一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定方法和系统与流程

1.本发明涉及宇航飞行器轨道运动学的技术领域，具体地，涉及一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定方法和系统。


背景技术：

2.组合体航天器通常包含多个舱段，并且每个舱段都携带推进系统，这也使得发生较大入轨偏差，纠偏燃料消耗导致原有轨道转移任务无法完成情况下，可以通过推进舱与任务舱段提前分离实现异常状况下航天任务抢救。
3.国内外目前针对组合体航天器的研究多是集中于模型预测与稳定控制领域，如名为“基于深度学习的组合体航天器模型预测控制”期刊论文中借助深度学习在多参数寻优上的优势，提出一种基于卷积神经网络的模型预测控制算法，实现组合体航天器多场景下姿态控制率重构；名为“组合体航天器的姿态无模型自适应控制”期刊论文中提出了一种基于无模型自适应控制方法，解决了转动惯量参数未知组合体航天器姿态精确控制问题；公开号为cn110789738a的中国专利公开了一种纳星
‑
失效航天器组合体组态运动模型与控制模型，设计了分布式模型预测控制器。面向大入轨偏差的组合体航天器最优分离轨道参数确定方法未见公开的研究成果。
4.综上所述，需要针对大入轨偏差情况下组合体最优分离轨道确定方法进行设计优化。


