金宇帆 王 壯 閆曉東

西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，西安 710072

0 引言

面對(duì)時(shí)敏目標(biāo)的觀測(cè)需求，超低軌道飛行器具備快速發(fā)射入軌、高機(jī)動(dòng)特性、更高分辨率的優(yōu)勢(shì)[1]。太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道，可以實(shí)現(xiàn)針對(duì)特定區(qū)域的對(duì)地觀測(cè)任務(wù)時(shí)，飛行器經(jīng)過(guò)同一星下點(diǎn)光照特性和軌道高度相同，且經(jīng)過(guò)一個(gè)回歸周期后星下點(diǎn)軌跡重復(fù)，能顯著提高觀測(cè)效果。根據(jù)上述優(yōu)勢(shì)，需要設(shè)計(jì)一種近地點(diǎn)位于超低軌道高度甚至臨近空間的太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道。

對(duì)于太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道的設(shè)計(jì)與軌道保持策略的研究較少。文獻(xiàn)[2]中提出了基于切向單脈沖的最低燃耗軌道面內(nèi)保持策略，策略有效使衛(wèi)星星座跟蹤并捕獲太陽(yáng)同步凍結(jié)軌道。文獻(xiàn)[3]中針對(duì)人工太陽(yáng)同步軌道設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了研究，提出了利用施加連續(xù)推力調(diào)整升交點(diǎn)赤經(jīng)實(shí)現(xiàn)太陽(yáng)同步軌道的方法，能夠滿足太陽(yáng)同步軌道的要求。文獻(xiàn)[4]中通過(guò)分析太陽(yáng)同步回歸軌道的軌道根數(shù)和星下點(diǎn)經(jīng)度/緯度的關(guān)系，推導(dǎo)了一組軌道根數(shù)的修正公式，結(jié)合迭代修正，得到一組嚴(yán)格回歸的軌道根數(shù)。該軌道能夠重訪空間目標(biāo)點(diǎn)，具有較高的回歸精度。

運(yùn)行于超低軌道的飛行器，受地球非球形引力和大氣阻力攝動(dòng)影響，其軌道高度會(huì)迅速衰減，為了延長(zhǎng)飛行器在軌飛行壽命，需要研究有效的軌道保持方法。文獻(xiàn)[5]針對(duì)低軌星座在軌運(yùn)行的高精度構(gòu)型保持問(wèn)題,提出了一種基于極限環(huán)的高精度相位保持方法，設(shè)定參考軌道，經(jīng)數(shù)值仿真驗(yàn)證，相位保持方法能夠在衛(wèi)星定軌數(shù)據(jù)精度不高、數(shù)據(jù)采樣間隔較大的情況下,實(shí)現(xiàn)低軌星座系統(tǒng)的高精度相位保持。文獻(xiàn)[6]采用以軌道根數(shù)為基礎(chǔ)的控制方法，針對(duì)超低軌道飛行器使用離子推進(jìn)器保持軌道進(jìn)行仿真，驗(yàn)證了離子推進(jìn)器對(duì)超低軌道飛行器高精度軌道保持的有效性?？梢姮F(xiàn)有研究主要聚焦于應(yīng)用化學(xué)推力或電推力實(shí)施軌道保持控制，一般將氣動(dòng)力作為阻力攝動(dòng)，沒(méi)有考慮氣動(dòng)升力對(duì)于軌道保持的作用。事實(shí)上，對(duì)于具有一定升阻比的升力式航天器而言，氣動(dòng)升力可在近地點(diǎn)位于臨近空間的太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道保持過(guò)程中發(fā)揮重要作用，這也將是本文研究的方向。

