一种深空探测器等效转移轨道确定方法技术

一种深空探测器等效转移轨道确定方法，包括下列步骤：（１）根据轨道动力学模型设计深空探测器转移轨道，提取所设计的转移轨道的轨道参数；（２）根据步骤（１）中提取的轨道参数及空间几何关系，求解所述的深空探测器转移轨道在地球附近的等效参数。本发明专利技术在运载火箭将探测器直接送入转移轨道时，运载方不必建立复杂的深空探测器动力学模型，采用现有模型估计发射精度就可以较精确地估计发射精度，解决了我国目前运载火箭还不具有上面级，无法采用上面级点火将探测器送入转移轨道中的问题；并且本发明专利技术采用等效的概念解决这一问题，简单可靠。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种深空探测器转移轨道的等效参数设计方法，特别是采用运载火箭直接发射进入转移轨道的深空探测器转移轨道的等效参数设计方法。
技术介绍
虽然目前国际上对“深空”和“深空探测”还没有统一的定义，但通过欧美国家的百科全书和词典和中国大百科全书的航空航天卷中对深空的定义，以及国际电联对使用空间探测活动中通信频率进行规定时，对“深空”和“非深空”进行的界定，均可发现深空探测活动中探测器的探测目标与地球的距离大于等于地月距离。 由上述国际上对“深空”的界定来看，深空探测器的探测目标距离地球遥远。要到达最终的探测目标，其转移轨道必定是始于地球附近，而终于遥远的探测目标附近。由此可见，探测器需要在转移轨道上进行长时间、远距离的飞行。探测器在转移轨道上不仅受到地球引力作用，还受到较大的月球和太阳等其它引力的影响，空间力学环境复杂。在转移轨道的设计过程中，设计师不能简单的采用二体模型，而须采用复杂的三体模型，甚至四体模型。如此复杂的力学环境的长时间作用，使得转移轨道形状成为复杂的空间曲线，而不再是简单的平面椭圆，所以其轨道也不能由远地点高度和近地点高度来简单表达。 针对不同的深空探测器的发射需求，俄罗斯和美国采用多级火箭于不同的上面级的发射方式，例如俄罗斯的联盟火箭与费雷盖特上面级配合，曾完成了火星快车等深空探测器的发射，其发射过程在Ferdinando Tonicello等人在Venus Express.the Maximum Power Point Tracker and the InitialCommissioning一文中和《中国航天》在2006年第3期上“欧空局的进行快车探测器”一文中有详细描述；而美国多采用德尔塔、阿特拉斯、Titan IV/SRMU等四级火箭发射，参见David W.Dunham，Robert W等人的“Libration PointMission，1978-2002”、Troy D.Goodson等人的“Cassini Maneuver ExperienceLaunch and Early Cruise”。上述火箭为四级火箭，其中第四级为火箭的上面级。当运载火箭将探测器送入停泊轨道后，再由上面级点火将其送入转移轨道，适合于发射深空探测器。目前我国的运载火箭还不具有上面级，在发射过程中，将探测器直接送入指定轨道后分离。由杨维廉、周文艳在“嫦娥一号月球探测卫星轨道设计”一文中的描述可知在“嫦娥一号”发射中，运载火箭将其送入地球同步转移轨道(GTO)，之后利用星上燃料实施变轨，嫦娥进入转移轨道。 对于未来更远距离的深空探测器和探测效率较高的小卫星或载荷/卫星总质量比较高的大卫星，星上的所带燃料质量受到限制，需要充分利用我国运载火箭的发射能力，将其直接送入转移轨道。 由于转移轨道形状复杂，且不能像近地轨道那样由轨道六根数来简单描述，因此，需要寻找一种方法方便与运载方协调发射要求。 等效方法是在科学设计、计算中常用的方法，在控制、力学、航空航天等多个领域中得到广泛的应用，例如翟光、杨小平曾利用等效参数法分析了航空航天领域广泛应用的德蜂窝夹层板的动力学特性。在可查专利文献中也有不少涉及到等效方法，但在深空探测器的轨道设计中还没有引入“等效”概念。 实际工程中，衡量探测器是否成功发射进入转移轨道，只需衡量运载火箭在入轨点处为探测器提供了转移轨道上该点上探测器需要的能量，即在正确的入轨位置处具有正确的入轨速度。考虑到在地球附近深空探测器所受力仍主要来自地球，采用地球附近卫星的二体动力学模型仍具有实际意义，因此，采用该模型下得到的等效参数来描述转移轨道是一种可行的方法，且等效参数方法易于被广泛接受。
