一种深空探测航天器木星捕获轨道的确定方法技术

本发明专利技术公开了一种深空探测航天器木星捕获轨道的确定方法，适用于木星捕获任务的轨道设计与优化；提供了一种新的捕获策略，同时利用了木星天然卫星和太阳的引力来改变捕获轨道，以满足在捕获过程中的不同需求，并且能够对给出的期望近木点半径给出精度更高的设计方案；进行木星捕获轨道设计时，相较于传统捕获方案有明显的速度增量节省，并且部分兼顾了后续探测任务的需求。后续探测任务的需求。后续探测任务的需求。

【技术实现步骤摘要】
一种深空探测航天器木星捕获轨道的确定方法


[0001]本专利技术属于航空航天
，具体指代一种深空探测航天器木星捕获轨道的确定方法。

技术介绍

[0002]在地外行星探测任务中，从行星际空间捕获进入行星引力场是任务的重要环节之一。对于木星系探测而言，由于木星系内存在许多天然卫星，以及包含太阳、木星引力在内的多天体引力作用，在轨道初始设计阶段若单纯采用经典圆锥曲线拼接方法设计捕获轨道，首先与高精度模型存在较大误差，其次没有充分利用木星的天然卫星辅助捕获，最后没有利用太阳引力摄动改变轨道，因此设计合理、低能的木星捕获轨道来完成航天器的捕获十分必要。此外，捕获轨道的设计还需要考虑降低木星辐射以及后续探测任务轨道需求等，因此当前需要提出一种轨道确定方法，以利用其它天体引力来减小捕获所需速度增量，并满足后续探测轨道半径要求。