技术实现要素：

5.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定方法和系统。
6.根据本发明提供的一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定方法，所述方法包括如下步骤：
7.步骤s1：根据星箭分离异常状态，确定大偏差入轨点轨道参数及组合体推进舱与轨道转移相关的平台参数；
8.步骤s2：建立描述航天器轨道转移运动学模型；
9.步骤s3：利用交轨共点方法对分离轨道点火点位置、速度增量及燃料消耗进行计算；
10.步骤s4：以期望参数调整至目标值为原则，组合体推进舱最大可用燃料量为边界，积分迭代实现对分离轨道参数的确定。
11.优选地，所述步骤s1包括如下步骤：
12.步骤s1.1：组合体航天器包含多个舱段，每个舱段携带推进系统，大入轨偏差情况下推进舱与任务舱需要提前分离，分离轨道的确定首先需要明确异常入轨时刻的组合体航天器轨道状态，即采用轨道瞬时六根数形式进行描述，即半长轴a0、偏心率e0、倾角i0、升交点赤经ω0、近地点幅角ω0和平近点角m0；
13.步骤s1.2：明确组合体推进舱相关平台参数，包括星箭分离异常时刻重量m、最大可用燃料剩余量m
′
、发动机推力f和发动机比冲i
sp
。
14.优选地，所述步骤s2中建立j2地球引力摄动影响下的轨道转移运动学模型：
[0015][0016]
其中，分别为点火时刻组合体航天器地心惯性系位置、速度矢量；
[0017]
r为点火时刻组合体航天器位置矢量的模值；
[0018]
(x,y,z)为点火时刻航天器地心惯性系三轴位置分量；
[0019]
为点火时刻组合体航天器地心惯性系三轴速度分量；
[0020]
(α,δ)为组合体航天器推力方向的赤经、赤纬；
[0021]
μ＝3.986005
×
10
14
m3·
s
‑2为地球引力常数；
[0022]
r
e
＝6378.14
×
103m为地球赤道半径；
[0023]
g0＝9.80665m
·
s
‑2为地球重力加速度。
[0024]
优选地，所述步骤s3包括如下步骤：
[0025]
步骤s3.1：转移轨道点火点位置计算，目标升交点赤经ω
s
、目标倾角i
s
，计算得到目标轨道平面正法向矢量为：
[0026][0027]
在星箭分离轨道上积分寻找t0时刻，确定点火点的位置速度
[0028][0029]
步骤s3.2：转移轨道速度增量计算，点火点p0的位置速度目标速度大小为依照如下方向构建相对坐标系f
xyz
：
[0030]
[0031]
目标速度与相对坐标系f
xyz
的轴向夹角为θ，得到目标速度在惯性坐标系下的表示
[0032][0033]
f
xyz
'为构建的相对坐标系，以夹角θ为变量，取极小为目标，[0
°
,360
°
]遍历搜索确定轨道转移速度增量δv：
[0034][0035]
步骤s3.3：轨道转移耗肼量计算，计算得到轨道转移最小速度增量对应的燃料消耗δm：
[0036][0037]
优选地，所述步骤s4包括如下步骤：
[0038]
步骤s4.1：确定大入轨偏差条件下的期望调整参数序列orb
′
，序列包含半长轴a
′
、倾角i
′
与升交点赤经ω
′
中某一项或两项参数；
[0039]
步骤s4.2：给定大入轨偏差条件下的分离轨道参数序列orb，分离轨道参数序列包含期望调整参数与自由参数；
[0040]
步骤s4.3：根据步骤s3的计算过程，以推进舱可用燃料消耗殆尽为目标，积分迭代确定分离轨道参数序列中的自由参数，确定输出分离轨道参数。
[0041]
本发明还提供一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定系统，所述系统包括如下模块：
[0042]
模块m1：根据星箭分离异常状态，确定大偏差入轨点轨道参数及组合体推进舱与轨道转移相关的平台参数；
[0043]
模块m2：建立描述航天器轨道转移运动学模型；
[0044]
模块m3：利用交轨共点方法对分离轨道点火点位置、速度增量及燃料消耗进行计算；
[0045]
模块m4：以期望参数调整至目标值为原则，组合体推进舱最大可用燃料量为边界，积分迭代实现对分离轨道参数的确定。
[0046]
优选地，所述模块m1包括如下模块：
[0047]
模块m1.1：组合体航天器包含多个舱段，每个舱段携带推进系统，大入轨偏差情况下推进舱与任务舱需要提前分离，分离轨道的确定首先需要明确异常入轨时刻的组合体航天器轨道状态，即采用轨道瞬时六根数形式进行描述，即半长轴a0、偏心率e0、倾角i0、升交点赤经ω0、近地点幅角ω0和平近点角m0；
[0048]
模块m1.2：明确组合体推进舱相关平台参数，包括星箭分离异常时刻重量m、最大可用燃料剩余量m
′
、发动机推力f和发动机比冲i
sp
。
[0049]
优选地，所述模块m2中建立j2地球引力摄动影响下的轨道转移运动学模型：
[0050][0051]
其中，分别为点火时刻组合体航天器地心惯性系位置、速度矢量；
[0052]
r为点火时刻组合体航天器位置矢量的模值；
[0053]
(x,y,z)为点火时刻航天器地心惯性系三轴位置分量；
[0054]
为点火时刻组合体航天器地心惯性系三轴速度分量；
[0055]
(α,δ)为组合体航天器推力方向的赤经、赤纬；
[0056]
μ＝3.986005
×
10
14
m3·
s
‑2为地球引力常数；
[0057]
r
e
＝6378.14
×
103m为地球赤道半径；
[0058]
g0＝9.80665m
·
s
‑2为地球重力加速度。
[0059]
优选地，所述模块m3包括如下模块：
[0060]
模块m3.1：转移轨道点火点位置计算，目标升交点赤经ω
s
、目标倾角i
