[发明专利]一种减少航天器重力损失的变轨方法

说明书

技术领域

本发明涉及航天器控制技术领域，尤其涉及航天器变轨技术领域。

背景技术

在进行卫星或航天器的轨道设计和任务分析时，为了简化，对于轨道机动的分析通常采用脉冲推力来近似。脉冲推力假设卫星在某一瞬间的位置没有发生变化，而速度突然获得一个改变量。而实际卫星变轨为有限推力方式，即发动机推力是固定的，卫星在发动机推力作用下获得一定的加速度，经过一段时间后才能获得一定的速度改变量，这段时间内卫星仍在轨道上运动，卫星位置不停地变化。由于实际卫星的轨道机动为有限推力，与脉冲推力相比要多消耗一定的燃料，这部分多消耗掉的燃料通常称为重力损失或引力损失。重力损失大小取决于一次轨控弧段长度、轨道高度和轨道机动的推力方向。

低轨道卫星通常采用相对轨道坐标系固定的姿态进行轨道机动，变轨时间和弧段都较短、重力损失较小；静止轨道卫星通常采用相对东南坐标系固定的姿态进行轨道机动，虽然变轨时间长，但由于是在远地点，变轨弧段也较短，重力损失较小。无论低轨道卫星还是静止轨道卫星，在轨道机动时卫星都保持一定的对地姿态不变。

在发射对地球以外进行探测的飞行器的时候，例如发射月球探测器，要经历多次轨道机动，包括三次近地点加速和三次近月点减速。月球探测器的轨道机动是在近地点进行，每次的轨道机动弧段都较长，若采用固定推力方向则重力损失较大，导致燃料消耗的增加。为了减少重力损失，最好的方法是轨道机动时推力沿着卫星当时的速度方向，但是由于星上实时计算轨道的计算量较大，无法在星上实现，也就不能实时得到卫星的速度方向，而近地点附近卫星速度方向的变化角速度不均匀，给卫星姿态指向的控制带来很大难度，因此不能采用速度方向变轨的方法。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足之处，提供一种能够在卫星变轨的过程中，使任一时刻卫星变轨的推力方向接近于卫星运动方向的卫星变轨技术。

本发明的方法的技术解决方案是：一种减少航天器重力损失的变轨方法，包括以下步骤：

(1)航天器变轨前，在地面上计算轨道机动开始时间、初始姿态和姿态角速度；

(2)对轨道机动开始时间、初始姿态和姿态角速度三个参数进行优化，使航天器在变轨过程中，推力的方向始终接近于航天器的速度方向；

(3)将计算好的参数注入到星上；

(4)航天器按照地面指令参数确定的角速度匀速旋转。

本发明与现有技术相比的有益效果是：采用匀速转动轨道机动方法进行变轨，使变轨燃料消耗与沿速度方向变轨的燃料消耗非常接近，与固定推力方向变轨相比，可有效降低燃料消耗。

附图说明

图1为固定推力方向轨道机动的示意图；

图2为本发明的匀速转动推力方向变轨的示意图。

具体实施方式

以发射月球探测器为例，包括三次近地点加速和三次近月点减速，月球探测器的轨道机动是在近地点进行，每次的轨道机动弧段都较长。

如图1所示，按照传统的变轨方法，在轨道机动过程中，推力方向在惯性坐标系中固定不变，推力方向与卫星速度方向的夹角不为零。

1.地面注入参数优化：

待优化的参数：

(i)转轨控定向模式开始时刻t_gi；

(ii)t_gi时刻在轨道平面内的推力方向与轨道拱线的夹角δ₀，向Q→=W→×P→]]>方向为正，其中为轨道法线的单位矢量，如见图2所示；

(iii)点火过程中在轨道平面内的推力方向转动角速度

(iv)点火时长Δt。

约束条件：

调相轨道段以保证下一次在近地点变轨开始时刻或目标轨道半长轴为约束，即目标轨道；最后一次近地点变轨时为转移轨道近月点高度和相对月球赤道面的倾角。

优化目标：

以推进剂消耗最小为目标，

目标函数为：Δm＝f(t_gi，δ₀，δ，Δt)

优化方法：