本发明涉及一种航天飞行器的自主轨道重规划方法，属航天器飞行器制导控制领域。
背景技术：
：传统的航天运输器，典型的如运载火箭，都是一次发射，起飞后不管，即起飞后如遇到发动机故障或其它意外情况，只能听天由命，不能进行轨道重新规划，因而不具备故障挽救能力，因此在故障情况下往往会造成较大的经济损失，甚至会发生安全事故。某些飞行器虽然具备轨道重新规划能力，具有故障挽救功能，(如卫星等，当出现火箭未将其送入预定轨道或有较大轨道偏差时，会通过接收地面注入上传的指令，进行轨道重新规划)但是都是基于天地通讯模式进行重规划，即在地面生成故障情况下轨道重规划指令，通过远程遥控方式上传至飞行器，这种方式一方面需要地面测控设备和大量技术人员支持，耗费巨大的人力物力成本，另一方面还受测控弧段和天地通讯情况的限制，当某些故障发生在测控盲区时或者出现天地通讯故障时，仍会使得飞行器无法接收到地面指令而导致故障无法挽救。航天飞行器是介于有效载荷与基础级运载火箭之间的具有自主轨道机动能力的新型航天运输工具，具有长时间在轨、多次启动、自主飞行、强大机动能力等特点。此航天飞行器能够完成多星发射、卫星部署、空间试验、交会、再入返回和轨道机动等任务。是提高火箭性能和提高任务适应能力的有效途径，倍受世界各航天大国的高度重视。如何利用飞行器携带的相关传感器敏感到的自身状态参数如速度位置等信息，自主选择新的最优目标轨道，是本领域急需解决的技术问题。技术实现要素：本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种航天飞行器的自主轨道重规划方法，进行在线自主判断，自主选择新的最优目标轨道，使得航天飞行器可以通过轨道重规划而具备故障挽救能力。本发明目的通过如下技术方案予以实现：提供一种航天飞行器的自主轨道重规划方法，包括如下步骤：(1)采集航天飞行器在滑行段ts时刻的飞行状态信息，飞行状态信息包括：距离起飞时刻的相对时间ts，航天飞行器控制系统的坐标系ts时刻的速度[Vx，Vy，Vz]和位置[x，y，z]；计算轨道参数，包括：半长轴a、离心率e、轨道倾角i、近地点幅角ω、升交点赤经Ω、真近点角f；(2)判断轨道参数是否存在超差，如果轨道参数均没有超差，则不进行轨道重规划，飞行器沿默认轨道飞行；如果任一轨道参数存在超差，则进入步骤(3)；(3)读取事先装订在计算机中的轨道参数库N条的预选轨道，半长轴ai、离心率ei、轨道倾角ii、近地点幅角ωi、升交点赤经Ωi、真近点角fi，i＝1、2、3...N，按i从小到大的顺序排列；距离起飞时刻的相对时间ts，航天飞行器控制系统坐标系ts时刻的速度[Vx，Vy，Vz]、位置[x，y，z]，读取预估的推力F和读取预装订的比冲U，及轨道参数库第1个目标轨道参数，判断是否能到达该目标轨道，如果能到达，则采用第1条预选轨道作为新的目标轨道，如果不能到达，则计算轨道参数库第2个目标轨道参数，判断是否到达该目标轨道，如果能到达，则采用第2条预选轨道作为新的目标轨道，依次类推，直至找到轨道参数库中能到达的目标轨道参数对应的最小i值，则将最小i值对应的预选轨道作为新的目标轨道；(4)控制飞行器按新目标轨道飞行。优选的，步骤(2)中判断轨道参数是否存在超差的具体方法为：判断|a-a0|≤Δa、|e-e0|≤Δe、|i-i0|≤Δi、|Ω-Ω0|≤ΔΩ、|ω-ω0|≤Δω、|f-f0|≤Δf是否均满足，如果均满足要求判定轨道参数都没有超差，如果任一轨道参数不满足要求，则表明该轨道参数超差，其中a0、e0、i0、ω0、Ω0、f0分别表示理论标准的轨道半长轴、离心率、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经、真近点角，Δa、Δe、Δi、ΔΩ、Δω、Δf分别表示理论标准的轨道半长轴偏差阈值、离心率偏差阈值、轨道倾角偏差阈值、近地点幅角偏差阈值、升交点赤经偏差阈值、真近点角偏差阈值。