（航空宇航科学与技术专业论文）载人飞船自主应急返回动力学与控制研究.pdf

国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 摘要 随着人类迈入外空间进程的快速发展，载人航天中的安全问题日益突出。过 去在“s z 4 号 至“s z 7 号 飞船上试验的自主应急返回控制方案是在地面精密 定轨和地面可测控条件下进行返回控制参数注入，从而实现在轨多圈的应急返回 控制的。 载人航天交会对接二期工程正在实施过程中，一旦在飞船交会对接变轨的过 程中出现紧急情况，又没有地面测控支承条件，以前“s z 4 号 至“s z 一7 号 的 自主应急返回控制方案和算法不再有效。本文正是在此工程背景下完成了飞船自 主应急返回船上方案和算法的设计，以及与地面数值仿真的精度比对，结果表明 满足工程技术设计要求，可以完全不需要地面测控支持，实现了完全的自主应急 返回控制。飞船自主应急返回要求自主定轨、对返回控制参数和落点预报的计算 全部由船载计算机实时计算完成。受船载计算机硬件和实时计算的限制，飞船自 主应急返回方案的算法必须有很高的计算效率。 本文对飞船自主应急返回的研究内容包括飞船在轨运行段的自主定轨、轨道 预报动力学、制动返回段的神经网络控制算法以及提供给飞船的地面测试仿真软 件四部分。飞船自主定轨基于g p s 数据完成，在轨运行段的轨道预报采用考虑大 气阻力摄动修正的拟平根数解析算法，并通过已有的g p s 数据对归一化大气阻力 修正系数进行辨识，仿真结果表明轨道预报算法有较高的计算效率和预报精度。 飞船制动返回段采用基于b p 人工神经网络的算法，根据地面进行飞船返回再入段 六自由度仿真得到的大量返回控制参数样本，然后用这些样本对建立好的b p 网络 进行训练；在飞船发射前将训练好的网络拟合参数装订到飞船上，从而实现飞船 返回控制参数与落点的实时计算。 通过飞船自主应急返回地面仿真软件的大量仿真算例表明，本文所研究的飞 船自主应急返回方案是合理可行的。通过g p s 实测数据与本文轨道预报算法的比 较，表明本文的轨道预报算法有较高的精度，可以满足飞船自主返回控制的要求。 最后，针对目前飞船返回再入b p 神经拟合网络算法难以适应轨道倾角大幅度 变化的局限性和不足，又初步提出了一种基于飞船轨道根数的返回再入落点半解 析预估概念和算法，可较好克服神经网络算法的不足，也是今后的一个研究方向。 本文提出的飞船返回再入落点半解析预估算法包括制动段、自由飞行段忽略大气 阻力的解析算法和再入段插值的半解析算法。 主题词：载人飞船，自主应急返回，轨道预报，动力学与控制，神经网络 第i 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 a bs t r a c t w i t l lt h eq u i c kd e v e l o p m e n to fh u m a nr a c e sp r o c e s so fs t e p p i n gi n t ot h eo u t e r s p a c e ，t h es e c u r i t yi s s u e si nt h em a n n e ds p a c ef l i g h tb e c o m ei n c r e a s i n g l yp r o m i n e n t i n t h ep a s t ，t h ec o n t r o lp r e c e p to fa u t o n o m o u se m e r g e n c yr e t u r nt e s t e do n s z - 4 t o s z 一7 i sb a s e do nt h ei n j e c t i o no fc o n t r o lp a r a m e t e r so fr e t u r n 、析t ht h eg r o u n ds u p p o r t so f m e a s u r e m e n t ，c o n t r o l ，a n dp r e c i s i o no r b i td e t e r m i n a t i o nb a s e do nn u m e r i c a lc a l c u l a t i o n t h es e c o n dp h a s eo fm a n n e ds p a c er e n d e z v o u si so ns c h e m e o n c ea n ye m e r g e n c y h a p p e n e di nt h ep r o c e s so fr e n d e z v o u sa n dd o c k ，t h e r em a yb en og r o u n d - b a s e ds u p p o r t a n dm o n i t o r i n g ，t h ec o n t r o ls c h e m ea n da l g o r i t h