一种减少航天器重力损失的变轨方法技术

一种减少航天器重力损失的变轨方法，涉及航天器变轨技术领域，包括以下步骤：（１）航天器变轨前，在地面上计算轨道机动开始时间、初始姿态和姿态角速度；（２）对轨道机动开始时间、初始姿态和姿态角速度三个参数进行优化，使航天器在变轨过程中，推力的方向始终接近于航天器的速度方向；（３）将计算好的参数注入到星上；（４）航天器按照地面指令参数确定的角速度匀速旋转。本发明专利技术的变轨方法使变轨燃料消耗与沿速度方向变轨的燃料消耗非常接近，与固定推力方向变轨相比，可有效降低燃料消耗。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航天器控制
，尤其涉及航天器变轨

技术介绍
在进行卫星或航天器的轨道设计和任务分析时，为了筒化，对于轨道机 动的分析通常采用脉沖推力来近似。脉冲推力假设卫星在某一瞬间的位置没 有发生变化，而速度突然获得一个改变量。而实际卫星变轨为有限推力方式， 即发动机推力是固定的，卫星在发动机推力作用下获得一定的加速度，经过 一段时间后才能获得一定的速度改变量，这段时间内卫星仍在轨道上运动， 卫星位置不停地变化。由于实际卫星的轨道机动为有限推力，与脉冲推力相 比要多消耗一定的燃料，这部分多消耗掉的燃料通常称为重力损失或引力损 失。重力损失大小取决于一次轨控弧段长度、轨道高度和轨道机动的推力方 向。低轨道卫星通常采用相对轨道坐标系固定的姿态进行轨道机动，变轨时间和弧段都较短、重力损失较小；静止轨道卫星通常采用相对东南坐标系固 定的姿态进行轨道机动，虽然变轨时间长，但由于是在远地点，变轨弧段也 较短，重力损失较小。无论低轨道卫星还是静止轨道卫星，在轨道机动时卫 星都保持一定的对地姿态不变。在发射对地球以外进行探测的飞行器的时候，例如发射月球:探测器，要经历多次轨道机动，包括三次近地点加速和三次近月点减速。月球探测器的 轨道机动是在近地点进行，每次的轨道机动弧段都较长，若采用固定推力方 向则重力损失较大，导致燃料消耗的增加。为了减少重力损失，最好的方法 是轨道机动时推力沿着卫星当时的速度方向，但是由于星上实时计算轨道的 计算量较大，无法在星上实现，也就不能实时得到卫星的速度方向，而近地 点附近卫星速度方向的变化角速度不均匀，给卫星姿态指向的控制带来很大难度，因此不能采用速度方向变轨的方法。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是克服现有技术的不足之处，提供一种能够在 卫星变轨的过程中，使任一时刻卫星变轨的推力方向接近于卫星运动方向的 卫星变轨技术。本专利技术的方法的技术解决方案是 一种减少航天器重力损失的变轨方 法，包括以下步骤(1) 航天器变轨前，在地面上计算轨道机动开始时间、初始姿态和姿 态角速度；(2) 对轨道机动开始时间、初始姿态和姿态角速度三个参数进行优化， 使航天器在变轨过程中，推力的方向始终接近于航天器的速度方向；(3) 将计算好的参数注入到星上；(4) 航天器按照地面指令参数确定的角速度匀速旋转。 本专利技术与现有技术相比的有益效果是采用匀速转动轨道机动方法进行变轨，使变轨燃料消耗与沿速度方向变轨的燃料消耗非常接近，与固定推力方向变轨相比，可有效降低燃料消耗。附图说明图1为固定推力方向轨道机动的示意图2为本专利技术的匀速转动推力方向变轨的示意图。具体实施例方式以发射月球探测器为例，包括三次近地点加速和三次近月点减速，月球 探测器的轨道机动是在近地点进行，每次的轨道机动弧段都较长。如图1所示，按照传统的变轨方法，在轨道机动过程中，推力方向在惯 性坐标系中固定不变，推力方向与卫星速度方向的夹角不为零。1.地面注入参数优化待优化的参数(i )转轨控定向模式开始时刻^;(ii ) ^'时刻在轨道平面内的推力方向与轨道拱线P的夹角A，向。-^x》方向为正，其中,为轨道法线的单位矢量，如见图2所示；(iii) 点火过程中在轨道平面内的推力方向转动角速度》；(iv) 点火时长"。 约束条件调相轨道段以保证下一次在近地点变轨开始时刻或目标轨道半长轴为 约束，即目标轨道；最后一次近地点变轨时为转移轨道近月点高度和相对月 j求赤道面的倾角。优化目标以推进剂消耗最小为目标， 目才示函数为Aw = /(g^。