氣動(dòng)力輔助變軌技術(shù)(AOT)是由London在1962年提出的概念[7]。姬聰云針對(duì)微小衛(wèi)星氣動(dòng)力輔助變軌過(guò)程，研究分析了在變軌過(guò)程中不同的近地點(diǎn)高度對(duì)優(yōu)化效果的影響[8]，結(jié)果表明，氣動(dòng)力變軌節(jié)省燃料能力隨近地點(diǎn)高度的降低而變強(qiáng)，但飛行器所受的過(guò)載、駐點(diǎn)熱流和動(dòng)壓也越大。左光研究了類X-37B飛行器的氣動(dòng)力輔助異面變軌性能，計(jì)算了變軌所需的燃料消耗量和軌道傾角改變量，并與采用沖量變軌方式的燃料消耗量進(jìn)行了比較[9]，結(jié)果表明氣動(dòng)力輔助變軌節(jié)省燃料的能力會(huì)隨著軌道傾角改變量增大而變強(qiáng)。可見目前針對(duì)氣動(dòng)力輔助變軌技術(shù)的研究集中在以燃料最省為目的的軌跡優(yōu)化問(wèn)題，未針對(duì)利用氣動(dòng)力輔助變軌技術(shù)實(shí)現(xiàn)例如太陽(yáng)同步軌道或凍結(jié)軌道等特殊軌道的方法研究，而本文將針對(duì)這些問(wèn)題進(jìn)行研究分析。

軌道優(yōu)化理論方面的研究興起于20世紀(jì)三、四十年代，主要應(yīng)用于航天器設(shè)計(jì)優(yōu)化領(lǐng)域。遲進(jìn)梓等針對(duì)連續(xù)小推力航天器軌道轉(zhuǎn)移制導(dǎo)問(wèn)題，將衛(wèi)星變軌過(guò)程轉(zhuǎn)化為兩點(diǎn)邊值問(wèn)題，并引入混合遺傳算法，結(jié)果表明該方法對(duì)小推力航天器變軌過(guò)程具有良好的優(yōu)化效果[10]。張亞鋒等研究了Gauss偽譜法在有限推力軌道轉(zhuǎn)移優(yōu)化問(wèn)題中的應(yīng)用，選取能量最優(yōu)為性能指標(biāo)，計(jì)算了同面和異面軌道轉(zhuǎn)移過(guò)程，驗(yàn)證了Gauss偽譜法對(duì)于軌道轉(zhuǎn)移優(yōu)化問(wèn)題的適用性[11]。本文也將借助Gauss偽譜法求解多段連續(xù)軌跡優(yōu)化問(wèn)題。

1 軌道保持問(wèn)題模型

1.1 軌道保持動(dòng)力學(xué)模型

為了分析飛行器稀薄大氣環(huán)境飛行狀態(tài)，需要建立飛行器稀薄大氣動(dòng)力學(xué)模型。在建模過(guò)程中進(jìn)行如下假設(shè)：

(1)飛行器被視為重心不變的質(zhì)點(diǎn)；

(2)地球?yàn)楸馇蝮w，僅考慮J2帶諧項(xiàng)影響；

(3)大氣隨地球一起旋轉(zhuǎn)，相對(duì)地球保持靜止；

(4)在機(jī)動(dòng)過(guò)程中側(cè)滑角不存在，僅依靠攻角與 傾側(cè)角改變氣動(dòng)升力方向。

經(jīng)推導(dǎo)整理建立如下飛行器位置坐標(biāo)系下動(dòng)力學(xué)微分方程組：

(1)

(2)

式中：α表示飛行器攻角，D和L分別表示飛行器所受氣動(dòng)阻力和升力，計(jì)算公式如下：

(3)

式中：ρ表示大氣密度，CD和CL分別表示飛行器阻力系數(shù)和升力系數(shù)，Vr表示飛行器相對(duì)大氣速度，計(jì)算公式如下：

(4)

式(1)中g(shù)ωe、g′r只考慮J2項(xiàng)時(shí)計(jì)算公式如下：

(5)

式中：J2=1.08263×10-3，μ為地球引力常數(shù)，Re為地球半徑。

在真空環(huán)境中飛行時(shí)，飛行器不受氣動(dòng)力影響，依靠發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)整軌道參數(shù)，將控制量設(shè)定為發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小和方向，對(duì)式(1)中部分方程進(jìn)行調(diào)整：

(6)