mo fa u t o n o m o u se m e r g e n c yr e t u r n p e r f o r m e do n s z - 4 t o s z 一7 i sn ol o n g e rv a l i d i nt h ec o n t e x to ft h i sp r o j e c t t h i s p a p e rc o m p l e t e dt h ed e s i g no f c o n t r o ls c h e m ea n da l g o r i t h mo ft h es p a c e s h i p s a u t o n o m o u se m e r g e n c yr e t u n b yc o m p a r i n gw i t ht h en u m e r i c a ls i m u l a t i o n ，i th a sb e e n p r o v e dt h a tt h i sc o n t r o ls c h e m ea n da l g o r i t h mc a nm e e tt h ee n g i n e e r i n gd e s i g n r e q u i r e m e n t s ，a n dc a nr e a l i z ea u t o n o m o u se m e r g e n c yr e t u r nr e l i a b l yw i t h o u tt h eg r o u n d s u p p o r t s t l l es p a c e s h i p sa u t o n o m o u se m e r g e n c yr e t u r nr e q u i r e st h a tt h ea u t o n o m o u s o r b i td e t e r m i n a t i o n ，t h ep r e d i c t i o no fc o n t r o lp a r a m e t e r so fr e t u r na n dt h ep r e d i c t i o no f t h ef a l lp o i n tm u s tb ec a l c u l a t e di nr e a l - t i m eb yt h ec o m p u t e ro n b o a r d b yc o n s t r m n to f t h eh a r d w a r eo ft h ec o m p u t e ro n b o a r d ，t h ea l g o r i t h mo fa u t o n o m o u se r m e r g e n c yr e t u r n m u s th a v eav e r yh i g hc o m p u t a t i o n a le f f i c i e n c y t h ed y n a m i c sa n dc o n t r o lr e s e a r c ho fs p a c e c r a f t sa u t o n o m o u se m e r g e n c yr e t u r n s t u d i e di nt h i sp a p e rh a v eb e e nd i v i d e di n t of o u rp a r t s ，t h ea u t o n o m o u so r b i t d e t e r m i n a t i o n ,o r b i tp r e d i c t i o n ,n e u r a ln e t w o r ka l g o r i t h mo fr e t u r n i n gc o n t r o l p a r a m e t e r sa n dg r o u n d t e s t e ds i m u l a t i o ns o f t w a r ef o rs p a c e c r a f t t h eo r b i tp r e d i c t i o n u s e dt h ea l g o t h r i mo fm e a ne l e m e n tc o n s i d e r i n gt h ep e r t u r b a t i o nd u et oa t m o s p h e r i c d r a g ，a n dt h en o r m a l i z e dc o e f f i c i e n ti n d e n t i f i c a t i o no fa t m o s p h e r i cd r a gw a sb a s e do n t h ee x i s t e dg p sd a t a s t h es i m u l a t i o nr e s u l t sh a v es h o w e dt