一种有限推力变轨重力损耗计算方法、推力计算装置制造方法及图纸

一种有限推力变轨重力损耗计算方法、推力计算装置，仅根据点火弧段长度即可得到重力损耗结果，无需得知发动机推力大小和初末端轨道信息，且无需复杂的轨道控制模型积分运算。本发明专利技术方法面向相对导航试验领域，可对采用近圆轨道的卫星变轨时增加的推进剂进行快速计算，对相对导航试验远程导引段变轨任务具有极强参考价值。

A Method for Calculating Gravity Loss and a Thrust Calculating Device for Finite Thrust Orbit Transfer

A method and device for calculating gravity loss of finite thrust orbital transfer can get the result of gravity loss only according to the length of ignition arc, without knowing the thrust of the engine and the information of the initial and terminal orbits, and without complicated integration calculation of the orbit control model. The method of the invention is oriented to the field of relative navigation test, and can calculate rapidly the propellant added when the satellite orbits are changed by using near circular orbit, and has a strong reference value for the remote guidance section orbiting task of relative navigation test.

【技术实现步骤摘要】
一种有限推力变轨重力损耗计算方法、推力计算装置
本专利技术涉及一种有限推力变轨重力损耗计算方法、推力计算装置，属于卫星变轨

技术介绍
相对导航试验一般涉及两颗或两颗以上的卫星，由于相对导航仪器的限制，用于相对导航试验的卫星间距离需要满足一定的约束。为达到该约束条件，相对导航主星不可避免进行变轨机动，以到达可用于相对导航试验的构型。目前，卫星所采用的变轨发动机均为有限推力，多采用惯性空间定向的方法进行点火变轨。传统的发动机重力损耗计算方法，多针对轨控模型进行积分运算，获取变轨的速度增量，此外，还需要获取脉冲形式变轨的速度增量，从而得到卫星变轨的重力损耗。该计算方法需要得知推力大小和初末端轨道等信息，在没有这些信息的前提下，则无法进行计算。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种有限推力变轨重力损耗计算方法、推力计算装置，获取重力损耗同点火弧长之间的简单关系，可应用于近圆轨道变轨重力损耗的快速计算。本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：一种有限推力变轨重力损耗计算方法，该方法适用于近圆轨道卫星采用惯性定向变轨，所述有限推力变轨重力损耗η为：式中，为点火弧段长度。上述有限推力变轨重力损耗计算方法，所述近圆轨道卫星的变轨发动机推力F总为：式中，为发动机推力中产生有效变轨的推力。上述有限推力变轨重力损耗计算方法，所述近圆轨道卫星的推进剂损耗量M损耗为：M损耗＝η×M总式中，M总为卫星变轨总的推进剂需求量。上述有限推力变轨重力损耗计算方法，所述近圆轨道卫星的轨道偏心率不大于0.0025，且，轨道高度小于等于2000km。一种推力计算装置，该装置能够计算近圆轨道卫星的变轨发动机推力F总，所述近圆轨道卫星的变轨发动机推力F总为：其中式中，η为有限推力变轨重力损耗，为发动机推力中产生有效变轨的推力；为点火弧段长度。上述推力计算装置，所述近圆轨道卫星的推进剂损耗量M损耗为：M损耗＝η×M总式中，M总为卫星变轨总的推进剂需求量。上述推力计算装置，所述近圆轨道卫星的轨道偏心率不大于0.0025，且，轨道高度小于等于2000km。本专利技术相比于现有技术具有如下有益效果：(1)本专利技术方法与现有技术相比，仅根据点火弧段长度即可得到重力损耗结果，无需得知发动机推力大小和初末端轨道信息，且无需复杂的轨道控制模型积分运算；(2)本专利技术方法面向相对导航试验领域，可对采用近圆轨道的卫星变轨时增加的推进剂进行快速计算，对相对导航试验远程导引段变轨任务具有极强参考价值；(3)本专利技术方法的计算实时性好，有利于实现变轨发动机有限推力的快速计算。附图说明图1为本专利技术卫星点火过程的位置关系图。具体实施方式为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本专利技术的实施方式作进一步详细描述。一种有限推力变轨重力损耗计算方法，该方法适用于近圆轨道卫星采用惯性定向变轨，所述近圆轨道卫星的轨道偏心率不大于0.0025，且，轨道高度小于等于2000km。所述有限推力变轨重力损耗η为：式中，为点火弧段长度。根据有限推力变轨重力损耗η和发动机推力中产生有效变轨的推力能够获得近圆轨道卫星的变轨发动机推力F总为：根据有限推力变轨重力损耗η和卫星变轨总的推进剂需求量M总，能够获得近圆轨道卫星的推进剂损耗量M损耗为：M损耗＝η×M总式中，M总为卫星变轨总的推进剂需求量。一种推力计算装置，该装置能够计算近圆轨道卫星的变轨发动机推力F总，所述近圆轨道卫星的轨道偏心率不大于0.0025，且，轨道高度小于等于2000km。所述近圆轨道卫星的变轨发动机推力F总为：其中式中，η为有限推力变轨重力损耗，为发动机推力中产生有效变轨的推力；为点火弧段长度。实施例：一种有限推力变轨重力损耗计算方法，具体公式推导如下。重力损耗定义公式为：式中，η为卫星变轨的重力损耗；F总为变轨发动机推力大小，单位N；为发动机推力中产生有效变轨的推力大小，单位N。根据近圆轨道的特征，见图1。可知有效推力大小为：式中，ΔT为卫星总的点火时长，单位s；α为变轨过程中有效推力与总推力的夹角，为变化量，单位rad。根据上述两公式，由于总的推力大小F总固定，重力损耗计算公式可由下式替换：根据圆轨道的特点，点火过程有如下关系成立：α＝θ式中，θ如图1所示，单位rad。因此，通过积分变换，可得到式中，为点火弧段长度，单位rad。综上推导，得到近圆轨道卫星变轨的重力损耗计算公式为：该公式仅与变轨的推进弧段长度相关。根据有限推力变轨重力损耗η和发动机推力中产生有效变轨的推力能够获得近圆轨道卫星的变轨发动机推力F总为：根据有限推力变轨重力损耗η和卫星变轨总的推进剂需求量M总，能够获得近圆轨道卫星的推进剂损耗量M损耗为：M损耗＝η×M总式中，M总为卫星变轨总的推进剂需求量。本专利技术说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种有限推力变轨重力损耗计算方法，该方法适用于近圆轨道卫星采用惯性定向变轨，其特征在于：所述有限推力变轨重力损耗η为：

【技术特征摘要】
1.一种有限推力变轨重力损耗计算方法，该方法适用于近圆轨道卫星采用惯性定向变轨，其特征在于：所述有限推力变轨重力损耗η为：式中，为点火弧段长度。2.根据权利要求1所述的一种有限推力变轨重力损耗计算方法，其特征在于：所述近圆轨道卫星的变轨发动机推力F总为：式中，为发动机推力中产生有效变轨的推力。3.根据权利要求1所述的一种有限推力变轨重力损耗计算方法，其特征在于：所述近圆轨道卫星的推进剂损耗量M损耗为：M损耗＝η×M总式中，M总为卫星变轨总的推进剂需求量。4.根据权利要求1所述的一种有限推力变轨重力损耗计算方法，其特征在于：所述近圆轨道卫星的轨道...

【专利技术属性】
技术研发人员：田百义，黄美丽，王大轶，张相宇，赵峭，冯昊，刘德成，周静，张磊，邹元杰，
申请(专利权)人：北京空间飞行器总体设计部，
类型：发明
国别省市：北京,11