一种脉冲轨道转移向有限推力轨道转移转换的方法

技术领域

本发明属于轨道控制领域，特别涉及一种脉冲轨道转移序列向有限推力轨道转移序列转换的方法。

背景技术

随着空间探测活动的开展、深化，相关技术发展迅速，空间航天器的结构、组成日趋复杂，搭载的设备精密度提高、技术水平不断提高，同时也意味着探测成本的增加。随着紧急发射、轨道在线重构等新任务需求的提出，采用有限推力轨道转移方法研究航天器在轨道转移过程中的真实状态，降低发射前准备成本和提高最终制导精度是轨道规划问题的研究趋势。

目前对轨道转移事前规划的研究仍以脉冲转移为主，在研究燃料消耗规律及轨道转移时间时得到的序列均为脉冲序列，脉冲转移的研究可以得到航天器从初始轨道向目标轨道转移的序列，但脉冲量是研究过程中假设的理想状态，并不能反映航天器在轨道转移过程中的真实状态，主要表现为燃料消耗量的偏差以及制导精度的偏差。

发明内容

为解决背景技术中提到的问题，本发明展示了一种脉冲轨道转移序列向有限推力轨道转移序列转换的方法。

为实现上述目的，现提供技术方案如下：

一种脉冲轨道转移向有限推力轨道转移转换的方法，包括步骤一、确定航天器的初始位置、初始速度和初始质量；

步骤二、确定航天器的在脉冲点处位置、速度和质量；

步骤三、根据航天器的整体质量、发动机比冲以及本次轨道转移的速度增量，确定本次轨道转移所需要的燃料消耗量；

步骤四、根据轨道转移所需的燃料消耗量以及发动机推力确定本次轨道转移所需要的时间；

步骤五、在脉冲点处采用离散、积分的方式将脉冲量转换为时间段内的有限推力；

步骤六、推动航天器的移动，并采用tnw坐标系的X轴正方向作为推力方向进行方向修正。

进一步的，本次轨道转移位置为特殊点变轨，纬度幅角

进一步的，发动机燃料消耗量M由航天器质量、发动机比冲以及速度增量决定，计算公式如下：

式中，m为航天器质量，Δv为速度增量，isp为发动机比冲。

进一步的，本次轨道转移所需要的时间包括发动机开始工作时间、终止工作时间以及发动机产生的加速度；

发动机工作时间为：

式中，t

本发明的有益效果：

本发明一种脉冲轨道转移序列向有限推力轨道转移序列转换方案，在航天器轨道转移事前规划中得到准确的燃料消耗量、提高制导精度，降低轨道转移准备成本、提高最终的制导精度。

由于存在轨道转移弧段内的引力损失，转换后的有限推力轨道转移方案的燃料消耗量要高于脉冲方案，反映了航天器在轨道转移过程中真实的燃料消耗量，避免了因事前规划偏差导致航天器携带燃料不足的情况。

采用tnw坐标系X轴做为航天器速度增量的修正方向，符合航天器在轨道弧段上方向的变化趋势，可以有效的提高本次轨道转移的制导精确度，减小整个轨道转移序列中的误差累积，提高最终制导的整体精度。