h a tt h ea l g o t h r i mo fo r b i t p r e d i c t i o nh a sb e e nh i g hc o m p u t a t i o n a le f f i c i e n c ya n d f o r c a s ta c c u r a c y t h eb pa r t i f i c a l n e u r a ln e t w o r ka l g o r i t h mh a sb e e na d o p t e di nt h eb r a k i n gb a c ks e g m e n t b yt h e6 - d o f s i m u l a t i o n so ng r o u n do fs p a c e c r a f t sr e t u r nr e e n t r y , al a r g en u m b e ro fs a m p l e so f f l i g h tp a r a m e t e r sh a db e e ng a t h e r e df o rt h et r a i n i n go ft h eb pn e u r a ln e t w o r k b e f o r e t h el a u n c ho ft h es p a c e c r a f t ，t h ep a r a m e t e r so ft h en e t w o r kw h i c hh a db e e nt r a i n e dw e l l w o u l db ef i x e di ni t ，a l l o w i n gt h es p a c e c r a f tt oc a l c u l a t et h er e t u r nc o n t r o lp a r a m e t e r s a n dt h ep o i n t so ff a l li nr e a lt i m e a c c o r d i n gt oal a r g en u m b e ro fs i m u l a t i v ee x a m p l e sf i n i s h e db yt h es o f t w a r eo f t h es p a c e c r a f t sa u t o n o m o u se m e r g e n c yr e t u r ns i m u l a t i o n , t h ep r e c e p to fs p a c e c r a f t s a u t o n o m o u se m e r g e n c yr e t u r ns t u d i e di nt h i sp a p e ri sr e a s o n a b l ea n df e a s i b l e b y c o m p a r i n gt h er e a lg p sd a t a sw i t ht h er e s u l t so ft h ea l g o r i t h mo fo r b i tp r e d i c t i o n , i th a s 第i i 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 s h o w e dt h a tt h ea l g o r i t h mo fo r b i tp r e d i c t i o nw i t hh i 曲a c c u r a c y ，c a l lm e e tt h e r e q u i r e m e n t so fs p a c e c r a f t sa u t o n o m o u sr e t u r nc o n t r 0 1 i nt h ee n d ，i nv i e wo ft h el i m i t a t i o n sa n dd i s a d v a n t a g e so fc u r r e n ta l g o r i t h mo f s p a c e c r a f t sr e - e n t r yb pn e u r a ln e t w o r k t h a ti tw a sd i f f i c u l tt oa d a p tt ot h el a r g ec h a n g e s o fo r b i t a li n c l i n a t i o n , an e ws e m i a n a l y t i c a lc o n c e p ta n da l g o r i t h ma b o u tt h ep r e d i c t i o n o ft h ep o i n t so ff a l lb a s e do no r b i t a le l e m e n t sh a sb e e np u tf o r w a