[发明专利]基于近火点漂移的火星全球遥感轨道设计方法及系统

说明书

本发明提供一种基于近火点漂移的火星全球遥感轨道设计方法及系统，涉及深空探测航天器的轨道设计技术领域，包括：步骤S1：确定近火点高度上限，使寿命末期近火点高度大于火气大气高度；步骤S2：计算轨道倾角调整范围；步骤S3：计算近火点幅角变化率；步骤S4：计算升交点赤经变化率；步骤S5：由遥感探测任务所需的近火点幅角变化率、升交点赤经变化率参数来解析计算轨道半长轴参数。本发明能够满足低轨对目标成像高轨对地通信的需要；节约深空探测器的发射重量；且能够满足全球覆盖、不同轨道高度全范围覆盖探测、重点区域详细探测的工程任务需要。

技术领域

本发明涉及深空探测航天器的轨道设计技术领域，具体地，涉及一种基于近火点漂移的火星全球遥感轨道设计方法及系统。

背景技术

深空探测器对地外行星开展遥感探测是深空探测领域的重要科学任务。相较于地球遥感卫星通常工作在近地圆轨道或静止轨道不同，深空探测器受限于重量限制，机动到较低的圆轨道需消耗大量的燃料，无法机动到低高度的圆轨道，此外为了覆盖目标天体不同轨道高度的探测需求，通常在大椭圆轨道上开展遥感探测任务。在任务排布上探测器近火点开展对火观测，远火点实施对地通信。为了保证足够的观测弧段以及对全球各个区域完整地覆盖，需要结合相机成像参数进行相应的轨道设计，满足星下点光照角需求、相机幅宽等约束条件。

公开号为CN103198187A的发明专利，公开了一种基于微分修正的深空探测器的轨道设计方法，主要步骤：通过遗传算法或Pork Chop Plots法确定的深空探测器的轨道参数计算初值；根据控制参数为初值在精确动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得终端参数值；计算得到的参数值与标准参数进行比较，获得参数偏差量，从而求得新的控制参数；利用新的控制参数重新对动力学模型进行轨道积分运算，得到新的终端参数值偏差；重复上述过程，直到终端参数满足精度要求。该方法需要提供相应的轨道初值，通过轨道动力学迭代，最终目标实现轨道修正控制量最小、燃料消耗最少等，没有考虑到遥感探测科学任务情况下载荷成像的约束。

公开号为CN111338367A的发明专利，公开了一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法，具体按照以下步骤实施：步骤1、确定第一次变轨中间时刻控前卫星轨道；步骤2、计算第一次变轨中间时刻未变轨时卫星位置和速度；步骤3、确定第二次变轨中间时刻控后卫星轨道；步骤4、确认双脉冲轨道控制类型、控制量及控制相位；步骤5、分别计算轨道偏心率变化量、轨道平半长轴变化量以及第一次轨道控制实际速度增量和第二次轨道控制实际速度增量；步骤6、计算第一次变轨中间时刻控后卫星速度矢量；步骤7、确定双脉冲控制中间弧段轨道。该方法在轨道确定递推方面实现了2次变轨中间的轨道精确位置，但无法应用于轨道的初始设计。

公开号为CN102923324B的发明专利，公开了一种基于不变流形与引力辅助的低能量行星逃逸轨道设计方法，适合于利用动平衡点的低能量深空探测任务轨道设计，属于航天器轨道机动技术领域。该方法基于近拱点庞加莱映射的分段匹配，首先通过引入近拱点庞加莱映射得到不变流形在近拱点处的轨道状态集；然后，根据实现行星际转移所需逃逸双曲线超速要求，采用数值迭代方法计算轨道状态集中不变流形每一分支应施加的机动脉冲，通过机动脉冲大小对比可以确定燃料最省逃逸对应的不变流形分支和需要的机动脉冲。

现有文献，杨维廉在“火星卫星的冻结轨道研究”(见《航天器工程》，2011年5月，第20卷第3期，页码20-24)中，在研究月球卫星冻结轨道特性的基础上，对火星冻结轨道特性做了相应的研究。比较了地球、月球、火星卫星冻结轨道的异同，通过仿真给出了轨道冻结条件下计算所需的最小阶数，以及火星轨道偏心率特性，并提出了火星冻结轨道近地点幅角和地球相反的结论。该项研究为火星轨道设计指明了设计思路和计算约束条件，但在深空遥感探测领域轨道需要满足全球覆盖、星下点重访等任务条件，冻结轨道适合中继通信类任务的需要，无法满足遥感探测的需求。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明提供一种基于近火点漂移的火星全球遥感轨道设计方法及系统。