式中：ux為本體系X軸控制分量，uy為本體系Y軸控制分量，uz為本體系Z軸控制分量，up為控制量平方和。

1.2 軌道要素與狀態(tài)量轉(zhuǎn)換關(guān)系

在研究過(guò)程中，需要在軌道要素?cái)?shù)據(jù)與位置坐標(biāo)系下狀態(tài)數(shù)據(jù)間進(jìn)行變換，由位置坐標(biāo)系下運(yùn)動(dòng)狀態(tài)計(jì)算軌道要素變換關(guān)系如下：

(7)

式中：a表示半長(zhǎng)軸，r表示位置矢量，e表示偏心率矢量，Ω表示升交點(diǎn)赤經(jīng)，i表示軌道傾角，ω表示近地點(diǎn)幅角，f表示真近點(diǎn)角，軌道根數(shù)示意圖如圖1所示。

圖1 經(jīng)典軌道根數(shù)示意圖

2 太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道參數(shù)設(shè)計(jì)

飛行器位于太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道時(shí)，在間隔回歸周期時(shí)間飛行至相同地區(qū)上空時(shí)太陽(yáng)對(duì)地光照情況及飛行器對(duì)地觀測(cè)高度與上一回歸周期一致，在應(yīng)對(duì)特定區(qū)域觀察任務(wù)時(shí)，設(shè)定合理的軌道參數(shù)，將軌道的近地點(diǎn)置于大氣層內(nèi)，降低觀測(cè)高度，可以極大地提高飛行器對(duì)地偵察的觀測(cè)效果。

設(shè)計(jì)近地點(diǎn)經(jīng)過(guò)大氣層的太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道，需要綜合考慮地球自轉(zhuǎn)、地球非球形引力攝動(dòng)及大氣攝動(dòng)的影響，其中大氣攝動(dòng)作為實(shí)現(xiàn)太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道的控制量之一，在初始軌道參數(shù)設(shè)計(jì)中不予考慮，暫時(shí)忽略。

(8)

式中：TΩ為軌道周期，計(jì)算公式為：

(9)

回歸軌道滿足：

NΔθ=D×2π

(10)

式中：N為軌道回歸周期運(yùn)行圈數(shù)，D為回歸周期。

對(duì)于地面時(shí)敏目標(biāo)觀測(cè)任務(wù)，應(yīng)盡可能縮短回歸周期，結(jié)合超低軌道飛行環(huán)境，設(shè)定飛行器回歸周期為1d，飛行器的軌道周期為1.5h，飛行器飛行16圈后完成回歸，由軌道周期計(jì)算公式(9)可以得到飛行器的軌道半長(zhǎng)軸為6652.645km，設(shè)定軌道近地點(diǎn)高度為70km，則軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)高度為479km。

考慮太陽(yáng)同步軌道設(shè)計(jì)要求。平太陽(yáng)沿著赤道作周年視運(yùn)動(dòng)，經(jīng)365.24422個(gè)平太陽(yáng)日再次經(jīng)過(guò)春分點(diǎn)，則平太陽(yáng)在赤道上移動(dòng)角速度為360/365.2422=0.9856(°)/d，則每個(gè)軌道周期移動(dòng)角度為0.9856°/16=0.0616°。

在只考慮地球扁率J2項(xiàng)影響時(shí)，升交點(diǎn)赤經(jīng)變化率[12]為：

(11)

由回歸軌道設(shè)定的軌道參數(shù)可以推導(dǎo)得到軌道傾角為96.5732°。

考慮凍結(jié)軌道設(shè)計(jì)要求。只考慮地球扁率J2項(xiàng)影響時(shí)，近地點(diǎn)輻角變化率為：

(12)

令近地點(diǎn)輻角變化率為0，可以推導(dǎo)得到軌道傾角為63.43°或116.57°。

綜合太陽(yáng)同步軌道和凍結(jié)軌道受地球扁率J2項(xiàng)影響時(shí)的軌道傾角要求，為了節(jié)省軌道調(diào)整所需燃料，取兩者軌道傾角要求的中間值108°作為軌道傾角初值。

設(shè)某一區(qū)域?yàn)橛^測(cè)區(qū)域，考慮近地點(diǎn)輻角受地球非球形引力攝動(dòng)影響，存在沿逆行軌道運(yùn)行方向后退的現(xiàn)象，設(shè)定軌道初始近地點(diǎn)輻角為50°，升交點(diǎn)赤經(jīng)為280°，從遠(yuǎn)地點(diǎn)開始飛行，則飛行器軌道初始參數(shù)設(shè)定如表1所示。