r d 1 1 l en e wa l g o r i t h m m a yo v e r c o m et h ed i s a d v a n t a g e so ft h ea l g o r i t h mo fb pn e u r a ln e t w o r k ，a n di tw i l la l s o b eaf u t u r er e s e a r c hd i r e c t i o n t h i sn e wl d n do fs e m i a n a l y t i c a la l g o r i t h ma b o u tt h ef a l l p o i n tp r e d i c t i o ni n c l u d e st h ea n a l y t i ca l g o r i t h m 、析t l ln e g l e c t e da t m o s p h e r i cd r a gi n b r a k i n gs e c t i o na n df r e e - f l y i n gs e c t i o n ，a n dt h es e m i - a n a l y t i c a li n t e r p o l a t i o na l g o r i t h m i nr e e n t r ys e c t i o n k e yw o r d s ： m a n n e ds p a c e c r a f t ，a u t o n o m o u se m e r g e n c yr e t u r n ， o r b i t p r e d i c t i o n ，d y n a m i c s a n dc o n t r o l ，n e u r a l n e t w o r k 第i i i 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 表目录 表2 1u t l 短周期项的振幅和各分量的系数9 表2 2i a u l 9 8 0 章动序列的前2 0 项1 1 表4 1 飞船返回轨道六自由度仿真结果5 2 表5 1 各参数及输出的均值和方差6 2 表6 1 自主应急返回算法与六自由度数值计算结果比对7 3 表6 2 轨道预报约4 3 分钟与g p s 实测数据的比对7 5 表6 3 轨道预报约3 小时与g p s 实测数据的比对7 5 表7 1 解析解和数值解的对比8 5 图目录 图2 1 时间系统的转换过程1 2 图2 2 地心赤道坐标系统相互之间转换关系1 4 图3 1 算例1 无大气阻力摄动修正时6 小时内的轨道预报误差曲线3 0 图3 2 算例1 有大气阻力摄动修正时6 小时内的轨道预报误差曲线3 1 图3 3 算例2 无大气阻力摄动修正时4 5 小时内的轨道预报误差曲线3 2 图3 4 算例2 有大气阻力摄动修正时4 5 小时内的轨道预报误差曲线3 3 图4 1q x 2 y2 7 , 2 与d l 一y lz l 3 8 图4 2 o a x a y 4 乃与一x a g y 如3 8 图4 3 两舱时导航制导方块图4 7 图4 4 俯仰通道姿态控制方块图4 7 图4 5 刀，= o 0 4 以前返回舱的导航制导结构图4 8 图4 6 ，l d = o 0 4 以前滚动通道控制方块图4 9 图4 7 甩。= 0 0 4 至1 0 七m 高度导航制导方块图5 0 图4 8n x = o 0 4 后俯仰通道姿态控制方块图5 1 图4 9 刀。= o 0 4 后偏航通道姿态控制方块图5 1 图5 1 神经元结构模型5 4 图5 2b p 网络结构5 5 图5 3 落点在凸多边形内的判断6 l 第1 v 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 图5 4 着陆偏差区在落区内的判断6 l 图5 5 神经网络m a t l a b 结构示意图6 1 图5 6 神经网络的训练误差变化曲线6 2 图5 7 神经网络对于1 3 9 2 个测试样本的测试误差曲线6 3 图5 8 神经网络的训练误差变化曲线6 3 图5 9 神经网络对于1 3 9 2 个测试样本的测试误差曲线6 4 图5 1 0 神经网络的训练误差变化曲线6 4 图5 1 1 神经网络对于2 0 0 个测试样本的测试误差曲线。6 5 图5 1 2 神经网络的训练误差变化曲线6 5 图5 1 3 神经网络对于1 3 9 2 个测试样本的测试误差曲线6 6 图5 1 4 神经网络的训练误差变化曲线一6 6 图5 1 5 神经网络对于1 3 9 2 个测试样本的测试误差曲线6 7 图5 1 6 神经网络的训练误差变化曲线6 7 图5 1 7 神经网络对于2 0 0 个测试样本的测试误差曲线一6 8 图6 1 飞船自主应急返回地面仿真软件功能模块7 0 图6 2 仿真软件类库结构示意图7 0 图6 3 飞船自主应急返回地面仿真软件主界面7 1 图6 4 地面仿真软件第二次轨道预报界面7 2 图6 5 地面仿真软件g p s 实测数据检测界面7 2 图7 1 神经网络示意图7 7 图7 2 轨道飞行器返回再入的半解析求解过程框图7 9 图7 3 等角、等高偏差关系图8 0 图7 4 计算坐标系op r z 81 图7 5 从3 4 0 o n 制动至1 0 0k m 返回轨道位置和速度的数值仿真曲线一8 6 第v 页 独创性声明 本人声明所呈交的学位论文是我本人在导师指导下进行的研究工作及取得 的研究成果。