一种深空再入返回服务平台和返回器分离姿态设计方法

技术领域

本发明涉及深空探测总体设计技术领域，具体涉及一种深空再入返回任务的服务平台和返回器分离姿态设计方法。

背景技术

深空再入返回任务中，服务平台和返回器的安全可靠分离是任务成功的关键。服务平台和返回器分离姿态的设计对服务平台和返回器分离前状态建立、服务平台和返回器可靠分离、分离后相对运动的安全性以及返回器再入点精度有重要影响

发明内容

本发明的目的是为了解决深空再入返回服务平台和返回器分离姿态问题，提出一种深空再入返回任务的服务平台和返回器分离姿态设计方法。

本发明提出了一种深空再入返回服务平台和返回器分离姿态设计方法，包括以下步骤：

1)根据返回器分离后的飞行姿态确定服务平台与返回器的分离姿态：依据返回器分离后飞行姿态既定参数包括惯性测量单元在所述的返回器分离后飞行姿态机动过程中输出误差、所述的返回器分离后飞行姿态机动角速度以及返回器分离后飞行姿态预估的最大允许偏差，计算得到服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态的最大偏差角度，所述的服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态的偏差角度在0至所述的最大偏差角度范围内调整，以确保所述的服务平台与返回器的分离姿态与返回器分离后要求的飞行姿态接近；

2)确定测控条件：以分离后返回器的飞行姿态为基准，在步骤1)中确定的服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态偏差角范围内计算服务平台测控天线轴向与返回器-地面站矢量的夹角、返回器测控天线轴向与返回器-地面站矢量的夹角，将服务平台测控天线轴向与返回器-地面站矢量的夹角和已知的服务平台测控天线的波束角比较，同时将返回器测控天线轴向与返回器-地面站矢量的夹角和已知的返回器测控天线波束角比较，确认测控天线的可用性，确保服务平台与返回器分离姿态建立后，服务平台和返回器与地面测控站通信，测控天线与地面站间无遮挡；

3)在步骤1)所确定的服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态的偏差角度范围内分析供配电能力：通过对服务平台和返回器的系统功率计算，得出服务平台太阳电池阵具备的最小发电能力，根据已知的服务平台太阳电池阵的最大发电能力，计算得到太阳矢量与服务平台太阳电池阵法向的最大夹角，考虑服务平台太阳电池阵转动情况，计算得到服务平台太阳电池阵转轴方向与太阳矢量的夹角最小值，服务平台太阳电池阵转轴方 向与太阳矢量的夹角最大值，所述的服务平台太阳电池阵转轴方向与太阳矢量的夹角范围在所述的最小值和最大值范围内，以确保服务平台和返回器分离姿态建立后，保证服务平台具有一定的发电能力，确保分离过程中的能源供应；

4)服务平台与返回器分离安全性分析：根据探测器飞行轨道，按照返回器分离后飞行姿态并考虑对应的偏差角范围，给出服务平台和返回器的分离方向在地心赤道惯性坐标系中的指向，根据服务平台和返回器分离的相对速度，计算得到服务平台分离后相对地心赤道惯性坐标系的位置矢量、速度矢量以及返回器分离后相对地心赤道惯性坐标系的位置矢量、速度矢量；根据返回器分离后的位置矢量、速度矢量，利用轨道计算得到返回器到达再入点的时刻和再入点的位置矢量，计算得到所述的再入点时刻服务平台的位置矢量，最终计算得到服务平台相对于返回器的距离；将所述的服务平台相对于返回器的距离与要求的安全距离进行比较，判断出服务平台与返回器分离的安全性；

5)星敏感器的杂散光抑制要求分析，通过服务平台星敏感器光轴矢量与地球、月球和太阳矢量的夹角的分析，确保地球月球的反射光和太阳光线不会进入服务平台星敏感器杂散光抑制角的范围内：已知服务平台星敏感器杂散光抑制角为a，服务平台星敏感器光轴矢量与太阳矢量夹角为b₁，与服务平台-地球矢量夹角为b₂，地球相对服务平台的半张角为c₁，与服务平台-月球矢量夹角为b₃，月球相对服务平台的半张角为c₂，当至少两个服务平台星敏感器光轴矢量满足如下要求时，服务平台和返回器分离姿态保证星敏感器不受杂散光的影响：

b₁＞a并且b₂＞a+c₁并且b₃＞a+c₂>

6)根据步骤1)至步骤5)的分析结果，确定了服务平台和返回器的分离姿态。

本发明提出的深空再入返回任务的服务平台和返回器分离姿态设计方法充分考虑了返回器分离姿态机动、整器供电影响、分离安全性、测控数传条件、星敏感器杂散光抑制等多个约束的影响，在充分考虑任务成功的前提下对服务平台和返回器的分离的多个保证条件进行了充分的分析和验证，能够满足返回器再入过程中的高精度自主导航、可靠分离及安全再入的要求，适用于深空再入返回任务及其它行星探测的进入和着陆任务。

