一种基于太阳帆推进技术的航天器日心椭圆悬浮轨道设计方法技术

本发明专利技术提供了一种基于太阳帆推进技术的航天器日心椭圆悬浮轨道设计方法。分析了轨道悬浮高度的特征，并将悬浮高度分解为常值的悬浮高度以及与太阳—行星距离成正比变化的悬浮高度两部分。在此基础上，建立了太阳帆航天器在旋转非一致相合坐标系下的轨道动力学模型，并根据二阶动力学模型的平衡解给出了形成日心椭圆悬浮轨道的条件，通过控制太阳帆姿态变化和反射率变化来实现这些平衡条件，进而得到太阳帆的日心椭圆悬浮轨道。该专利为基于太阳帆推进技术的日心椭圆悬浮轨道设计提供了值得借鉴的通用方法。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航空航天领域，特别涉及一种对航天器日心椭圆悬浮轨道进行设计的通用方法。
技术介绍
进入二十一世纪后，随着航天技术、材料技术的发展，先进的推进技术呈现出蓬勃发展的趋势。太阳帆推进装置、电推进装置等先进推进系统由于其借助太阳光压而不消耗化学燃料等优势，已经成为航天任务中最具有应用前景的推进技术。JAXA\\NASA等航天局已经对此开展了空间验证试验。2010年日本的IKAROS项目首次将太阳帆航天器成功送入了太空，正式开启了人类利用太阳帆推进航天器的序幕。太阳帆推进技术由于不需要消耗化学燃料且能产生连续的推进力，可用于航天器的强非开普勒轨道的设计。相比于传统航天器，太阳帆航天器能够利用太阳光压产生连续推进力，完成很多传统航天器无法实现的航天任务，例如，行星的极点区域观测任务、土星环的原点观测任务，人工拉格朗日点任务等等。因此，太阳帆航天器在长时间、高能量的深空任务中具有巨大的应用潜力。目前，针对以圆轨道运行的行星极点区域实时观测任务，很多研究者设计了日心圆悬浮轨道用于实现这类任务；针对行星表面某一区域的定点观测以及行星附近空间环境探测任务，以行星为中心的圆悬浮轨道也得到了充分的研究；人工拉格朗日点轨道在空间环境的测量任务和太阳活动的预警任务中的应用也被广泛研究。然而，有些行星绕太阳进行椭圆运动，为了实现对其极点区域的实时观测，需要研究日心椭圆悬浮轨道，目前受限于对这类轨道建模方法的研究，这类轨道很难实现。
技术实现思路
本专利技术提供了一种基于太阳帆推进技术的航天器日心椭圆悬浮轨道设计方法。一种基于太阳帆推进技术的航天器日心椭圆悬浮轨道设计方法，包括以下步骤：(1)根据任务要求，确定位于日心椭圆开普勒轨道上的待观测天体在日心惯性坐标系下的轨道要素；(2)初步设定日心椭圆悬浮轨道悬浮的轨道参数，至少包括半长轴、偏心率和悬浮高度；(3)将步骤(2)初步设定的悬浮高度分解为常值的悬浮高度以及与太阳—被观测天体之间距离成正比变化的悬浮高度两部分；(4)根据步骤(3)的结果建立旋转非一致相合坐标系，然后在该坐标系下建立太阳帆航天器轨道动力学模型；(5)根据上述动力学模型，寻求平衡条件，然后根据该平衡条件和太阳光压力模型结算满足该日心椭圆悬浮轨道所需要的太阳帆姿态角和反射率。(6)针对设计的椭圆悬浮轨道，验证太阳帆姿态是否可实现。进一步，步骤(6)确定的椭圆悬浮轨道应确保太阳帆航天器的反射率变化不超出范围、太阳帆航天器具有与被测行星相同的瞬时角速度，且太阳帆航天器在日心椭圆悬浮轨道上运动并实时位于被测行星的极点上方。进一步，步骤(3)的具体方法为：太阳帆航天器日心椭圆悬浮轨道的悬浮高度H(f)根据以下公式进行分解：上式中，可唯一确定一组解(L,k)，其中L表示一个常值的悬浮高度，而k为常数，表示一个随真近点角θ变化而变化的悬浮高度k·S(θ)。进一步，在真近点角θ处，被观测天体到日心的距离为： S ( θ ) = a ( 1 - e 2 ) 1 + e c o s θ ]]>上式中，a,e分别代表椭圆悬浮轨道的长半轴和偏心率。