表1 軌道參數(shù)初值設(shè)定

3 太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道保持策略和優(yōu)化模型

3.1 太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道保持策略

按照所設(shè)計(jì)的軌道參數(shù)，太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道主要受地球非球形引力攝動(dòng)和大氣攝動(dòng)影響，軌道保持策略主要圍繞2方面設(shè)計(jì)：1)克服兩攝動(dòng)項(xiàng)帶來(lái)的軌道面進(jìn)動(dòng)過(guò)量、軌道能量衰減及近地點(diǎn)輻角后退等負(fù)面影響；2)利用兩攝動(dòng)項(xiàng)作用，控制軌道面進(jìn)動(dòng)量滿足太陽(yáng)同步軌道升交點(diǎn)赤經(jīng)進(jìn)動(dòng)量要求。據(jù)此設(shè)計(jì)單個(gè)太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道周期三段式軌道保持策略：

(1)第一段為開普勒段，飛行器起始位于軌道的遠(yuǎn)地點(diǎn)，按照設(shè)定的軌道參數(shù)自由飛行，期間不施加任何控制量，飛行高度到達(dá)大氣層邊緣高度時(shí)第一段結(jié)束；

(2)第二段為大氣層內(nèi)飛行段，飛行器進(jìn)入大氣層，調(diào)整飛行器攻角和傾側(cè)角控制飛行器氣動(dòng)升力，微量調(diào)整飛行器升交點(diǎn)赤經(jīng)進(jìn)動(dòng)量，躍出大氣層后第二段結(jié)束；

(3)第三段為動(dòng)力調(diào)整段，飛行器躍出大氣層后飛向軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)過(guò)程，調(diào)整飛行器推力方向和大小，補(bǔ)充軌道能量同時(shí)調(diào)整飛行器近地點(diǎn)輻角，控制升交點(diǎn)赤經(jīng)和軌道傾角，最終回到遠(yuǎn)地點(diǎn)時(shí)除升交點(diǎn)赤經(jīng)外其他軌道參數(shù)回歸初值，升交點(diǎn)赤經(jīng)變化量滿足單個(gè)軌道周期太陽(yáng)同步回歸軌道要求，完成整體軌道保持過(guò)程。

太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道保持過(guò)程示意圖如圖2所示。

圖2 太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道保持過(guò)程

3.2 太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道保持優(yōu)化模型

對(duì)于太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道保持策略，最主要的任務(wù)就是保證飛行器在軌時(shí)間盡可能長(zhǎng)，由此將軌道保持過(guò)程第二段和第三段歸結(jié)為以燃料最省為性能指標(biāo)的軌跡優(yōu)化問(wèn)題，設(shè)置優(yōu)化模型如下：

性能指標(biāo)：

J=-mtf

(13)

(1)大氣層內(nèi)飛行段：

優(yōu)化變量約束：

(14)

狀態(tài)約束：

(15)

路徑約束：

(16)

(2)動(dòng)力調(diào)整段：

優(yōu)化變量約束：

(17)

狀態(tài)約束：

(18)

路徑約束：

upmin≤up≤upmax

(19)

優(yōu)化問(wèn)題的終端約束：

(20)

兩階段狀態(tài)量滿足內(nèi)點(diǎn)約束：

(21)

式中：X(tfi)為各階段狀態(tài)量。

4 仿真驗(yàn)證

4.1 飛行器模型與大氣模型

傳統(tǒng)衛(wèi)星由于大多服務(wù)于較高軌道高度，在設(shè)計(jì)過(guò)程中很少考慮到自身的氣動(dòng)特性，超低軌道氣動(dòng)力輔助對(duì)于傳統(tǒng)衛(wèi)星模型效果不佳，為了有效驗(yàn)證氣動(dòng)力輔助對(duì)超低軌道飛行器的作用，需要采用升力式飛行器模型進(jìn)行仿真分析。

本文中采用CAV-H飛行器作為仿真驗(yàn)證對(duì)象，其模型參數(shù)如表2所示。

表2 CAV-H模型參數(shù)