附图说明

图1为服务平台和返回器分离姿态设计方法示意图；

图2为服务平台和返回器测控条件分析图：V_F为探测器-地面站的矢量；V_as为服务平台天线轴向；V_af为返回器天线轴向；θ₁为服务平台天线的半波束角；θ₂为返回器天线的半波束>

图3为太阳翼与太阳矢量夹角示意图：Vs表示太阳矢量方向；Vr表示太阳翼转轴方向；Vp表示太阳翼矢量方向；

图4为返回器坐标系定义：原点O_F：位于返回器后端框底面几何中心；X_F轴：沿返回器轴线，由大底指向前端方向；Z_F轴：垂直于X_F轴，并指向返回器I象限线方向；Y_F轴：与Z_F、X_F轴构成右手直角坐标系；

图5为返回器分离后飞行姿态：返回器本体Z_F轴在轨道平面内，指向地心方向；返回器本体X_F轴在轨道平面内，沿速度反方向一侧；返回器本体Y_F轴指向轨道面法向；

图6为服务平台和返回器的分离姿态：返回器本体Z_F轴在轨道平面内，与地心矢量夹角10°，偏向速度方向一侧；返回器本体X_F轴在轨道平面内，沿速度反方向一侧；返回器本体Y_F轴指向轨道面法向。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施方式对本发明进行详细说明。

本发明提出了针对各项约束条件进行服务平台和返回器分离姿态设计的方法，适用于深空再入返回任务和行星进入任务。深空再入返回任务飞行姿态设计主要考虑如下几个方面的约束：

(1)返回器分离后姿态机动要求：由于返回器惯性测量单元可能在姿态机动过程中引入测量偏差，为减少分离后返回器姿态机动，服务平台与返回器分离姿态应与返回器分离后要求的飞行姿态接近。

(2)测控条件：分离姿态建立后，应能够保证服务平台和返回器能够与地面测控站通信，天线与地面站间无遮挡。

(3)供配电能力影响：服务平台和返回器分离姿态建立后，应能够保证服务平台具有一定的发电能力，确保分离过程中的能源供应。

(4)分离安全性：在分离速度确定的情况下，服务平台与返回器的分离姿态应能够保证返回器再入点处服务平台和返回器具有要求的安全距离。

(5)星敏感器的杂散光抑制要求：由于服务平台惯性定向和返回器初始姿态确定的要求，服务平台和返回器分离姿态应能够保证星敏感器不受杂散光的影响，确保可用性。

具体步骤如下(见图1所示)：

步骤一、根据返回器分离后的飞行姿态初步确定服务平台与返回器的分离姿态。根据惯性测量单元在返回器分离后的飞行姿态机动过程中输出误差α(°/s)、返回器分离后的飞行姿态机动角速度ω(°/s)以及返回器分离后的飞行姿态估计的最大允许偏差σ(°)，根据飞行后姿态确立分离时姿态和允许最大最大偏差角度计算得到服务平台与返回器的分离姿态和返回器分离后飞行姿态的最大偏差角度γ_max(°)。

${\gamma }_{\max }=\omega \times \frac{\sigma }{\alpha }$>

分析过程中以返回器分离后的飞行姿态为基准，姿态偏差角在0～γ_max范围调整。

步骤二、根据步骤一确定的飞行姿态以分离后返回器的飞行姿态为基准，在偏差角范围 内计算服务平台测控天线轴向与返回器-地面站矢量的夹角θ_asF和返回器测控天线轴向与返回器-地面站矢量的夹角θ_afF，并与服务平台测控天线的波束角θ₁和返回器测控天线波束角θ₂比较，确认测控天线的可用性，满足如下条件时，则测控天线可用。如图2所示。

