空間飛行器離軌段制導策略研究

肖 振，張箭飛，陳 芳，鞏英輝，武 斌

（空間物理重點實驗室，北京，100076）

0 引 言

隨著天地往返技術發展，新型的空間飛行器不斷涌現。空間飛行器主要負責將載荷進行定點投放，其運行軌跡按照飛行特點可以分為在軌段、離軌段。其中離軌段通過飛行器攜帶的軌控發動機制動反推進行減速離軌，減速至滿足條件后將載荷投放；高精度離軌制動是確保載荷精準投送的前提，同時在離軌過程中也存在動力、測控等系統方面的各項約束，需通過離軌段制導策略設計進行統籌解決，因此高效可行的離軌制導策略是空間飛行器離軌制動的關鍵。

目前，對于需要按時返回的空間飛行器，例如神舟飛船、航天飛機、返回式衛星等，離軌均必須采用主動離軌方式，即經過制動前調姿、制動、過渡段慣性飛行3 個階段，以精確到達再入點，并實施后續進入大氣層的再入飛行。

基于空間定點投放任務，對離軌段總體設計條件進行分析，對離軌段設計約束進行梳理，針對設計約束開展制導策略研究，提出解決方案，通過仿真分析對制導策略設計的工程可實現性進行評估。

1 離軌制導總體設計條件分析

1.1 彈道剖面

在進入離軌段后，通過飛行器上攜帶的反推軌控發動機進行制動減速，降低軌道能量進而使軌道高度逐漸下降，滿足離軌條件后，飛行器與載荷分離，完成定點投送任務。

1.2 制導設計條件分析

離軌段制導總體方案設計內容以及涉及到的總體參數如表1 所示。

表1 制導設計條件Tab.1 Guidance Design Conditions

2 制導約束條件分析

2.1 定點投送精度約束

經過制動離軌后，飛行器與載荷分離，離軌分離時刻飛行航程精度直接決定載荷再入飛行距離，進而決定載荷飛行的力熱剖面。選擇合適的離軌制動策略，提高飛行器投送精度，可降低載荷再入過程中力熱環境，確保其后續飛行安全。

2.2 推進劑約束

在總體質量確定的情況下，空間飛行器可攜帶推進劑量受運載能力的制約，離軌段的制動力除了要滿足減速需求外，還需要為制動過程中控制飛行高度、彈道傾角提供控制力，同時在軌控發動機存在天地一致性差異的情況下，還需要考慮有限推力作用弧段的引力損失問題，需結合推進劑約束和靈活離軌策略來實現離軌再入的可靠性。

為減少攜帶載荷，空間飛行器采用反推分離設計方案，利用軌控發動機提供的制動力取代分離彈簧，滿足分離條件后，在軌控發動機不關機的情況下進行分離裝置解鎖，利用軌控發動機產生的制動力，建立起飛行器與載荷的速度差實施分離。受運載器運載能力限制，飛行器自身攜帶推進劑有限，既要保證飛行器與軌控艙分離時盡量減速至滿足再入條件，又要避免分離前軌控發動機推進劑耗盡，影響最終分離。

2.3 天基測控約束

天基測控是確保離軌制動任務可靠、安全實施的必要條件。離軌制動前后需完成制動前調姿、制動減速、分離前調姿、分離觸發等關鍵時序，同時在離軌制動過程中，要監視飛行器位置、速度、姿態、發動機工作狀態等遙測參數。天基測控對飛行器具有姿態需求，當天基測控的姿態需求與離軌制動的姿態需求產生矛盾時，應優先滿足離軌制動需求，同時離軌制動需充分考慮測控條件的約束，最大化使用測控支持。

3 制導策略設計

針對上述任務剖面分析、設計條件分析以及設計約束分析，開展制導策略設計，針對再入點精度約束，設計了基于推力辨識的制動開機判據；針對推進劑約束與分離可靠性約束，采用視速度增量對剩余推進劑進行預示；針對天基測控約束，在不改變制動推力方向的前提下，通過選擇中繼星、優化天線安裝角度來滿足測控對星需求。

3.1 基于推力辨識的制動開機策略

軌控發動機推力偏差是造成離軌航程偏差的主要因素，為了提高航程精度，需在離軌段前獲取軌控發動機實際制動加速度，在制動離軌前開啟軌控發動機進行推力辨識，根據導航加速度計的輸出計算實際推力加速度為

