一种地月转移轨道发动机试喷方法技术

本发明专利技术公开了一种地月转移轨道发动机试喷方法，将中途修正策略与试喷需求进行联合设计，在确保转移轨道近月点状态的前提下，以推进剂最优的原则满足发动机试喷需求。将发动机试喷与地月转移中途修正结合，根据地月转移轨道某一时刻的位置速度数据，计算中途修正控制量并结合发动机试喷要求确定合适的试喷时机和策略，可以覆盖不同误差情况的推进剂最优试喷方法，可同时满足转移轨道终端目标要求和发动机试喷需求，具有良好的工程可操作性。

A test injection method of Earth Moon transfer orbit engine

【技术实现步骤摘要】
一种地月转移轨道发动机试喷方法
本专利技术涉及深空探测轨道设计
，具体涉及一种地月转移轨道发动机试喷时机和策略的确定方法。
技术介绍
在月球探测任务中，探测器由运载火箭直接送入地月转移轨道后，需要在转移飞行过程中对大推力轨控发动机进行一次试喷，用于验证大推力发动机的性能，以确保后续近月制动等重要变轨事件的可靠性和安全性。然而，轨控发动机试喷一般都有最短时长要求，在运载发射和定轨精度较高的情况下，这一最短时长所产生的速度增量一般较大，如果在地月转移过程中直接增加一次变轨用于发动机试喷，不但会改变近月点的目标状态，还会增大地月转移轨道控制的难度，导致飞行程序和测控资源的紧张。因此，需要对大推力轨控发动机试喷的时机和策略进行研究。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术提供了一种地月转移轨道发动机试喷方法，将中途修正策略与试喷需求进行联合设计，在确保转移轨道近月点状态的前提下，以推进剂最优的原则满足发动机试喷需求。本专利技术的地月转移轨道发动机试喷方法，首先根据轨道状态计算第一次中途修正量，若发动机试喷产生速度增量小于或等于第一次中途修正量，则在第一次中途修正时进行发动机试喷；否则，计算在不执行第一次中途修正的基础上的第二次中途修正量，若发动机试喷产生速度增量小于或等于所述第二次中途修正量，则第一次中途修正不执行，在第二次中途修正时进行发动机试喷；若发动机试喷产生速度增量大于所述第二次中途修正量，则计算发动机试喷产生速度增量与所述第二次中途修正量的差值，将所述差值设定为第一次中途修正的反向修正量，执行第一次中途修正，在第二次中途修正时进行发动机试喷。较优的，具体包括如下步骤：步骤1，获取探测器的初始轨道参数，包括初始时刻状态、中途修正点时刻、转移轨道终端时刻、发动机试喷最小开机时长对应的速度增量ΔVE；步骤2，将步骤1中的初始时刻位置速度分别预报至第一次中途修正点和转移轨道终端时刻，求得近月点目标状态与预定量的偏差；步骤3，根据目标状态偏差计算第一次中途修正量；步骤4，更新第一次中途修正点的速度，并预报至转移轨道终端时刻，若满足要求，则获得第一次中途修正量大小ΔV1；若不满足，返回步骤3；步骤5，若ΔV1>ΔVE，则在第一次中途修正时实施发动机试喷；若ΔV1<ΔVE，则将步骤1中的初始时刻位置速度预报至第二次中途修正时刻；步骤6，根据所得目标状态的偏差计算在不实施第一次中途修正前提下的第二次中途修正量；步骤7，更新第二次中途修正点的速度，并预报至转移轨道终端时刻，若满足要求，则获得不实施第一次中途修正前提下的第二次中途修正量大小ΔV2；若不满足，返回步骤6；步骤8，若ΔV2>ΔVE，则不实施第一次中途修正，在第二次中途修正时实施发动机试喷；若ΔV2<ΔVE，进入步骤9；步骤9，对转移轨道终端时刻进行调整，直至第二次中途修正量ΔV2＝ΔVE；若ΔV2始终小于ΔVE，进入步骤10；步骤10，固定第二次修正量大小为ΔVE，按步骤2～4，调整第一次修正的速度分量瞄准近月点tf的目标状态；选择第二次中途修正的高度角和方位角作为优化变量，直到获得速度增量最优的第一次中途修正量；执行第一次中途修正，并在第二次中途修正时实施发动机试喷。有益效果：本专利技术巧妙地将发动机试喷与地月转移中途修正结合，根据地月转移轨道某一时刻的位置速度数据，计算中途修正控制量并结合发动机试喷要求确定合适的试喷时机和策略，能够覆盖不同误差情况的推进剂最优试喷方法，可同时满足转移轨道终端目标要求和发动机试喷需求，具有良好的工程可操作性。附图说明图1为本专利技术试喷方法流程图。具体实施方式下面结合附图并举实施例，对本专利技术进行详细描述。本专利技术提供了一种地月转移轨道发动机试喷方法，考虑在地月转移中途修正时实施发动机试喷。地月转移中途修正用于修正运载入轨、定轨等误差导致的轨道偏差，以保证探测器能够以预期的近月点状态到达月球。一般地月转移段安排3次中途修正，实际飞行中会根据轨道参数和控制执行情况取消1-2次中途修正。但中途修正的变轨量通常都较小，不需采用大推力发动机实施。特别是在运载发射和定轨精度较高的情况下，轨控发动机试喷最短时长所产生的速度增量往往会超出转移轨道本身所需要的中途修正量。因此，需要综合考虑中途修正安排，合理选择试喷的时机和策略。本专利技术首先根据轨道状态计算第一次中途修正量，若发动机试喷产生速度增量小于或等于第一次中途修正量，则在第一次中途修正时进行发动机试喷；否则，计算在不执行第一次中途修正的基础上的第二次中途修正量，若动机试喷产生速度增量小于或等于所述第二次中途修正量，则第一次中途修正不执行，在第二次中途修正时进行发动机试喷；若动机试喷产生速度增量大于所述第二次中途修正量，则计算动机试喷产生速度增量与所述第二次中途修正量的差值，将所述差值设定为第一次中途修正的反向修正量，执行第一次中途修正，在第二次中途修正时进行发动机试喷。具体的，如图1所示，本专利技术试喷方法包括如下步骤：(1)获取探测器的初始轨道参数，包括初始时刻状态、中途修正点时刻、转移轨道终端时刻，发动机试喷最小开机时长对应的速度增量ΔVE；(2)将步骤(1)中的初始时刻位置速度分别预报至第一次中途修正点和转移轨道终端时刻，求得近月点目标状态与预定量的偏差；(3)根据转移轨道终端目标状态偏差计算第一次中途修正量；(4)更新第一次中途修正点的速度，并预报至转移轨道终端时刻，若目标状态满足要求，则获得第一次中途修正量大小ΔV1；若不满足，返回步骤(3)；(5)若ΔV1>ΔVE，则在第一次中途修正时实施发动机试喷，若ΔV1<ΔVE，则将步骤(1)中的初始时刻位置速度预报至第二次中途修正时刻；(6)根据所得终端目标状态的偏差，在不实施第一次中途修正前提下，计算第二次中途修正量；(7)更新第二次中途修正点的速度，并预报至转移轨道终端时刻，若满足要求，则获得不实施第一次中途修正前提下的第二次中途修正量大小ΔV2；若不满足，返回步骤(6)；(8)若ΔV2>ΔVE，则不实施第一次中途修正，在第二次中途修正时实施发动机试喷，若ΔV2<ΔVE，进入步骤(9)；(9)对转移轨道终端时刻进行调整，直至第二次中途修正量ΔV2＝ΔVE；若ΔV2始终小于ΔVE，进入步骤(10)；(10)采用第一次和第二次中途修正联合控制策略，固定第二次修正量大小为ΔVE，按步骤(2)-(4)，调整第一次修正的速度分量瞄准近月点tf的目标状态；选择第二次中途修正的高度角和方位角作为优化变量，直到获得速度增量最优的第一次中途修正量。本文将发动机试喷需求与地月转移中途修正策略相结合进行设计，以保证在不同误差条件下，都能以中途修正速度增量最优的策略实施发动机试喷。下面给出一个具体实例进行说明：(1)获取探测器的初始轨道参数，包括初始时刻t0的位置速度(r本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种地月转移轨道发动机试喷方法，其特征在于，首先根据轨道状态计算第一次中途修正量，若发动机试喷产生速度增量小于或等于第一次中途修正量，则在第一次中途修正时进行发动机试喷；否则，计算在不执行第一次中途修正的基础上的第二次中途修正量，若发动机试喷产生速度增量小于或等于所述第二次中途修正量，则第一次中途修正不执行，在第二次中途修正时进行发动机试喷；若发动机试喷产生速度增量大于所述第二次中途修正量，则计算发动机试喷产生速度增量与所述第二次中途修正量的差值，将所述差值设定为第一次中途修正的反向修正量，执行第一次中途修正，在第二次中途修正时进行发动机试喷。/n