尽我所知，除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含 其他人已经发表和撰写过的研究成果，也不包含为获得国防科学技术大学或其它 教育机构的学位或证书而使用过的材料。与我一同工作的同志对本研究所做的任 何贡献均已在论文中作了明确的说明并表示谢意。 学位论文题目： 学位论文作者签名： 日期：2 哆年2 月7 日 学位论文版权使用授权书 本人完全了解国防科学技术大学有关保留、使用学位论文的规定。本人授权 国防科学技术大学可以保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子 文档，允许论文被查阅和借阅；可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据 库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存、汇编学位论文 ( 保密学位论文在解密后适用本授权书。) 学位论文题目 学位论文作者 作者指导教师签名： b 期：2 0 j 年2 玛日 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 第一章绪论 1 1 引言 1 9 5 7 年1 0 月1 4 日，前苏联将世界上第一颗人造卫星发射升空，开辟了人类 进入太空的新纪元。人类的活动区域从此便由陆地、海洋和大气层空间迈向了外 层空间。空间技术( 也称航天技术) 的发展给人类社会的进步和文明带来了巨大的影 响，使社会生活、国民经济、国防建设等各个领域发生了深刻的变革【l 】。 1 9 6 1 年4 月1 2 日，前苏联成功发射了世界上第一艘载人飞船，开辟了人类进 入外层空间的道路，同时也掀起了世界各国对载人航天技术的研究热潮。由于航 天试验本身存在的风险性，尤其是载人航天独具的“载人特点，因此应急救生 技术已成为发展载人航天的关键技术之一。载人航天救生技术，就是在航天系统 的故障危及航天员生命安全的应急情况下，使航天员迅速脱离危险、及时撤往另 一航天器或返回地面以确保其生命安全的一门综合性技术【l 】【2 】。 载人航天中完成任务的可靠性主要取决于航天大系统的总的可靠性，而航天 大系统主要是由载人航天器系统( 包括载人飞船、航天飞机、运载火箭、载机等) 、 发射系统、测控设备、回收和营救设施等组成的综合体，这个综合体的可靠性主 要取决于人类航天技术的发展水平 3 1 。众所周知，技术总是具有有限的可靠性，当 尚未把它完全完善的时候，总是存在一定的可靠性水平限制( 有时甚至是理论上的 限制) ，因此在载人航天中，企图单纯通过提高航天系统的可靠性来达到航天员的 安全性“万无一失的要求是很难的，因为两者之间常常存在较大的差距。例如 欧洲空间局规定“赫尔姆斯航天飞机加上“阿里安5 运载火箭系统航天员的安 全指标为0 9 9 9 ，而“阿里安5 运载火箭得可靠性仅为0 9 8 ，远不能满足航天员 安全性的要求。要在具有较低的可靠性水平限制的大系统的基础上满足较高的航 天员安全性的要求，必须设置灾难应急救生系统，使得在飞船发生故障乃至发生 灾难性事故的情况下，能帮助航天员迅速脱离险区，及时撤往另一飞行器或安全 返回地面，由此提高航天员的安全性。 在发生意外事故时，将危险减d , n 最低限度并确保航天员的生命安全是应急 救生系统的设计目的。在现今的技术条件下，为了万无一失地保障航天员的安全， 载人航天器上都必须具备应急救生能力。救生措施的最终目的就是使航天员脱离 危险区安全返回地面。 返回技术是载人航天救生技术的基础，这是因为除了空间站类型的航天器外， 所有的载人航天器都是返回式载人航天器。而每次载人航天飞行任务的完成都是 以载人航天器的返回部分搭载航天员安全回到地面为象征的。在尚未建立空间基 第1 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 地的情况下，航天救生的归宿只有地面，因此涉及载人航天全过程的应急返回问 题就成为载人航天救生技术的核心。 1 2 研究背景及意义 按一次载人航天飞行的全过程来划分，航天员的应急救生可分为以下几类【l 卅： ( 1 ) 发射台上和主动段低空阶段。这一阶段主要采用救生塔或救生火箭、救生 吊篮及弹射座椅等，如美国的“水星号 飞船采用救生塔应急救生系统，前苏联 的“东方号 采用弹射座椅等。 ( 2 ) 主动段的高空阶段。这一阶段中载人飞船的营救救生方法多采用中断飞行 的安全措施。