优选的，找到轨道参数库中能到达的目标轨道参数对应的最小i值的具体方法为：利用参数ts，[Vx，Vy，Vz]，[x，y，z]，F，U，a1、e1、i1、ω1、Ω1、f1，通过迭代制导的方法计算可达轨道am1、em1、im1、ωm1、Ωm1、fm1，计算|a1-am1|、|e1-em1|、|i1-im1|、|Ω1-Ωm1|、|ω1-ωm1|、|f1-fm1|，判断是否小于等于各自偏差阈值，如果均小于等于各自偏差阈值，则判断能到达该轨道，采用第1条预选轨道作为新的目标轨道，如果任一参数大于偏差阈值，则不能到达该轨道，第1条预选轨道不作为新的目标轨道；计算轨道参数库第2个目标轨道参数，判断是否超差，如果不超差，则采用第2条预选轨道作为新的目标轨道，依次类推，直至找到轨道参数库中不超差的目标轨道参数对应的最小i值，即满足|ai-ami|、|ei-emi|、|ii-imi|、|Ωi-Ωmi|、|ωi-ωmi|、|fi-fmi|均小于偏差阈值的最小i值，则将最小i值对应的预选轨道作为新的目标轨道，其中ami、emi、imi、ωmi、Ωmi、fmi分别表示选取第i条预选轨道理论，利用迭代制导计算可达轨道轨道的半长轴、离心率、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经、真近点角。优选的，N不小于10。优选的，ts时刻选择滑行段的前1000s。优选的，步骤(3)中如果N条预选轨道均不能到达，则控制飞行器沿默认轨道飞行。本发明与现有技术相比具有如下优点：(1)本发明创造性的使航天飞行器具备自主轨道重规划能力，能够实现故障状态下的自救，在故障情况下完成预期目标，减少经济损失和降低安全风险；(2)本发明通过自主的方式，不依赖地面设备和人员，降低了人力物力成本；(3)本发明通过在线自主计算的方式，不受测控弧段限制，不受天地通讯故障限制，提高了任务适应能力。附图说明图1为本发明轨道重规划流程示意图。具体实施方式本发明的技术解决方案是：自主轨道重新规划的实施过程，主要包括通过敏感器得到的速度位置等状态信息，确定状态参数是否超差，确定是否需要进行重规划，自主确定新的目标轨道，自主控制朝新的目标轨道飞行。轨道重规划具体步骤如下：(1)采集飞行器的状态信息航天飞行器与基础级火箭分离后进入滑行状态时，采集航天飞行器在滑行段ts时刻的飞行状态信息。飞行状态信息包括如下数据：距离起飞时刻的相对时间ts，航天飞行器控制系统坐标系ts时刻的速度[Vx，Vy，Vz]和位置[x，y，z]，计算轨道参数：a、e、i、ω、Ω、f，分别表示半长轴、离心率、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经、真近点角。(2)判断轨道参数是否超差如果|a-a0|≤Δa、|e-e0|≤Δe、|i-i0|≤Δi、|Ω-Ω0|≤ΔΩ、|ω-ω0|≤Δω、|f-f0|≤Δf都满足，说明轨道参数都没有超差，不进行轨道重规划，飞行器沿默认轨道飞行。如果上述式子有一个不满足，则进行轨道重规划。上式中a0、e0、i0、ω0、Ω0、f0，为理论标准的轨道根数，起飞前装订在航天飞行器计算机中。Δa、Δe、Δi、Δω、ΔΩ、Δf，为轨道允许超差的门限值，事先装订在航天飞行器计算机中。针对不同的任务，a0、e0、i0、ω0、Ω0、f0和Δa、Δe、Δi、Δω、ΔΩ、Δf都不相同。(3)选取新的目标轨道根据第(2)步，如果轨道参数超差，则进行新的目标轨道选取。