θ_asF＜θ₁并且θ_afF＜θ₂>

其中θ₁和θ₂为已知参数，θ_asF和θ_afF为本领域公知的计算方式可通过简单计算即可得到。

步骤三、对步骤一确定的偏差角范围内供配电能力影响的约束进行分析，根据对服务平台系统功率计算，得出服务平台上的太阳电池阵必须具备的最小发电能力E_min，根据服务平台上的太阳电池阵的最大发电能力E_max，计算得到太阳矢量与服务平台上的太阳电池阵法向的最大夹角β_max：

β_max＝arccos(E_min/E_max)>

根据公式③的约束，考虑服务平台上的太阳电池阵转动，计算得到服务平台上的太阳电池阵转轴方向与太阳矢量的夹角最小值ψ_min。如图3所示。

ψ_min＝90-β_max>

服务平台上的太阳电池阵转轴方向与太阳矢量的夹角最大值

ψ_max＝90+β_max>

所述的服务平台太阳电池阵转轴方向与太阳矢量的夹角范围在上述的最小值和最大值范围内，以确保服务平台和返回器分离姿态建立后，保证服务平台具有一定的发电能力，确保分离过程中的能源供应

当按照分离后飞行姿态并考虑对应的偏差角范围后仍不能满足供电要求，可适当放大偏差角以保证能源供应。

步骤四、根据探测器飞行轨道，按照分离后飞行姿态并考虑对应的偏差角范围，给出服务平台和返回器的分离方向在地心赤道惯性坐标系中的指向(单位矢量)，根据服务平台和返回器分离的相对速度v，计算得到服务平台分离后相对地心赤道惯性坐标系的位置矢量速度矢量以及返回器分离后相对地心赤道惯性坐标系的位置矢量速度矢量

⑥

根据返回器分离后的位置矢量速度矢量利用轨道计算得到返回器到达再入点的时刻T_f和再入点的位置矢量同样计算的到T_f时刻服务平台的位置矢量计算得到服务平台相对于返回器的距离：

⑦

将r_sr与要求的安全距离r进行比较，当r_sr＞r时，则能保证分离安全，当r_sr＜r时，则存在风险。

步骤五、分析服务平台星敏感器光轴矢量与地球、月球和太阳矢量的夹角，确保地球月球的反射光和太阳光线不会进入服务平台星敏感器杂散光抑制角的范围内。服务平台星敏感器杂散光抑制角为a(已知)，服务平台星敏感器光轴矢量与太阳矢量夹角为b₁，与服务平台-地球矢量夹角为b₂，地球相对服务平台的半张角为c₁，与服务平台-月球矢量夹角为b₃，月球相对服务平台的半张角为c₂，则当服务平台星敏感器光轴矢量满足如下要求时，星敏可用：

b₁＞a并且b₂＞a+c₁并且b₃＞a+c₂>

该步骤中的参数通过本领域公知的计算方式简单计算即可得到。当至少两个星敏感器满足公式⑧，可保证服务平台正常的姿态确定和姿态控制。

步骤六、综合考虑步骤一～步骤五的分析结果，得到服务平台和返回器的分离姿态，自此，就完成了/实现了深空再入返回任务的服务平台和返回器分离姿态设计。

下面以月球地球高速再入返回飞行器为例，该飞行器根据所有约束条件要求建立了服务平台和返回器的飞行姿态。首先定义返回器的坐标系如图4所示：

返回器本体坐标系定义描述如下：

原点OF：位于返回器后端框底面几何中心；

XF轴：沿返回器轴线，由大底指向前端方向；

ZF轴：垂直于XF轴，并指向返回器I象限线方向；

YF轴：与ZF、XF轴构成右手直角坐标系。

分离姿态设计的具体步骤如下：

(一)分离后返回器飞行姿态及相应的偏差角范围确定。

(1)考虑分离后再入姿态调整以及利用全球卫星导航定位系统(GNSS)导航定位的要求，返回器分离后飞行姿态要求大底指向速度方向，导航接收天线尽可能指向天顶。本例中，返 回器分离后飞行姿态为+ZF轴指向地心方向，+XF轴在轨道平面内，与飞行速度方向反向。如图5所示。

(2)根据惯性测量单元在姿态机动过程中输出误差α(本例为1.732×10-4°/s)、姿态机动角速度ω(本例为0.1°/s)以及返回器姿态估计的最大允许偏差σ(本例为0.05°)，根据公式(1)计算得到分离姿态与返回器分离后飞行姿态的最大偏差角度γ_max(本例)。

