一種航天器的離軌參數確定方法及裝置，包括：根據航天器離軌前的軌道參數、離軌后的瞄準再入參數和瞄準著陸點，計算備選離軌制動參數，根據備選離軌制動參數和離軌后采用的預設制導控制算法，確定控制航天器離軌后的實際再入參數，若確定再入偏差不滿足再入精度要求，則修正瞄準再入參數，執行計算備選離軌制動參數的步驟，直至確定再入偏差滿足再入精度要求時，根據實際再入參數計算航天器的實際著陸點，若確定航天器的著陸偏差不滿足著陸精度要求，則修正瞄準著陸點，執行計算備選離軌制動參數的步驟，直至確定著陸偏差滿足著陸精度要求時，得到實際離軌制動參數，初始時，瞄準再入參數根據給定再入參數確定，瞄準著陸點根據給定著陸點確定。

技術領域

本申請涉及航天技術領域，尤其涉及一種航天器的離軌參數確定方法及裝置。

背景技術

航天器在軌飛行一段時間完成預定任務后，可利用制動發動機產生推力以減小飛行速度，從而使航天器從環繞地球的運行軌道進入返回地球的橢圓軌道，即實現離軌制動。

彈道式再入航天器的再入段彈道由再入速度和再入角決定，而再入點的位置、再入角和再入速度又由制動點的位置和制動速度決定，因此，對于彈道式再入航天器而言，一旦制動狀態確定之后，整個再入彈道也就確定了。也就是說，彈道式再入航天器運行軌道的偏差、制動點位置的偏差、制動姿態的偏差、制動速度的偏差和大氣參數的偏差等都會累積到再入彈道的終點，即著陸點，這使得彈道式再入航天器的著陸點有很大的散布性。

由于再入點的重要性，一些彈道式再入航天器的制動控制采用了瞄準再入參數的制導控制方法。然而，由于航天器實時計算能力受限，通常采用解析制導算法在每個控制周期內進行控制量計算、并控制制動發動機工作。由于制導算法的簡化和控制狀態的設置，這種瞄準再入參數的制導方法將對再入點帶來偏差。而航天器在到達再入點后，是按照再入段動力學方程飛行至著陸點，因此，再入點偏差將累計到著陸點，從而使得航天器的著陸精度較低。

發明內容

本申請實施例提供一種航天器的離軌參數確定方法及裝置，用以解決現有技術中航天器在離軌后著陸精度較低的問題。

第一方面，本申請實施例提供一種航天器的離軌參數確定方法，包括：

根據航天器離軌前的軌道參數、離軌后的瞄準再入參數和瞄準著陸點，計算備選離軌制動參數，初始時，所述瞄準再入參數根據給定再入參數確定，所述瞄準著陸點根據給定著陸點確定；

根據所述備選離軌制動參數和離軌后采用的預設制導控制算法，確定控制所述航天器離軌后的實際再入參數；

若根據所述實際再入參數和所述給定再入參數確定所述航天器的再入偏差不滿足再入精度要求，則修正所述瞄準再入參數，執行計算備選離軌制動參數的步驟，直至確定所述再入偏差滿足所述再入精度要求時，根據所述實際再入參數，計算所述航天器的實際著陸點；

若根據所述實際著陸點和所述給定著陸點確定所述航天器的著陸偏差不滿足著陸精度要求，則修正所述瞄準著陸點，執行計算備選離軌制動參數的步驟，直至確定所述著陸偏差滿足所述著陸精度要求時，將當前的備選離軌制動參數作為實際離軌制動參數。

在一些可能的實施方式中，根據所述備選離軌制動參數和離軌后采用的預設制導控制算法，確定控制所述航天器離軌后的實際再入參數，包括：

計算按照所述備選離軌制動參數控制航天器離軌后的期望再入參數；

以所述期望再入參數為離軌制動控制目標，采用所述預設制導控制算法逐步調整所述航天器離軌后的運動參數；

基于調整后所述航天器的運動參數，確定所述航天器離軌后的實際再入參數。

在一些可能的實施方式中，根據所述實際再入參數，計算所述航天器的實際著陸點，包括：

根據所述實際再入參數，計算所述航天器的實際再入點；