3.2 基于視速度增量的分離判據設計

為防止分離前推進劑耗盡，以離軌段軌控發動機開機為起點，采用視速度增量計算方法對軌控發動機消耗推進劑進行預示，每個導航周期內的視速度增量進行累加：

3.3 基于仿真的測控天線安裝需求分析

a）確定飛行器所在位置。

在地球固連坐標系（原點為地心，軸指向格林尼治子午線，軸垂直于地球赤道面指向北極，軸由右手定則確定）對飛行器位置進行計算，已知飛行器經度、緯度、高度（，，）信息，轉換至地固系位置：

b）進行覆蓋性分析，篩選可見中繼星。

由于地球曲率的影響，中繼衛星對空間的覆蓋區域受到限制，如圖1 所示。根據中繼衛星對地表的最大覆蓋范圍計算方法，單顆中繼衛星覆蓋的最大地球區域對應的半地心角為

圖1 單顆導航衛星對地覆蓋區域Fig.1 Ground Coverage Area

式中為地球軌道平均半徑；為中繼衛星高度。

中繼衛星為地球同步衛星，軌道高度為36 000 km，地球平均半徑為6371 km，代入式（6）計算得到中繼衛星覆蓋的半地心角約為81°。

式中為飛行器位置在地球固連坐標系下的表示。

當小于中繼衛星覆蓋半地心角時，認為中繼衛星對飛行器是可見的，根據離軌段沿飛行軌跡計算結果選取可見的中繼衛星。

c）根據仿真包絡，計算天線安裝角。

已知地固系下飛行器俯仰、偏航、滾轉角為、、，建立地固系到彈體系轉換矩陣如式（8）所示。

中繼衛星在彈體坐標系下的位置矢量如式（9）所示。

矢量在彈體系的視線俯仰角、偏航角分別為

彈體系的視線俯仰、偏航角定義見圖2，根據中繼衛星及偏差組合下的飛行包絡，計算視線角包絡，以此為參考開展天線安裝角設計，為測控方案提供支撐。

圖2 彈體系下視線角定義Fig.2 Sight Angle Definition in Projectile System

4 仿真計算與分析

a）仿真參數。

離軌初始點軌道根數如表2 所示，中繼衛星軌道根數如表3 所示。

表2 離軌初始點軌道根數Tab.2 Track Parameters of Initial Departure Point

表3 中繼衛星軌道根數Tab.3 Track Parameters of Relay Satellite

b）推力辨識制動開機策略仿真分析。

仿真工況中加入+10%的發動機推力偏差，對比有無推力辨識策略情況下的離軌段仿真見圖3，3 種工況下的仿真具體指標見表4。通過仿真結果可以看出，在發動機推力偏差+10%的情況下，通過推理辨識策略修正制動起始時間，可以將航程偏差從216.8 km 縮小至69 km，大幅度提高再入點航程精度。

圖3 各工況下的離軌段飛行距離Fig.3 Flight Distance of Deorbit Trajectory

表4 離軌段飛行距離Tab.4 Flight Distance of Deorbit Trajectory

c）視速度增量判據設計。

通過大規模仿真對Δ進行設計，在不考慮推進劑消耗上限并采取速度關機的情況下，通過大規模仿真得到視速度增量與推進劑消耗的對應關系見圖4。

圖4 視速度增量與推進劑消耗之間關系Fig.4 Relationship between Acceleration Increment and Propellant Consumption

根據總體方案，在排除用于反推分離、姿態控制所需的推進劑后，留給軌控發動機的可用推進劑最大值為592 kg。根據仿真結果可以看出，選擇軌控消耗到達592 kg 對應的最小視速度增量754.195 m/s，根據式（4）計算后，將視速度增量判據Δ設計為752.324 8 m/s，仿真統計中可以看出，將Δ設計為該指標時，打靶仿真情況下約3.5%的偏差組合狀態將會觸發視速度增量判據引發器艙分離，飛行器的最大再入速度偏差約為33 m/s。

d）測控覆蓋性仿真分析

根據中繼衛星位置，沿離軌段彈道首先進行衛星覆蓋性分析，仿真結果見圖5，可看出離軌段飛行器與2 號中繼衛星的地心矢徑夾角小于中繼星覆蓋半地心角，與1 號中繼衛星和3 號中繼衛星的地心矢徑夾角大于中繼星覆蓋半地心角，因此在離軌段飛行器與2 號中繼衛星相互可見，與1 號、3 號中繼衛星不可見。

圖5 離軌段衛星覆蓋性分析Fig.5 Satellite Coverage Analysis of Deorbit Trajectory

進行離軌段偏差組合仿真，得到偏差組合下的2 號中繼衛星在彈體系下的視線角包絡如圖6 所示，可據此設計測控天線的安裝角度以及天線波束角范圍。

圖6 彈體系下視線俯仰角、偏航角仿真包絡Fig.6 Simulation Envelope of Sight Angle in Projectile System

5 結束語

基于空間定點投放任務，對離軌段總體設計條件進行分析，對離軌段設計約束進行梳理，針對約束條件進行制導策略研究，通過仿真分析驗證了制導策略的正確性與工程可實現性，提高了空間定點投放精度，優化了離軌過程中推進劑使用效率，提升了離軌過程中天基測控的可靠性，為未來空間飛行器定點投送任務制導總體設計提供了支撐。