(二)分析不同分离姿态下测控天线轴向与返回器-地面站矢量夹角，确认天线对地面站的可见性。

(1)分析服务平台测控天线与返回器-地面站矢量夹角。本例中服务舱测控天线为全向天线，地面站在任意方向时，都能够满足地面测控的要求。

(2)分析返回器测控天线与返回器-地面站矢量夹角。首先对分离姿态按照分离后的飞行姿态及允许偏差范围进行分析，返回器天线轴向(本例返回器天线轴向在返回器本体坐标系中可表示为：[0.115，0.900，0.420])，测控天线半波束角为θ₂＝73°。根据返回器位置可得出不同姿态下返回器-地面站矢量(本例中，以返回器分离后的飞行姿态为基准姿态，基准姿态下，在返回器本体坐标系下的可表示为：[-0.555，0.059，0.830])。同时计算不同姿态下与的夹角(和分别为和的单位矢量)(本例中，基准姿态下，θ_afF＝70.3°，基准姿态基础上分别对滚动角、俯仰角和偏航角偏差范围进行分析，得出各种姿态角情况下的θ_afF)利用公式(2)给出允许的分离姿态范围(本例中，分离姿态可在返回器分离后飞行姿态的基础上的欧拉角变化范围：俯仰角范围-28°～+13°，偏航角范围-28°～+2°，滚动角范围-4°～+18°)。

(三)计算太阳翼转轴与太阳矢量的夹角及分离姿态对供电影响。

(1)根据服务平台太阳电池阵必须具备的最小发电能力E_min(本例为1300W)和服务平台太阳电池阵的最大发电能力E_max(本例为2600W)，按照公式(3)得到太阳矢量与服务平台太阳电池阵法向的最大夹角β_max(本例为60°)，根据公式(4)和公式(5)得到服务平台太阳电池阵转轴方向与太阳矢量的夹角范围要求(本例ψ_min＝30°，ψ_max＝150°)。

(2)对分离姿态进行分析，分析各种姿态偏差下分离姿态可用性，本例中，基准姿态下， 太阳矢量在返回器本体坐标系中表示为[0.709，-0.445，0.547]，服务平台太阳电池阵转轴矢量在返回器本体系中表示为[0，1，0]。基准姿态下与夹角为ψ＝116°，考虑分离姿态最大偏差角范围γ_max＝28°，那么考虑姿态偏差的情况下与夹角范围为[ψ-γ_max，ψ+γ_max]＝[88°～144°]，能够满足供电要求。

(四)对服务平台与返回器分离后的相对距离分析。本例中分离速度v＝0.6m/s，再入点处的安全距离要求大于400m。对上述分离姿态及偏差角范围进行分析，返回器和服务平台在再入点处的距离大于450m，满足要求。

(五)服务平台星敏感器(以下简称“星敏”)杂散光抑制分析。本例中，三个星敏感器杂散光抑制角均为a＝40°，三个星敏感器光轴矢量在返回器本体坐标系中表示为基准姿态下，太阳矢量在返回器本体坐标系中表示为[0.709，-0.445，0.547]，服务平台-地球矢量在返回器本体坐标系中表示为[0，0，1]，服务平台-月球矢量在返回器本体坐标系中表示为[0.575，0.538，-0.616]。地球对服务平台的半张角c₁变化范围在17.4°～34.1°之间，月球对服务平台的半张角c₂约为0.3°。基准姿态下，三个星敏光轴矢量与服务平台-太阳矢量夹角b1分别为83°、159°和108°，满足大于40°的要求；三个星敏光轴矢量与服务平台-地球矢量夹角b₂分别为132°、72°和72°，有两个星敏不能满足大于74.1°的要求，需要在基准姿态的基础上调整；三个星敏光轴与服务平台-月球矢量夹角b3分别为28°、100°和160°，有两个星敏满足大于40.3°的要求，月球杂散光对星敏正常工作无影响。针对上述约束条件对飞行姿态进行分析可知，在基准姿态的基础上调整俯仰角-10°，以保证三个星敏光轴指向与夹角均大于74.1°(最小为78°)

(六)综上所述，建立服务平台和返回器分离姿态如图6所示。返回器本体ZF轴在轨道平面内，与地心矢量夹角10°，偏向速度方向一侧；返回器本体XF轴在轨道平面内，沿速度反方向一侧。

本发明中未说明部分属于本领域的公知技术。