動剎車減速進行了深入研究及應用。

因此，為了開發并利用空天飛行器特有的在軌運行優勢，亟需開展一種空天飛行器氣動力輔助變軌設計方法。

發明內容

本發明提出了一種空天飛行器氣動力輔助變軌設計方法，能夠針對空天飛行器大范圍異面變軌任務需求，開展空天飛行器氣動力輔助變軌軌道設計及軌道機動指標優化。

本發明的技術方案是：

一種空天飛行器氣動力輔助變軌設計方法，包括以下步驟：

1)根據氣動力輔助變軌任務需求確定離軌機動所需離軌脈沖ΔV_d；

2)將離軌脈沖ΔV_d帶入軌道模型推算離軌軌道；根據離軌軌道獲得飛行器自離軌至進入大氣入口點的飛行時間T_h；根據所述飛行時間T_h以及飛行器的飛行高度確定飛行器是否進入大氣；滿足條件則進入步驟3)，不滿足則重復步驟2)繼續解算離軌軌道直至飛行器進入大氣，然后進入步驟3)；

3)根據氣動力輔助變軌段軌道動力學特點，建立大氣層內氣動力輔助變軌段運動方程及約束條件；

4)對步驟3)所述大氣層內氣動力輔助變軌段運動方程進行簡化處理，獲得縱向運動方程和橫側向運動方程；

5)基于步驟4)所述縱向運動方程，利用數值預測校正方法分別對進入段及逸出段的傾側角進行迭代計算，獲得進入段的傾側角和逸出段的傾側角；將飛行器進入大氣至運行到軌道近地點對應的軌道段定義為進入段；將飛行器自軌道近地點至飛出大氣層對應的軌道段定義為逸出段；

6)根據步驟5)獲得的進入段的傾側角和逸出段的傾側角，進行飛行器進入段和逸出段的軌道控制，同時，根據飛行器飛行高度判定飛行器是否滿足大氣出口條件，若滿足大氣出口條件，則判定飛行器飛出大氣層并進入步驟7)；

7)根據飛行器進入目標軌道需求計算升軌機動脈沖及升軌軌道；

8)根據飛行器實時的軌道半長軸及偏心率，判斷飛行器是否進入目標軌道，若飛行器進入目標軌道，則結束氣動力輔助變軌任務；反之，則返回步驟7)繼續推算升軌機動脈沖及升軌軌道。

步驟1)離軌機動所需離軌脈沖ΔV_d，具體為：

其中，V_e為大氣層進入點對應的速度大小，γ_e為大氣層進入點航跡傾角，R_a為大氣層邊緣地心距，R_d為初始近圓軌道地心距。