进一步，步骤(4)中的旋转非一致相合坐标系的建立方法为：根据常值的悬浮高度L建立旋转坐标系OrXrYrZr，其中，坐标平面OrXrYr平行于被观测天体的轨道平面，被观测天体的轨道平面与椭圆悬浮轨道之间的距离为L，OrZr轴垂直于平面OrXrYr；坐标系OrXrYrZr绕近焦点坐标系OrXpYpZp的OrZp轴以变化的角速度逆时针旋转，在旋转坐标系OrXrYrZr的基础上，使用变化的太阳—被观测天体之间的距离S(θ)为单位长度，对其三个坐标轴进行归一化处理，得到旋转非一致相合坐标系Orxyz。进一步，所述步骤(4)的动力学模型为： d 2 R r dt 2 + 2 ω × dR r d t + d ω d t × R r + ω × ( ω × R r ) = a S R P + a Φ ]]>其中，Rr为太阳帆航天器在旋转坐标系的位置矢量，ω为太阳帆日心椭圆悬浮轨道的瞬时角速度矢量，aSRP为作用在航天器上的太阳光压力；aΦ是作用在太阳帆航天器上的日心引力。进一步，作用在航天器上的太阳光压力aSRP和作用在太阳帆航天器上的日心引力aΦ表达式如下： a Φ = ( a φ , X , a φ , Y , a φ , Z ) = ∂ φ / ∂ R r , φ = μ / R i , R i = [ X 2 本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于太阳帆推进技术的航天器日心椭圆悬浮轨道设计方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)根据任务要求，确定位于日心椭圆开普勒轨道上的待观测天体在日心惯性坐标系下的轨道要素；(2)初步设定日心椭圆悬浮轨道悬浮的轨道参数，至少包括半长轴、偏心率和悬浮高度；(3)将步骤(2)初步设定的悬浮高度分解为常值的悬浮高度以及与太阳—被观测天体之间距离成正比变化的悬浮高度两部分；(4)根据步骤(3)的结果建立旋转非一致相合坐标系，然后在该坐标系下建立太阳帆航天器轨道动力学模型；(5)根据上述动力学模型，寻求平衡条件，然后根据该平衡条件和太阳光压力模型解算满足该日心椭圆悬浮轨道所需要的太阳帆姿态参数和反射率参数；(6)针对步骤(5)设计的椭圆悬浮轨道，验证太阳帆姿态是否可实现。

【技术特征摘要】
1.一种基于太阳帆推进技术的航天器日心椭圆悬浮轨道设计方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)根据任务要求，确定位于日心椭圆开普勒轨道上的待观测天体在日心惯性坐标系下的轨道要素；(2)初步设定日心椭圆悬浮轨道悬浮的轨道参数，至少包括半长轴、偏心率和悬浮高度；(3)将步骤(2)初步设定的悬浮高度分解为常值的悬浮高度以及与太阳—被观测天体之间距离成正比变化的悬浮高度两部分；(4)根据步骤(3)的结果建立旋转非一致相合坐标系，然后在该坐标系下建立太阳帆航天器轨道动力学模型；(5)根据上述动力学模型，寻求平衡条件，然后根据该平衡条件和太阳光压力模型解算满足该日心椭圆悬浮轨道所需要的太阳帆姿态参数和反射率参数；(6)针对步骤(5)设计的椭圆悬浮轨道，验证太阳帆姿态是否可实现。2.根据权利要求1所述的一种基于太阳帆推进技术的航天器日心椭圆悬浮轨道设计方法，其特征在于，步骤(6)确定的椭圆悬浮轨道应确保太阳帆航天器的反射率变化不超出范围、太阳帆航天器具有与被测天体相同的瞬时角速度，且太阳帆航天器在日心椭圆悬浮轨道上运动并实时位于被测天体的极点上方。3.