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，提供一种采用等效参数描述深空探测器等效转移轨道的方法。 本专利技术的技术解决方案是，包括下列步骤 (1)根据轨道动力学模型设计深空探测器转移轨道，提取所设计的转移轨道的轨道参数； (2)根据步骤(1)中提取的轨道参数及空间几何关系，求解所述的深空探测器转移轨道在地球附近的等效参数。 所述步骤(1)中的轨道动力学模型采用二体模型、三体模型，或多体模型。 所述步骤(2)中的等效参数包括轨道偏心率e、轨道半长轴a、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点角距ω和历元时刻的真近点角θ，其计算公式分别为 轨道偏心率e 轨道半长轴a 轨道倾角i是 和 之间的夹角，且0°≤i＜180° 升交点赤经Ω是 和 之间的夹角 近地点角距ω是 和 之间的夹角 历元时刻的真近点角θ是 和 之间的夹角 其中，角动量矢量 入轨点处探测器的位置矢量为速度矢量为升交点矢量 偏心率矢量 其方向由地心指向轨道的近地点 为地心赤道惯性坐标系z轴的方向矢量； 为地心赤道惯性坐标系x轴的方向矢量； 为地心赤道惯性坐标系y轴的方向矢量。 本专利技术与现有技术相比有益效果为 (1)本专利技术将深空探测器的转移轨道在地球附近利用等效参数表示，在运载火箭将探测器直接送入转移轨道时，运载方不必建立复杂的深空探测器动力学模型，采用现有模型估计发射精度就可以较精确地估计发射精度，解决了我国目前运载火箭还不具有上面级，无法采用上面级点火将探测器送入转移轨道中的问题；并且本专利技术采用等效的概念解决这一问题，简单可靠。 (2)采用本专利技术方法可以通过简单的转换计算，将深空探测器在复杂的深空环境中形成的复杂的转移轨道转换为与地球附近卫星相似的简单的椭圆轨道进行描述，具有方法简单，易于理解，物理意义清晰的优点。 (3)本专利技术等效参数描述的转移轨道形象直观，且与发射地球附近飞行器的转移轨道相似，方便与运载方协调。 (4)方法简单，易于推广。 附图说明 图1等效参数计算方法流程图； 图2为地球附近轨道的轨道根数示意图； 图3为本专利技术实施例中的转移轨道在黄道面内的投影。 具体实施例方式 本专利技术，流程如图1所示，具体步骤如下 (1)根据轨道动力学模型设计深空探测器转移轨道，提取所设计的转移轨道的轨道参数，特别是发射入轨点的位置和速度矢量； 轨道动力学模型可以采用二体模型、三体模型，或多体模型，这些模型对本领域技术人员来讲都是公知的，具体可以参见上海航天，2003年第4期，“月球探测技术——轨道设计和计算”一文和天文学进展，2005年第2期，“关于空间探测器定位在太阳系中特殊点上的有关问题”一文中的相关介绍。 深空探测活动中，探测器的任务轨道距离地球遥远，通常根据探测任务设计任务轨道后，根据所选运载火箭发射能力，通过求解兰伯特问题得到探测器的转移轨道。兰伯特问题也是本领域技术人员的公知常识，关于兰伯特问题的具体介绍可以参见American Institude of Aeronautics and Astronautics出版社在1987年出版的“An Introduction t本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种深空探测器等效转移轨道确定方法，其特征在于包括下列步骤：　（１）根据轨道动力学模型设计深空探测器转移轨道，提取所设计的转移轨道的轨道参数；　（２）根据步骤（１）中提取的轨道参数及空间几何关系，求解所述的深空探测器转移轨道在地球附近的等效参数。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：张燕，杨芳，刘胜利，
申请(专利权)人：航天东方红卫星有限公司，
类型：发明
国别省市：11[中国|北京]