[发明专利]航天器引力加速度计算方法及轨道控制方法

说明书

本发明提供了一种航天器引力加速度计算方法及轨道控制方法，针对传统方法计算航天器地球引力加速度存在奇异的情况，提出了一种消除奇异的航天器引力加速度的计算方法。动力学模型是航天器轨道设计与控制的基础，其中，地球引力是构成近地轨道动力学模型的重要部分。利用传统计算方法航天器引力加速度时，当航天器地心纬度接近90°时，存在奇异情况。为增强算法的鲁棒性，避免奇异情况出现，提出了一种新的计算方法。

技术领域

本发明涉及航天器动力技术领域，特别涉及一种航天器引力加速度计算方法及轨道控制方法。

背景技术

动力学模型是航天器轨道设计与控制的基础，其中，地球引力是构成近地轨道动力学模型的重要部分。由于地球是一个椭球体，因此地球引力除了中心引力外，存在着非球形引力分量。地球引力通常采用球谐模型确定。

地球引力位的球谐展开式为

其中：GM_e为地球引力常数；R_e为地球平均半径；r，φ以及λ分别为地心距离，地心纬度以及地心经度；和为完全正规化的球谐系数；为完全正规化的缔合勒让德函数。

通过计算地球引力位对位置的一阶导数即可得到地球引力加速度，但地球引力位的球谐展开式以地球固联系下的地心高度r、地心经度φ以及地心纬度λ为参数，而通常轨道积分方程在地球惯性系下以直角坐标描述，因此，首先需要计算地球引力位对航天器在地球固联系下的位置导数，然后将其转化到地球惯性系下。则

其中：

以及的递推关系如下：

δ_ij为Kronecker算子。

根据以上表达式以及地球重力场模型的球谐系数，可以计算出地球固联系下的地球引力加速度，但当航天器的地心纬度接近90°，以上表达式存在奇异，为增强算法的鲁棒性，避免奇异情况出现，提出了一种新的计算方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航天器引力加速度计算方法及轨道控制方法，以解决现有方法计算出的地球固联系下的航天器地球引力加速度存在奇异的问题。

为解决上述技术问题，本发明提供一种航天器引力加速度计算方法，所述航天器引力加速度计算方法涉及参数获取模块、航天器引力加速度计算模块及近地轨道动力学模型生成模块，其中：

由所述参数获取模块获取地球引力场球谐系数和地球惯性系到地球固联系的转换矩阵以及航天器在地球惯性系下的位置r_ECI，并发送至所述航天器引力加速度计算模块；

由所述航天器引力加速度计算模块根据地球惯性系到地球固联系的转换矩阵以及航天器在地球惯性系下的位置r_ECI，计算航天器在地球固联系下的位置：

由所述航天器引力加速度计算模块根据地球固联系下的位置r_ECEF，计算航天器在地球固联系下的地心高度r、地心纬度φ以及地心经度λ；

由所述航天器引力加速度计算模块计算第一辅助变量

由所述航天器引力加速度计算模块根据地球引力场球谐系数和航天器在地球固联系下的地心高度r、地心纬度φ、地心经度λ以及第一辅助变量计算地球固联系下的航天器引力加速度a_ECEF；