大量的飞行实践证明，在该阶段可能出现推力不足、提前熄火等推 进系统故障；制导系统的故障可能使飞行器失去控制，偏离预定的轨道；而级间 分离机构失灵可能使已工作的发动机不能分离等。当发生这些故障时，运载火箭 已无法完成预定的飞行任务，都应采用立即中止飞行、应急返回地面的措施。 ( 3 ) 轨道运行段。目前美国和前苏联的所有载人航天飞行器，在轨道上尚无专 用应急救生设备，其安全主要依靠飞船系统的可靠性提供保障。这是因为在该阶 段发生的故障一般是慢性故障，如果故障得到处理，飞船可按原计划飞行；否则 只能中断预定的飞行计划，提前返回地面。视故障的紧迫程度，轨道运行段的应 急返回分为等待返回、稍后返回和立即返回三种。 ( 4 ) 返回段的应急救生。航天器的离轨返回过程，经受着严重的力学与热学环 境，航天员在返回阶段处于不断变化的运动状态之中，外界无法采取合适的营救 措施，主要依靠飞船返回舱或航天飞机轨道器自身的可靠性。如采取航天员穿航 天服、可以自动或手动操纵飞船建立制动姿态、发动机备份，返回升力控制失灵 后使返回舱起旋以弹道式返回、备份降落伞系统等方法，也可以采用弹射座椅或 牵引火箭作为应急备用救生设备，如前苏联的“东方号 和美国的“双子星座 飞船【4 】，【9 】。 而对于轨道运行段的应急救生，主要是在地面遥测下进行精密的轨道参数确 定，然后通过地面的数值仿真解算出飞船的应急返回控制参数，然后当飞船星下 点轨迹经过地面测站时注入，这种方法比较成熟，俄罗斯的“联盟号 飞船、美 国的“双子星座飞船都曾使用过。 我国将开展史无前例的空间交会对接工程，飞船在交会对接的喷气变轨过程 中，地面测控站可能无法对其精密定轨，一旦出现应急事件，而地面测控站就无 法注入控制参数，需要紧急返回地面，以前的地面测站向飞船注入参数的方法就 没用了，这时就需要进行飞船的自主应急返回控制，实现飞船自主定轨、轨道预 报和自主解算制动点时刻、制动时间、制动速度、推返分离时刻、起旋和消旋时 第2 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 刻等返回控制参数，这就是本文的研究背景和研究目的。本文所研究的自主应急 返回属于轨道运行段的应急救生。 自主应急返回控制过程一般是弹道式返回，计算的关键在于得到准确的制动 时刻和对应的制动控制参数，要求具有良好的实时性，能快速自主定轨，对未来 几圈的轨道进行精度尽可能高的轨道预报，计算预报出自旋地球上对应的落点轨 迹，根据地球上事先划定的安全着陆区进行可行落区的判断，对可行落区进行制 动时刻与返回控制参数的快速计算。进行航天器自主应急返回的研究，弥补了目 前航天器轨道运行段应急救生能力不足的缺陷，对航天系统整体可靠性的提高有 重要意义。 我国已经在“神舟 飞船上成功地实现了自主应急返回控制参数确定和注入 试验【l ，但目前的应急返回方案还没有完全实现自主，仍然需要依靠地面数值计 算完成精密定轨1 1 4 1 ，地面测控系统再根据飞行器当前的轨道条件数值计算出5 1 0 圈的制动时刻、制动速度、制动点、再入点等一系列返回控制参数，然后将返回 控制参数注入到在轨飞行器上，可见这种自主应急返回方案仍然需要地面测控的 支持，并不是完全、彻底的自主应急返回。 本文所研究的飞行器自主应急返回方法，则完全不需要地面测控计算的支持， 它依靠船载g p s 自主定轨，然后进行未来几圈的轨道预报，然后通过已经训练好 的人工神经网络算法快速计算出各圈合理落区对应的返回控制参数，从而实现完 全依靠船载计算机进行返回控制参数及落点的计算预报，是一种完全自主的应急 返回控制。 1 3 国内外研究现状 对载人航天器的应急救生及返回控制问题，世界各航天大国都相当重视，并 进行了大量研究。 ( 1 ) 国外研究现状 目前国外载人飞船返回舱一般都采用弹道式或弹道一升力式再入。因为弹道 式再入飞船技术上容易实现，是最先发展起来的一类再入航天器，如前苏联的“东 方号 和“上升号 飞船以及美国的“水星号 飞船等。在需要降低最大过载和 减少落点散布的场合，弹道一升力式返回舱被广泛采用，美国的“双子星座”和 “阿波罗飞船返回舱以及前苏联的“联盟号 飞船都采用这种再入技术。目前 采用升力式再入的只有美国1 9 8 1 年研制成功的航天飞机。 前苏联的“联盟号”飞船是世界上发射次数最多的载人飞船，到1 9 9 3 年1 2 月为止，“联盟号系列飞船共发射了9 6 次，其中6 9 次载人发射。“联盟号 在发射台及主动段低空阶段采用应急救生逃逸火箭将返回舱与运载火箭分离，然 第3 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 后返回地面；在主动段的高空阶段，应急救生采用变轨发动机将飞船与运载火箭 分离，然后返回地面；在轨段的应急救生措施是提前返回；返回段应急救生无专 用设备，主要依靠可靠性冗余设计与降额使用来保证飞船的安全性【8 9 1 。 “阿波罗 飞船在发射段及主动段低空应急救生采用逃逸火箭将指令舱分离， 然后返回地面；在主动段高空段，应急救生由变轨发动机将飞船与运载火箭分离， 然后返回地面；轨道运行段的应急救生措施是提前返回；返回段无专门的应急救 生设备，主要通过发动机与主伞备份等技术保障航天员的安全【3 4 】。 ( 2 ) 国内研究现状 国内对载人航天器的返回再入及应急救生也较早进行了深入的研究，如航天 五院、北京航空航天大学、西安卫星测控中心、国防科技大学等。参考文献 1 4 】 对飞船自主应急返回控制参数的确定方法进行了研究；参考文献 1 5 【1 6 对载人飞 船再入轨道和指导规律设计及六自由度弹道仿真进行了研究；参考文献 1 7 对载人 飞船应急返回轨迹规划设计进行了研究；参考文献【1 8 】对载人飞船应急救生轨道的 返回再入动力学与制导问题进行了研究；参考文献 1 9 1 对载人航天器高空应急救生 控制变量与落点的快速预报算法进行了研究。 自1 9 9 3 年起，我国的“神舟 飞船系统应急救生分系统经过方案论证、方案 设计、初样研制、正样研制等阶段，攻克了一个个技术难关，技术方案日趋成熟， 在无人飞船试验和载人飞船飞行中均取得圆满成功【1 1 1 。“神舟”飞船系统总体对 应急救生分系统的主要技术要求包括以下6 个方面： 1 ) 待发段的应急救生 包括紧急撤离和零高度应急救生设计与验证。 2 ) 发射段大气层内救生 从火箭起飞至抛整流罩前的应急救生，由运载火箭的逃逸系统将飞船轨道舱 和返回舱带离危险区，返回舱从逃逸飞行器分离后，能自主地安全着陆( 或溅落) 。 3 ) 发射段大气层外救生 发射段抛整流罩的救生，由飞船自主完成，降落或溅落在预定的应急着陆区 内或将飞船送入设计的正常或异常轨道。 4 ) 轨道运行段应急返回 a 在飞船运行段，出现压力应急等故障，在无测控网支持的情况下，飞船应 具有自主应急返回到应急着陆区的能力。 b 在运行段当飞船出现致命性故障时，飞船可实施第2 圈应急返回、弹道式 返回、提前返回、航天员手控返回等模式；弹道式返回与提前返回可以着陆在主 着陆场或副着陆场。 5 ) 返回段的应急救生 第4 页 国防科学技术大学研究生院硕士学能论文 a 在返回段初期当发生致命性故障( 如第2 次返回调姿故障) 时，飞船应能推 迟一天或两天返回。 b 在返回段的其他阶段采用备份方式实现故障状态下的救生。 6 ) 着陆后的应急救生。 对于轨道运行段的应急救生，主要是在地面遥测下进行精密的轨道参数确定， 然后通过地面的数值仿真解算出飞船的应急返回控制参数，然后当飞船星下点轨 迹经过地面测站时注入。这项研究已开展了很久，而且比较成熟，在s z 7 以前的 各飞行试验中进行了实施。但当飞船在交会对接的变轨过程中，可能没有测站经 过，一旦出现应急事件，而地面测控站就无法注入控制参数，需要紧急返回地面 的策略、方法和算法，国内还没有进行此项专门深入的研究。 1 4 本文的主要内容 本文完成了载人飞船轨道运行段完全自主的应急返回动力学与控制的数学模 型、算法设计与仿真验证，进一步完善了我国载人飞船的自主应急返回技术，并 在此基础初步提出了一种预估轨道飞行器返回再入落点的半解析方法，为自主应 急返回算法不受给定轨道倾角的限制，进一步深入研究自主应急返回理论及其算 法奠定了基础。 本文的主要内容可以分为以下五部分： 第一部分包括第一章“绪论和第二章“时间系统及地固坐标系与惯性坐标 系之间的转换 。本部分主要介绍了本文的研究背景和意义，以及本文所涉及到 的时间系统和w g s 8 4 地固坐标系到j 2 0 0 0 惯性坐标系之间的相互转换。 第二部分设计了基于g p s 短弧轨道测量数据的轨道确定及其轨道预报算法， 即第三章“g p s 轨道确定和轨道预报的方法和模型，考虑了船载算法的实时性 要求。本部分主要基于拟平均根数方法的轨道预报模型，并通过已有的遥测数据 对飞船大气阻力特性参数进行辨识。轨道预报算法仿真结果与某飞船的g p s 实测 数据进行的比较，表明本文在考虑大气阻力摄动的情况下，包含长周期项和一阶 短周期项的拟平根数轨道预报模型可以达到要求的预报精度。 第三部分设计了基于神经网络的自主返回控制与落点的快速预报方法，完成 了网络有效性的数值仿真验证，包括第四章和第五章。第四章“飞船自主应急返 回轨道六自由度建模与仿真 是第五章“基于b p 人工神经网络的的自主返回控制 和落点快速预报方法 的基础，通过六自由度仿真得到大量的落点参数与控制参 数，作为b p 人工神经网络的训练样本，同时六自由度仿真为b p 人工神经网络的 训练结果提供校验依据。 第四部分为第六章。本部分主要是在前面几部分的基础上进行了飞船自主应 第5 页 国防科学技术大学研究生院硕+ 学位论文 急返回地面仿真软件的开发及仿真验证，并用g p s 实测数据对轨道预报算法结果 进行了比对。通过仿真结果可以证实本文所研究的飞船自主应急返回算法是合理 可行的，可以满足飞船自主应急返回的精度要求。 第五部分为第七章。本部分主要是对前面基于“b p 人工神经网络 的应急返 回控制方案提出的一种改进。基于“b p 人工神经网络 的应急返回控制方案受到 轨道倾角、质量等参数的约束，如果轨道倾角的变化较大，神经网络需要重新训 练，本部分提出的计算落点的半解析方法( 即1 0 0 o n 以上高度采用解析方法， 1 0 0 k m 以下采用对气动参数查表插值的半解析方法) 则可以将飞船轨道倾角、质量 等作为变量，通过数学仿真表明该半解析方法可以改善神经网络方法的不足，但 计算时间会多一些。 