根据权利要求1所述的一种基于太阳帆推进技术的航天器日心椭圆悬浮轨道设计方法，其特征在于，步骤(3)的具体方法为：太阳帆航天器日心椭圆悬浮轨道的悬浮高度H(f)根据以下公式进行分解：上式中，L表示一个常值的悬浮高度，而k为常值，则表示一个随真近点角θ变化而变化的悬浮高度k·S(θ)。4.根据权利要求3所述的一种基于太阳帆推进技术的航天器日心椭圆悬浮轨道设计方法，其特征在于，在真近点角θ处，被观测天体到日心的距离为： S ( θ ) = a ( 1 - e 2 ) 1 + e c o s θ ]]>上式中，a,e分别代表椭圆悬浮轨道的长半轴和偏心率。5.根据权利要求3所述的一种基于太阳帆推进技术的航天器日心椭圆悬浮轨道设计方法，其特征在于，步骤(4)中的旋转非一致相合坐标系的建立方法为：根据常值的悬浮高度L建立旋转坐标系OrXrYrZr，其中，坐标平面OrXrYr平行于被观测天体的轨道平面，被观测天体的轨道平面与椭圆悬浮轨道之间的距离为L，OrZr轴垂直于平面OrXrYr；坐标系OrXrYrZr绕近焦点坐标系OrXpYpZp的OrZp轴以变化的角速度逆时针旋转，在旋转坐标系OrXrYrZr的基础上，使用变化的太阳—被观测天体之间的距离S(θ)为单位长度，对其三个坐标轴进行归一化处理，得到旋转非一致相合坐标系Orxyz。6.根据权利要求1所述的一种基于太阳帆推进技术的航天器日心椭圆悬浮轨道设计方法，其特征在于，所述步骤(4)的动力学模型为： d 2 R r dt 2 + 2 ω × dR r d t + d ω d t × R r + ω × ( ω × R r ) = a S R P + a Φ ]]>其中，Rr为太阳帆航天器在旋转坐标系的位置矢量，ω为太阳帆日心椭圆悬浮轨道的瞬时角速度矢量，aSRP为作用在航天器上的太阳光压力；aΦ是作用在太阳帆航天器上的日心引力。7.根据权利要求6所述的一种基于太阳帆推进技术的航天器日心椭圆悬浮轨道设计方法，其特征在于，作用在航天器上的太阳光压力aSRP和作用在太阳帆航天器上的日心引力aΦ表达式如下： a Φ = ( a φ , X , a φ , Y , a φ , Z ) = ∂ φ / ∂ R r , φ = μ / R i , R i = [ X 2 + Y 2 + ( Z + L ) 2 ] 0.5 ]]> a S R P = μ β R i 2 ( n s · n ) [ u ( n s · n ) · n + 1 - u 2 n s ] ]]>其中，μ表示太阳引力常数，X、Y、Z分别表示太阳帆航天器在旋转坐标系的三个位置分量，L表示旋转坐标系的原点Or到太阳质心的距离，Ri代表由日心指向太阳帆航天器的位置矢量，β代表太阳帆航天器的轻系数，ns代表太阳光方向单位矢量，n代表太阳帆的法向单位矢量，u代表太阳帆航天器的反射率。8.根据权利要求1所述的一种基于太阳帆推进技术的航天器日心椭圆悬浮轨道设计方法，其特征在于，步骤(5)所述的平衡条件确定方法为：以太阳和被观测天体之间变化的距离S(θ)为单位长度，将上述的动力学模型简化为以θ为自变量的微分方程： x ′ ′ + ( e c o s θ 1 + e cos θ - f ′ 2 ) x - 2 y ′ f ′ - yf ′ ′ = 1 1 + e c o s θ ( a S R P , x - x r i 3 ) ]]> y ′ ′ + ( e c o s θ 1 + e cos θ - f ′ 2 ) y + 2 x ′ f ′ + xf ′ ′ = 1 ...

【专利技术属性】
技术研发人员：代洪华，陈建林，袁建平，孙冲，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61