氣動(dòng)加熱模型為：

(22)

動(dòng)壓模型為：

(23)

法向過(guò)載模型為：

(24)

位于超低軌道的飛行器飛行速度大多超過(guò)Ma23，所以只取用CAV-H飛行器Ma23氣動(dòng)參數(shù)作為參考，為了提高優(yōu)化效率，對(duì)氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行擬合估計(jì)，得到如下氣動(dòng)參數(shù)計(jì)算公式：

(25)

其中,攻角單位為(°)，擬合后氣動(dòng)參數(shù)數(shù)據(jù)如表3所示。

表3 氣動(dòng)參數(shù)

在10°攻角情況下達(dá)到最大升阻比，在30°達(dá)到最大升力系數(shù)。

大氣模型采用美國(guó)標(biāo)準(zhǔn)大氣(US1976)，在本文中規(guī)定120km高度為大氣邊界高度。80km～120km高度大氣密度如圖3所示。

圖3 大氣密度

由圖3可以看到，大氣密度隨高度降低呈指數(shù)增長(zhǎng)，80km軌道高度大氣密度高出120km軌道高度3個(gè)數(shù)量級(jí)。

4.2 策略有效性驗(yàn)證

為了驗(yàn)證策略的有效性，對(duì)表1設(shè)置的初始軌道參數(shù)，應(yīng)用式(7)轉(zhuǎn)換為位置坐標(biāo)系下初始狀態(tài)量，代入式(1)動(dòng)力學(xué)模型，忽略其中動(dòng)力項(xiàng)，進(jìn)行開普勒飛行段積分計(jì)算，在到達(dá)大氣層邊緣時(shí)停止，得到表4所示再入大氣層初始狀態(tài)量。

表4 再入大氣層初始狀態(tài)量

設(shè)置大氣層內(nèi)飛行段優(yōu)化變量約束及路徑約束如表5所示。設(shè)置動(dòng)力調(diào)整段優(yōu)化變量約束及路徑約束如表6所示，設(shè)置優(yōu)化問(wèn)題狀態(tài)約束如表7所示，設(shè)置優(yōu)化問(wèn)題終端約束如表8所示。

表5 大氣層內(nèi)飛行段優(yōu)化變量約束及路徑約束

表6 動(dòng)力調(diào)整段優(yōu)化變量約束及路徑約束

表7 狀態(tài)約束

表8 終端約束

其中:升交點(diǎn)赤經(jīng)通過(guò)式(26)計(jì)算而得：

ΔΩ=Ω0-ωeTΩ+0.9856°/16

(26)

采用高斯偽譜法和序列二次規(guī)劃算法對(duì)太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道保持過(guò)程進(jìn)行仿真分析，同時(shí)與相同初始軌道參數(shù)下不考慮大氣攝動(dòng)、只考慮地球自轉(zhuǎn)及地球非球形引力攝動(dòng)，不施加任何控制量時(shí)軌道參數(shù)變化情況進(jìn)行對(duì)比，得到如表9和表10所示數(shù)據(jù)。

表9 軌道保持過(guò)程參數(shù)

表10 不考慮大氣攝動(dòng)橢圓軌道參數(shù)

由表10可以看到，在無(wú)控不考慮大氣攝動(dòng)情況下，在一個(gè)軌道周期內(nèi)，軌道的升交點(diǎn)赤經(jīng)進(jìn)動(dòng)量小于太陽(yáng)同步軌道要求，近地點(diǎn)輻角沿飛行器飛行方向存在小幅后退，這是由于地球非球形引力攝動(dòng)在當(dāng)前軌道傾角大小下無(wú)法同時(shí)滿足太陽(yáng)同步軌道和凍結(jié)軌道的要求，為實(shí)現(xiàn)太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道必須對(duì)飛行器施加軌道控制。