【技术特征摘要】
1.一种地月转移轨道发动机试喷方法，其特征在于，首先根据轨道状态计算第一次中途修正量，若发动机试喷产生速度增量小于或等于第一次中途修正量，则在第一次中途修正时进行发动机试喷；否则，计算在不执行第一次中途修正的基础上的第二次中途修正量，若发动机试喷产生速度增量小于或等于所述第二次中途修正量，则第一次中途修正不执行，在第二次中途修正时进行发动机试喷；若发动机试喷产生速度增量大于所述第二次中途修正量，则计算发动机试喷产生速度增量与所述第二次中途修正量的差值，将所述差值设定为第一次中途修正的反向修正量，执行第一次中途修正，在第二次中途修正时进行发动机试喷。


2.如权利要求1所述的地月转移轨道发动机试喷方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1，获取探测器的初始轨道参数，包括初始时刻状态、中途修正点时刻、转移轨道终端时刻、发动机试喷最小开机时长对应的速度增量ΔVE；
步骤2，将步骤1中的初始时刻位置速度分别预报至第一次中途修正点和转移轨道终端时刻，求得近月点目标状态与预定量的偏差；
步骤3，根据目标状态偏差计算第一次中途修正量；
步骤4，更新第一次中途修正点的速度，...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴伟仁，王大轶，张熇，周文艳，高珊，董捷，李飞，刘德成，杨眉，许映乔，孟占峰，
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