,&/^)优化方法迭代寻优，每一步迭代根据待优化参数的上一步优化值以及卫星其他参 数求满足约束条件的改进值，使推进剂消耗减少。优化完成后，得到轨控开始时刻fg'，初始姿态角&、姿态转动角速度》。例如，i殳4刀始轨道为轨道历元2007-10-27 8:42:27.783半长轴a=32034.2053km偏心率e=0.782094141倾角i=30.9465478度升交点赤经Q= 168.925885度近地点幅角(o=184.760604度平近点角M二337.28884度轨控的目标为半长轴达到65954.2km进行优化的结果为、=2007-10-27 9:32:5.596^=62.479。纟=0.04435547°/s2.地面注入参数计算根据优化结果的《和A^矢量方向计算卫星轨道机动的初始姿态四元数 ^，根据》和轨道法线方向矢量,计算卫星转动角速度6^。地面在轨道机动前将&和"m注入到星上。点火初始姿态计算 3 — cos t 。P + sin 30。近地点加速 近月点减速其中5为卫星轨道面法线方向单位矢量z = xx，姿态矩阵A =乂 Ax3将姿态矩阵转换为姿态四元数即得到卫星变轨的初始姿态备，W④，fi^2，C^3为卫星相对惯性系的角速度(绕轨道面法线转动)在惯性坐标系的三个分量，其计算方法为战欲2幼'go.以步骤(1)中初始轨道计算的结果为 轨控初始姿态四元数^ =r轨控转动角速度<formula>formula see original document page 6</formula>(度/秒)3.星上根据地面注入的参数，在 时刻开始进行轨控，同时卫星使用姿 态控制推力器控制姿态从初始姿态^开始以。k的角速度进行旋转。卫星从 时刻开始，在^ + "时刻姿态控制的目标姿态角和速度计算方法如下<formula>formula see original document page 7</formula>其中0为四元数乘法其中Aq(&)表示姿态四元数对应的方向余弦阵4.仿真试验结果比较对固定推力方向的变轨方式与变推力方向的变轨方式情况下燃料消耗 进行仿真试验，得到如下仿真试验结果。从表1可以看出，在每次近地点变轨的时候，能够节省燃料4kg左右，在每次近月点变轨的时候，能够节省 燃料5~9 kg。表1 固定推力方向与变推力方向的变轨方式情况下燃料消耗仿真试验结果<table>table see original document page 7</column></row><table><table>table see original document page 8</column></row><table>权利要求1.，其特征在于包括以下步骤(1)航天器变轨前，在地面上计算轨道机动开始时间、初始姿态和姿态角速度；(2)对轨道机动开始时间、初始姿态和姿态角速度三个参数进行优化，使航天器在变轨过程中，推力的方向始终接近于航天器的速度方向；(3)将计算好的参数注入到星上；(4)航天器按照地面指令参数确定的角速度匀速旋转。2. 根据权利要求1所述的减少航天器重力损失的变轨方法，其特征在 于所述步骤(2)中对轨道机动开始时间、初始姿态和姿态角速度三个参 数进行优化，采用迭代寻优的优化方法。3. 根据权利要求1所述的减少航天器重力损失的变轨方法，其特征在 于所述步骤(2)中对轨道机动开始时间、初始姿态和姿态角速度三个参 数进行优化，以推进本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种减少航天器重力损失的变轨方法，其特征在于包括以下步骤：　　　　（１）航天器变轨前，在地面上计算轨道机动开始时间、初始姿态和姿态角速度；　　　　（２）对轨道机动开始时间、初始姿态和姿态角速度三个参数进行优化，使航天器在变轨过程中，推力的方向始终接近于航天器的速度方向；　　　　（３）将计算好的参数注入到星上；　　　　（４）航天器按照地面指令参数确定的角速度匀速旋转。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：李铁寿，叶培建，韩冬，宗红，綦艳霞，王淑一，太萍，王寨，王大轶，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：11[中国|北京]