附图说明

图1为航天器轨道转移时间内变化框图；

图2为脉冲策略转换为有限推力策略的转换方法示意图；

图3为有限推力转换修正轨道的坐标图。

具体实施方式

为使本领域技术人员更加清楚和明确本发明技术方案，下面结合附图对本发明技术方案进行详细描述，但本发明的实施方式不限于此。

一种脉冲轨道转移向有限推力轨道转移转换的方法，包括步骤一、确定航天器的初始位置、初始速度和初始质量；

步骤二、通过算法等优化方法确定航天器的在脉冲点处位置、速度和质量；

步骤三、根据航天器的当前质量、发动机比冲以及本次轨道转移的所需速度增量，确定本次轨道转移所需要的燃料消耗量；

步骤四、根据轨道转移所需的燃料消耗量以及发动机推力确定本次轨道转移所需要的时间；

步骤五、在脉冲点处采用离散、积分的方式将脉冲量转换为时间段内的有限推力；

步骤六、在航天器的进行轨道机动的时间段内，采用tnw坐标系的X轴正方向作为推力方向进行方向修正。

根据初始轨道参数和目标轨道参数求解得到脉冲量，将脉冲量根据航天器发动机推力、比冲在发动机工作时间段内转换为有限推力，将长时间变轨过程转换为很短时间内的连续变轨，转换方法如图2，t

在轨道转换过程中，

发动机燃料消耗量M由航天器质量、发动机比冲以及速度增量决定，计算公式如下：

式中，m为航天器质量，Δv为速度增量，isp为发动机比冲。

本次轨道转移所需要的时间包括发动机开始工作时间、终止工作时间以及发动机产生的加速度；

发动机工作时间为：

式中，t

特殊点变轨是目前普遍采用的轨道转移方案，利用轨道动力学特性，将轨道面内转移和轨道面外调整分别进行。根据Gauss型摄动运动方程，特殊点变轨具有以下特性：在轨道近地点或远地点施加迹向脉冲量，改变轨道半长轴和偏心率，不会对轨道倾角、升交点赤经及近地点幅角造成影响；在升交点或者降交点处施加法向脉冲量，改变轨道倾角并仅对升交点赤经造成少量影响；在纬度幅角

特殊点变轨大致分为四步：

(1)调整近地点高度：初始轨道远地点处施加迹向脉冲量Δv

(2)调整轨道倾角：纬度幅角处施加法向脉冲量Δv

(3)调整远地点高度：转移轨道近地点处施加迹向脉冲量Δv

(4)调整轨道偏心率：在目标轨道远地点处施加迹向脉冲量Δv

二体条件下，基于轨道动力学方程，根据变轨前的轨道参数和变轨后轨道参数，可以求得每次变轨所需要脉冲量，每次施加脉冲量计算如下：

第一次变轨

第二次变轨

第三次变轨

第四次变轨

式中，n表示轨道角速度，e表示轨道偏心率，h

在脉冲变轨向有限推力变轨转换过程中，在轨道转移弧段对发动机推力产生的航天器加速度进行积分，求得节点处的速度增量。在tnw本地轨道坐标系中，x轴是空间航天器速度矢量方向；z轴垂直轨道平面且方向向上；y轴垂直于X

在脉冲变轨向有限推力变轨转换过程中，将tnw本地轨道坐标系x轴方向近似为速度增量方向，通过确定节点处航天器速度矢量，计算速度增量方向。

在脉冲点处，可以根据航天器的整体质量、发动机比冲以及本次轨道转移的速度增量确定本次轨道转移所需要的燃料消耗量，再根据本次轨道转移所需的燃料消耗量以及发动机推力确定本次轨道转移所需要的时间，然后在脉冲点处采用离散、积分的方式将脉冲量转换为时间段内的有限推力。此时，有限推力轨道转移策略中推力方向仅为脉冲点处的方向，但有限推力转移是在轨道弧段上完成的，存在方向的差异，因此提出采用tnw坐标系的X轴正方向作为推力方向进行方向修正。tnw坐标系的X轴正方向为空间航天器的速度矢量方向，与航天器速度增量方向一致，采用tnw坐标系的X轴方向作为发动机推力方向进行修正，可以有效的提高轨道转移的最终精度，同时也可以根据有限推力轨道转移策略得到航天器轨道转移过程中真实的燃料消耗量。

以上所述，仅是本发明的最佳实施例而已，并非对本发明的任何形式的限制，任何熟悉本领域的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围的情况下利用上述揭示的方法和内容对本发明做出的许多可能的变动和修饰，均属于权利要求书保护的范围。