新的目标轨道参数从事先装订在计算机中的轨道参数库ai、ei、ii、ωi、Ωi、fi(i＝1、2、3...N)中选取，其中ai、ei、ii、ωi、Ωi、fi(i＝1、2、3...N),为事先装订好N条的预选轨道，按满足任务需求的优先顺序，按i＝1、2、3...N顺序从小到大排列，N一般不小于10。选取方法采用迭代制导算法，迭代制导输入参数为飞行状态信息包括如下数据：距离起飞时刻的相对时间ts，航天飞行器控制系统坐标系ts时刻的速度[Vx，Vy，Vz]、位置[x，y，z]，读取预估的推力F和读取预装订的比冲U，及轨道参数库第i个目标轨道ai、ei、ii、ωi、Ωi、fi(i＝1、2、3...N)，依次计算通过迭代制导的方法可达轨道ami、emi、imi、ωmi、Ωmi、fmi(i＝1、2、3...N)，依次判断是否存在当轨道参数不超差对应的的最小i值为新规划的轨道参数代码iresult，iresult为1～N的结果，即如果iresulti＝1则选轨道参数库中第一条轨道为新的目标轨道，iresult＝2则选轨道参数库中第二条轨道为新的目标轨道，依次类似推，如果iresult不在1～N之间，则重规划失败，再重试，再重试两次如果还是失败，则回到第二步，不再进行重规划。(4)控制飞行器按新目标轨道飞行根据第(3)步选取新的目标轨道，并根据飞行器实时的状态参数，采用迭代制导算法，控制飞行器按新目标轨道飞行。下面结合附图对本发明做进一步说明。(1)采集航天器状态信息；(2)根据状态信息计算轨道是否超差；(3)根据超差情况判读是否进行重规划，如果不超差，按正常默认轨道飞行，如果超差，则进行弹道重规划；(4)按重规划策略和算法，选取新的目标轨道；(5)判断新目标轨道选取是否成功(6)如果新目标轨道选取成功，控制飞行器按新目标轨道飞行，如果新目标轨道选取失败，则仍按默认轨道飞行实施例1如果基础级运载火箭发动机发生故障，推力下降没有将航天飞行器送入预定轨道。飞行器进入滑行段，采集航天器状态信息：项目数值单位ts2032.913sVx-3243.605m/sVy-9231.941m/sVz-5.362m/sx5915326.422my-10328784.798mz-15279.831m根据状态信息，计算轨道根数，其中|a-a0|＝2350kmΔa＝100km，因此判断的结果是轨道参数超差，需要进行轨道重规划根据状态参数和轨道参数库，进行新轨道参数选择，得到iresult＝3，即选择第三条重规划轨道，即下图1中的航天器新目标轨道，新的目标轨道选取成功，航天飞行器需要进入如下新轨道:表1：航天器新目标轨道此时如果不进行弹道重规划，航天飞行器仍然采用原来参数，在下次点火关机后将进入的轨道离目标轨道偏差较大如下：表2：未弹道重规划进入的轨道表3：弹道重规划进入的轨道名称符号数值轨道偏差偏差要求单位轨道半长轴a43655.949-8.19059|△a|≤100km轨道偏心率e0.12858670.094256656|e|≤0.002轨道倾角i0.0341468-0.095853159|△i|≤0.20°°近地点幅角ω179.18770.287738/升交点赤经Ω356.2081-0.2919/真近点角f179.50890.008865/采用本发明进行弹道重规划进入了如下轨道如表3所示，轨道偏差极小，满足最终的使用要求。通过本实施例进一步证明了本方法具有较好的可操作性。以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本
技术领域：
的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。当前第1页1 2 3