1 5 本文的主要创新点 本文围绕载人飞船自主应急返回的工程需求开展研究，创新性体现在： ( 1 ) 提出和完成了用于飞船完全自主应急返回控制的轨道预报船上算法模型。 虽然轨道预报是基于平根数法的成熟理论，但是本文提出了直接利用船载g p s 数 据进行短弧定轨，并完成了轨道预报算法的工程实现。用某飞船的g p s 实测数据 与轨道预报结果进行比较，通过精度分析表明该工程算法可以满足自主返回的精 度要求。 ( 2 ) 完成了飞船自主应急返回控制的全过程数值仿真及其软件系统开发，为我 国飞船自主应急返回控制的算法实现和船载软件的实现提供了仿真测试依据。 ( 3 ) 提出了自主应急返回船载软件判断安全落区更加可靠的计算模型和方法， 并完成了仿真验证，进一步提高了船载软件的可靠性。 ( 4 ) 为克服低轨道阻力摄动对2 4 5 小时内预报精度的影响，提出了返回制动 参数计算需要进行制动前的第二次预报和修正制动速度的方法，从而有效改善了 控制精度，提高了可靠性。 ( 5 ) 提出了一种预估轨道飞行器返回再入落点的半解析算法。该算法在1 0 0 k i n 以上高度采用忽略大气阻力的解析解，1 0 0 k i n 以下高度采用对气动参数查表插值 的半解析方法，数值仿真初步表明该算法具有可行性，为今后深入开展本领域的 研究奠定了基础。 第6 页 国防科学技术大学研究生院硕七学位论文 第二章时间系统及地固坐标系与惯性坐标系之间的转换 轨道飞行器如果要在没有地面测控支持的情况下实现自主返回，需要利用 g p s 实现自主定轨。船载g p s 接收机自主定轨后输出飞船在某一时间段的w g s 8 4 地固坐标系中的位置和速度分量，要求精确转换到j 2 0 0 0 惯性坐标系中，在惯性坐 标系中进行定轨和轨道预报。由于转换涉及复杂的时间系统、岁差、章动以及极 移【2 1 。2 6 。，转换模型如果精度不够，就导致定轨不准确，即使轨道预报算法精度再 高，也会难以满足轨道预报和自主返回的要求。本章首先介绍了地固坐标系与惯 性坐标系之间转换所涉及的时间系统，然后就地固坐标系与惯性坐标系之间的转 换模型进行了具体研究。 2 1 时间系统 2 1 1 格里历e t 期( g r e g o r i a nc a l e n d a r ) 与儒略e l ( j u l i a nd a y ) 的计算 儒略日是自公元前4 7 1 3 年1 月1 日格林尼治平午( 即世界时1 2 “) 开始起算的累 积天数，天的定义同世界时u t 。格里历是日常生活中所使用的公历 ( lm ，9 , 办坍，j ) ，即民用日。 由格里历日期转换成儒略日的模型如下： 设给出的格里历日期的年、月、日、时、分、秒分别为l m ，d ，h ，m ，s ，取： j = d 3 2 0 7 5 + 1 4 6 l ( y + 4 8 0 0 + 学，) ，4 + 3 6 7 x i m 乒学m 2 ) m q d 一 3 x ( y + 4 9 0 0 + - 警，) m 。 4 对应的儒略日为： j d = - - j 一0 5 + h 2 4 + 所1 4 4 0 + s 8 6 4 0 0 ( 2 2 ) 简略儒略日m j d = j d 一2 4 0 0 0 0 0 5 式中运算符f x l 表示对x 取整。 2 1 2 时间系统之间的转换关系，u t l 的计算 ( 1 ) u t c 到原子时t a i 的转换 第7 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 t a i 与u t c 相差整数型跳秒数，有 t a j = u t c + l s ( 2 3 ) 式中l s ( l e a ps e c o n d ) 为u t c 的跳秒数，每次跳秒的确切时间可从i e r s 公报 上查取，每年是要更新的。 ( 2 ) t a i 到t d t 的转换 t d t = t a i + 3 2 18 4 8 ( 2 4 ) ( 3 ) u t c 到u t l 的转换 1 ) 计算t a i ： 2 ) 从i e r s 公报b 中查出u t c 对应的u t l r t a i 的值域，由线性内插求出 u t c 时刻的t 1 r t a i ) 的值： 3 ) 计算u t l 的短周期部分d u t l ； u t l 的短周期变化部分记为d u t l ，它是由周期直到3 5 天的带谐潮汐引起的 ( 见1 9 8 2 年国际天文学会决议c 9 ) 。共4 1 项： d u t l = u t l u t l r ( 2 5 ) 4 1 d u t l = a k s i n ( r & l ，+ 碾，+ 仍。f + 编“d + 碾5 q ) ( 2 6 ) k 互l 式中： a k ：各周期项的振幅值( 见表2 1 ) 做。碾，：正弦函数中各分量的系数( 见表2 1 ) 。 ，：月球的平近点角