由表9中數(shù)據(jù)可知，飛行器采用太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道保持策略時(shí)，由于氣動(dòng)力作用，飛行器軌道近地點(diǎn)高度由設(shè)計(jì)的70km提高到了73km，同時(shí)在單個(gè)軌道保持周期內(nèi)，升交點(diǎn)赤經(jīng)、近地點(diǎn)輻角滿足太陽(yáng)同步凍結(jié)軌道的要求。軌道保持過(guò)程如圖4所示，為方便觀察升交點(diǎn)赤經(jīng)受大氣攝動(dòng)及地球非球形引力攝動(dòng)影響的變化情況，在繪制升交點(diǎn)赤經(jīng)變化過(guò)程時(shí)消除地球自轉(zhuǎn)帶來(lái)的升交點(diǎn)赤經(jīng)變化。

由圖4中軌道保持過(guò)程可以看到，飛行器進(jìn)入大氣層后，通過(guò)控制攻角與傾側(cè)角調(diào)整所受氣動(dòng)力，小幅增大升交點(diǎn)赤經(jīng)進(jìn)動(dòng)量以接近太陽(yáng)同步軌道要求。在大氣層內(nèi)近地點(diǎn)輻角受氣動(dòng)阻力影響大幅后退，在動(dòng)力調(diào)整段控制發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)以及推力方向，最終使飛行器滿足太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道要求。

圖4 單次周期軌道保持過(guò)程

4.3 24小時(shí)軌道保持過(guò)程仿真分析

為更直觀觀察太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道保持策略的有效性，采用單次周期軌道保持策略，同時(shí)連接16次軌道保持過(guò)程，對(duì)飛行器24小時(shí)太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道保持過(guò)程進(jìn)行仿真分析，得到如表11所示結(jié)果。

表11 24小時(shí)軌道保持過(guò)程參數(shù)

由表11數(shù)據(jù)可知，飛行器按照所設(shè)計(jì)的軌道保持策略，可實(shí)現(xiàn)14.7d的太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道保持任務(wù)。經(jīng)過(guò)24h飛行后升交點(diǎn)赤經(jīng)增加0.9856°，近地點(diǎn)輻角和軌道傾角和初始值相同，滿足太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道的要求。軌道保持過(guò)程如圖5所示。

圖5 24小時(shí)軌道保持過(guò)程

由圖5(a)可以看到，飛行器經(jīng)過(guò)24h飛行，星下點(diǎn)軌跡回歸到起始飛行點(diǎn)，滿足回歸軌道要求；由圖5(e)可以觀察到，升交點(diǎn)赤經(jīng)呈緩慢增大狀態(tài)，單個(gè)軌道保持周期增大0.0616°，在24h軌道保持過(guò)程后最終增大0.9856°，滿足太陽(yáng)同步軌道要求；由圖5(d)和(f)可以觀察到，近地點(diǎn)輻角和軌道傾角在單個(gè)軌道保持周期相同的時(shí)間大小相同，滿足凍結(jié)軌道要求；同時(shí)由圖5(g)和(h)可以看到，飛行器在大氣層內(nèi)承受的峰值動(dòng)壓和熱流都比較小，飛行包線具有可行性。

5 結(jié)論

本文以升力式飛行器為對(duì)象，以航天器對(duì)地偵察任務(wù)為需求，結(jié)合超低軌道飛行器對(duì)地觀測(cè)的優(yōu)勢(shì)與升力式飛行器較強(qiáng)的機(jī)動(dòng)能力，設(shè)計(jì)了一種近地點(diǎn)位于臨近空間的太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道，并設(shè)計(jì)了氣動(dòng)力結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)推力的軌道保持策略與優(yōu)化方法。針對(duì)太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道保持過(guò)程進(jìn)行了飛行仿真和速度增量需求分析，結(jié)果表明：

1)通過(guò)設(shè)計(jì)合理的軌道傾角，利用地球非球形引力攝動(dòng)，同時(shí)控制飛行器所受氣動(dòng)力，飛行器可以滿足太陽(yáng)同步軌道要求。若加以控制利用，兩者對(duì)于飛行器在軌運(yùn)行具有積極影響；

2)結(jié)合氣動(dòng)力與發(fā)動(dòng)機(jī)推力的軌道保持策略，可以實(shí)現(xiàn)升力式飛行器14.7d的太陽(yáng)同步凍結(jié)回歸軌道保持任務(wù)。