技术实现思路

[0003]针对于上述现有技术的不足，本专利技术的目的在于提供一种深空探测航天器木星捕获轨道确定方法，以解决现有技术中直接捕获需要较多速度增量，而利用木卫引力辅助造成近木点较低，改变近木点半径需要更多速度增量以满足后续探测任务轨道需求的问题。为达到上述目的，本专利技术采用的技术方案如下：一种航天器木星捕获轨道的确定方法，包括步骤如下：步骤S1：选取优化变量，并确定期望捕获后轨道周期和期望捕获后轨道的近木点半径；步骤S2：确定零影响球模型下木卫引力辅助过程计算参数；步骤S3：根据所述的优化变量和木卫引力辅助过程计算参数，利用二体问题解析公式，在时间上从近木点逆推至木卫飞越处，完成木卫飞越计算得到木卫飞越前后参数；步骤S4：基于计算的木卫飞越前后参数完成飞越前后轨道段拼接，并继续逆推至下一木卫飞越处并重复步骤S3和S4或逆推值木星影响球边界得到用于与行星际轨道拼接的轨道段，并满足木星进入剩余速度要求；步骤S5：基于所述的优化变量确定航天器在近木点的位置和第一次机动后的速度及机动速度增量；步骤S6：利用圆型限制性三体动力学模型，在时间上从近木点向后递推，从而确定航天器的远木点状态；步骤S7：基于所述的航天器的远木点状态以及优化变量，更新第二次机动后航天器的远木点速度，并利用圆型限制性三体动力学模型，在时间上从新的远木点状态向后递推至近木点，从而确定航天器的下一个近木点状态；步骤S8：根据所述的期望捕获后轨道周期，并基于航天器的下一近木点状态，利用
二体问题模型计算得到第三次机动速度增量；步骤S9：根据所述的三次机动所需的速度增量，并对比所述的下一个近木点半径与期望近木点半径的关系，从而选取消耗速度增量最少情况下对应的捕获轨道。
[0004]作为优选的一种技术方案，所述步骤S1包括：在捕获轨道的设计中，在从木星影响球到近木点这一段双曲线轨道中包含至少一次的木卫引力辅助飞越，其中木卫公转轨道简化为无星历圆形共面轨道，并利用二体问题解析公式简化轨道计算；在近木点之后的轨道，利用圆型限制性三体动力学模型引入太阳引力进行计算，其中，圆型限制性三体动力学模型对各种单位进行无量纲化，M和m分别表示太阳质量和木星质量，记M+m为质量单位，太阳和木星之间的平均距离为单位长度，太阳和木星轨道角速度的倒数为单位时间，为质量比；选取近木点半径，相位角j，初始偏心率，近木点处剩余速度和第二次机动量模值作为优化变量。
[0005]作为优选的一种技术方案，所述步骤S2包括：确定待飞越卫星绕木公转轨道半径；确定航天器绕木星的双曲线轨道的剩余速度，近木点半径；确定飞越高度。
[0006]作为优选的一种技术方案，所述步骤S3包括：首先根据给定的近木点半径和近木点处剩余速度通过式（1）计算出双曲线轨道半长轴：
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（1）然后可以直接得到偏心率e，并利用给定的剩余速度计算出近木点速度v
p
：
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（2）
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（3）式中，为木星引力常数，=1.267127648108；根据近木点半径和近木点速度v
p
可以得到轨道角动量模值：
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（4）得到角动量模值后，根据轨道方程，通过真近点角从0减小进行轨道拟推：
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（5）
当逆推到轨道半径与待飞越卫星轨道半径相同时，视为对该卫星进行一次引力辅助飞越，首先根据所述的卫星轨道半径v
m
计算得到卫星速度大小：
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（6）通过式（3），将近木点半径换为卫星轨道半径r
m
，近木点处剩余速度换为当前轨道剩余速度即可得到航天器在r=r
m
处的速度v
+
，即正向计算时飞越后的速度；利用余弦定理得到航天器绕木卫飞行的双曲线轨道剩余速度：
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（7）式中，为正向飞越后的飞行路径角，计算公式为：
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（8）式中，a和e分别为绕木星双曲线轨道的半长轴和偏心率；航天器绕木卫飞越双曲线的转向角，即到达剩余速度与离开剩余速度间的夹角通过剩余速度以及飞越高度计算得到：
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（9）式中，R
m
为飞越卫星的半径，为飞越卫星的引力参数；离开剩余速度与卫星速度的夹角通过余弦定理计算得到：
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（10）到达剩余速度与卫星速度夹角由分段函数确定：
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（11）由余弦定理得到正向飞越前的速度及飞行路径角：
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（12）。
[0007]作为优选的一种技术方案，所述步骤S4包括：确定航天器在飞越木卫前的径向速度v
r
和切向速度：
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（13）利用径向速度和切向速度的另一种表示方法得到：
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（14）联立式（14）中的两个等式，得到正向飞越前的真近点角
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（15）将带入式（14），得到逆推的下一段轨道的偏心率e，再根据下式得到下一段轨道剩余速度：
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（16）式中，为轨道角动量，再利用式（1）和式（2）确定近木点半径；根据飞越引起的拱线旋转，两轨道段偏心率矢量间的夹角差可以通过飞越前后的真近点角之差得到：
