一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法

摘要

本发明一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法，通过该方法可获得风场使乘降落伞下降的返回舱漂移而引起的着陆点偏差，将该偏差量以参数形式注入载人飞船，使得飞船的落点精度不受风场的影响。本专利设计以工作模式为依据划分算法求解流程，流程由多个特征计算模块组成，模块均使用阻力特征参数与工作阶段匹配方法，细化工作模块的求解控制。通过对多个特征计算模块集成求解流程的执行，获得减速着陆工作段精确的风漂偏差，解决了飞船开伞后由于风场变化、工作模式等导致落点精度发生偏差的问题。本专利可应用于航天器减速着陆系统工作段的落点精度风修控制。

主权项

一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法，其特征在于步骤如下：1)根据航天器减速着陆系统开伞瞄准点h₀，着陆场高程值h₁，确定待分析任务风修正高度范围；测量获得着陆场高程值h，风向角α，风速w；2)获得待分析任务航天器返回舱的初始速度u₀、初始方位角A、弹道倾角θ、地球半径值r以及理论着陆点经纬度λ₀、φ₀，依据航天器返回舱减速着陆系统遥测参数，确定待分析任务的工作模式；所述航天器返回舱减速着陆系统遥测参数包括减速着陆系统开关参数、开伞状态判别参数；3)根据减速着陆系统方案设计的功能要求、减速效能指标及系统布局，确认减速着陆系统的降落伞系组成，得到对应待分析任务工作模式下包含的工作阶段，包括降落伞系拉直、收口充气、收口充满、解除收口充气、全充满阶段；4)确定对应待分析任务工作模式下各工作阶段划分点的舱伞系统的质量参数m_i，即获得单舱、弹伞舱盖、拉伞各工作特征时刻的质量参数值；5)计算获得降落伞系拉直、收口充气、收口充满、解除收口充气、全充满、上述各工作阶段的特征时间tp；6)采用阻力特征参数与工作阶段匹配方法，确定各工作阶段选用工作时间tp变化对应的降落伞系阻力特征参数(C_DS)p；7)将所得到的包含高程值h、风向角α、风速w的着陆场气象参数值，包含初始速度u₀、初始方位角A、弹道倾角θ、地球半径r以及理论着陆点经度λ₀、纬度φ₀的航天器返回舱返回再入参数，各工作模式下各工作阶段划分点的舱伞系统的质量参数m_i，不同工作阶段的特征时间tp，不同工作阶段的降落伞阻力特征参数(C_DS)p，带入到降落伞系各工作阶段特征动力学计算程序中，得到各工作阶段的航向风修正量ΔR_Li和横向风修正量ΔZ_i，根据待分析任务工作模式包含的工作阶段数，求和各工作阶段下的ΔR_Li和ΔZ_i，其中ΔR_Li和ΔZ_i对应于第i个工作阶段；进而得到待分析任务工作模式下的风修正量ΔR_L和ΔZ；8)根据公式Δλ＝‑(ΔR_LsinA+ΔZcosA)/[cos(φ₀+Δφ)(r+h₁)]，Δφ＝‑(ΔR_LcosA‑ΔZsinA)/(r+h₁)计算得到待分析任务风修正的经纬度偏差量Δλ、Δφ；其中，ΔR_L为当前工作模式下航向风修正量；ΔZ为当前工作模式下横向风修正量；A为初始方位角；r为地球半径；h₁为着陆场高程值；φ₀为理论着陆点纬度；9)将本方法计算得到的该经纬度偏差量Δλ、Δφ作为航天器的注入参数，发送给航天器控制系统，对落点进行精确控制。