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（17）式中，为正向飞越前轨道的真近点角，为正向飞越后轨道的真近点角，新轨道段偏心率矢量为原偏心率矢量绕轨道法线逆时针旋转得到，至此完成轨道段拼接。
[0008]作为优选的一种技术方案，所述步骤S5包括：建立会合坐标系，在坐标系中，原点位于太阳和木星的质心，坐标轴x轴由太阳指向木星，z轴与系统角动量方向重合，y轴满足右手系；记坐标系下航天器的位置为(x,y,z)，太阳位置为（
‑
, 0, 0），木星位置为（1
‑
, 0, 0），则近木点在会合坐标系中的坐标如下：
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（18）式中，为近木点半径在会合坐标系下归一化后的值；近木点施加减速机动后的速度垂直于木星与近木点的连线，选择使轨道顺行的方向，在会合坐标系中表示如下：
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（19）式中：，表示近木点和木星的连线与会合坐标系x轴本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种深空探测航天器木星捕获轨道的确定方法，其特征在于，包括步骤如下：步骤S1：选取优化变量，并确定期望捕获后轨道周期和期望捕获后轨道的近木点半径；步骤S2：确定零影响球模型下木卫引力辅助过程计算参数；步骤S3：根据所述的优化变量和木卫引力辅助过程计算参数，利用二体问题解析公式，在时间上从近木点逆推至木卫飞越处，完成木卫飞越计算得到木卫飞越前后参数；步骤S4：基于计算的木卫飞越前后参数完成飞越前后轨道段拼接，并继续逆推至下一木卫飞越处并重复步骤S3和S4或逆推值木星影响球边界得到用于与行星际轨道拼接的轨道段，并满足木星进入剩余速度要求；步骤S5：基于所述的优化变量确定航天器在近木点的位置和第一次机动后的速度及机动速度增量；步骤S6：利用圆型限制性三体动力学模型，在时间上从近木点向后递推，从而确定航天器的远木点状态；步骤S7：基于所述的航天器的远木点状态以及优化变量，更新第二次机动后航天器的远木点速度，并利用圆型限制性三体动力学模型，在时间上从新的远木点状态向后递推至近木点，从而确定航天器的下一个近木点状态；步骤S8：根据所述的期望捕获后轨道周期，并基于航天器的下一近木点状态，利用二体问题模型计算得到第三次机动速度增量；步骤S9：根据所述的三次机动所需的速度增量，并对比所述的下一个近木点半径与期望近木点半径的关系，从而选取消耗速度增量最少情况下对应的捕获轨道。2.根据权利要求1所述的确定方法，其特征在于，所述步骤S1包括：在捕获轨道的设计中，在从木星影响球到近木点这一段双曲线轨道中包含至少一次的木卫引力辅助飞越，其中木卫公转轨道简化为无星历圆形共面轨道，并利用二体问题解析公式简化轨道计算；在近木点之后的轨道，利用圆型限制性三体动力学模型引入太阳引力进行计算，其中，圆型限制性三体动力学模型对各种单位进行无量纲化，M和m分别表示太阳质量和木星质量，记M+m为质量单位，太阳和木星之间的平均距离为单位长度，太阳和木星轨道角速度的倒数为单位时间，为系统的质量比，；选取近木点半径，相位角j，初始偏心率，近木点处剩余速度和第二次机动量模值作为优化变量。3.根据权利要求1所述的确定方法，其特征在于，所述步骤S2包括：确定待飞越卫星绕木公转轨道半径；确定航天器绕木星的双曲线轨道的剩余速度，近木点半径；确定飞越高度。4.根据权利要求1所述的确定方法，其特征在于，所述步骤S3包括：首先根据给定的近木点半径和近木点处剩余速度通过式（1）计算出双曲线轨道半长轴：
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（1）式中，为木星引力常数，=1.267127648108；然后可以直接得到偏心率e，并利用给定的剩余速度计算出近木点速度v
p
：
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（2）
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（3）根据近木点半径和近木点速度v
p
可以得到轨道角动量模值h：
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（4）得到角动量模值后，根据轨道方程，通过真近点角从0减小进行轨道拟推：
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（5）式中，h轨道角动量模值，e为偏心率，r为轨道半径；当逆推到轨道半径与待飞越卫星轨道半径相同时，视为对该卫星进行一次引力辅助飞越，首先根据所述的卫星轨道半径v
m
计算得到卫星速度大小：
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（6）通过式（3），将近木点半径换为卫星轨道半径r
m
，近木点处剩余速度换为当前轨道剩余速度即可得到航天器在r=r
m
处的速度v
+
，即正向计算时飞越后的速度；利用余弦定理得到航天器绕木卫飞行的双曲线轨道剩余速度：
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（7）式中，为正向飞越后的飞行路径角，计算公式为：
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（8）式中，a和e分别为绕木星双曲线轨道的半长轴和偏心率；航天器绕木卫飞越双曲线的转向角，即到达剩余速度与离开剩余速度间的夹角通过剩余速度以及飞越高度计算得到：
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（9）式中，R
m
为飞越卫星的半径，为飞越卫星的引力参数；离开剩余速度与卫星速度的夹角通过余弦定理计算得到：
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【专利技术属性】
技术研发人员：杨洪伟，梁国梁，李爽，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：