s
，计算得到目标轨道平面正法向矢量为：
[0061][0062]
在星箭分离轨道上积分寻找t0时刻，确定点火点的位置速度
[0063][0064]
模块m3.2：转移轨道速度增量计算，点火点p0的位置速度目标速度大小为依照如下方向构建相对坐标系f
xyz
：
[0065][0066]
目标速度与相对坐标系f
xyz
的轴向夹角为θ，得到目标速度在惯性坐标系下的表示
[0067][0068]
以夹角θ为变量，取极小为目标，[0
°
,360
°
]遍历搜索确定轨道转移速度增量δv：
[0069][0070]
模块m3.3：轨道转移耗肼量计算，计算得到轨道转移最小速度增量对应的燃料消耗δm：
[0071][0072]
优选地，所述模块m4包括如下模块：
[0073]
模块m4.1：确定大入轨偏差条件下的期望调整参数序列orb
′
，序列包含半长轴a
′
、倾角i
′
与升交点赤经ω
′
中某一项或两项参数；
[0074]
模块m4.2：给定大入轨偏差条件下的分离轨道参数序列orb，分离轨道参数序列包含期望调整参数与自由参数；
[0075]
模块m4.3：根据模块m3的计算过程，以推进舱可用燃料消耗殆尽为目标，积分迭代确定分离轨道参数序列中的自由参数，确定输出分离轨道参数。
[0076]
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
[0077]
本发明解决了发生较大入轨偏差，纠偏燃料消耗导致原有转移任务无法完成情况下，组合体航天器最优分离轨道确定方法，为异常状况下航天任务补救提供支撑，具有一定的工程实用性。
附图说明
[0078]
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0079]
图1为本发明的原理框图；
[0080]
图2为本发明的组合体航天器(两舱段)构型示意图；
[0081]
图3本发明的组合体航天器大入轨偏差轨道示意图；
[0082]
图4本发明的仿真图。
具体实施方式
[0083]
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
[0084]
参照图1和图2，本发明提供一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定方法，包括如下步骤：
[0085]
步骤s1：根据星箭分离异常状态，确定大偏差入轨点轨道参数及组合体推进仓与轨道转移相关的平台参数。
[0086]
步骤s1.1：组合体航天器通常包含多个舱段，并且每个舱段都携带推进系统，这也
使得发生较大入轨偏差，纠偏燃料消耗导致原有转移任务无法完成情况下，可以通过推进舱与任务舱段提前分离实现异常状况下航天任务抢救。为了确定组合体最优分离轨道参数，首先需要明确异常星箭分离时刻的轨道状态。不失一般性，采用轨道瞬时六根数形式进行描述，即半长轴a0、偏心率e0、倾角i0、升交点赤经ω0、近地点幅角ω0和平近点角m0。
[0087]
步骤s1.2：此外，还需要明确组合体推进仓相关平台参数，一般包括星箭分离异常时刻重量m、最大可用燃料剩余量m
′
、发动机推力f、发动机比冲i
sp
。
[0088]
步骤s2：建立描述航天器轨道转移运动学模型。
[0089]
步骤s2中建立j2地球引力摄动影响下的轨道转移运动学模型：
[0090][0091]
其中，分别为点火时刻组合体航天器地心惯性系位置、速度矢量；
[0092]
r为点火时刻组合体航天器位置矢量的模值；
[0093]
(x,y,z)为点火时刻航天器地心惯性系三轴位置分量；
[0094]
为点火时刻组合体航天器地心惯性系三轴速度分量；
[0095]
(α,δ)为组合体航天器推力方向的赤经、赤纬；
[0096]
μ＝3.986005
×
10
14
m3·
s
‑2为地球引力常数；
[0097]
r
e
＝6378.14
×
103m为地球赤道半径；
[0098]
g0＝9.80665m
·
s
‑2为地球重力加速度。
[0099]
步骤s3：利用交轨共点方法对虚拟分离轨道点火点位置、速度增量及燃料消耗进行估计。
[0100]
步骤s3.1：转移轨道点火点位置计算，即：
[0101]
假设目标升交点赤经ω
s
、目标倾角i
s
，则可以计算得到目标轨道平面正法向矢量为：
[0102][0103]
通过在星箭分离轨道上积分寻找合适的t0时刻，使得如下条件满足，可以相应确定点火点p0的位置速度
[0104][0105]
步骤s3.2：转移轨道速度增量计算，即：
[0106]
已知点火点p0的位置速度假设由活力公式得到的目标速度大小为则依照如下方向构建相对坐标系f
xyz
：
[0107][0108]
假设目标速度与相对坐标系f
xyz
的x轴向夹角为θ，则可以得到目标速度在惯性坐标系下的表示
[0109][0110]
以夹角θ为变量，取极小为目标，[0
°
,360
°
]遍历搜索即可确定轨道转移速度增量δv：
[0111][0112]
步骤s3.3：轨道转移耗肼量计算，即：
[0113]
根据火箭公式，计算得到轨道转移最小速度增量对应的燃料消耗δm：
[0114][0115]
步骤s4：以期望参数优先调整至目标值为原则，组合体推进舱最大可用燃料量为边界，积分迭代实现对分离轨道参数寻优确定。
[0116]
步骤s4.1：确定大入轨偏差条件下的期望优先调整参数序列orb
′
，不失一般性通常序列包含半长轴a
′
、倾角i
′
与升交点赤经ω
′
中某一项或两项参数；
[0117]
步骤s4.2：给定大入轨偏差条件下的分离轨道参数序列orb，该序列需要包含期望优先调整参数与自由参数，如orb＝(a,i
′
,ω
′
)；
[0118]
步骤s4.3：根据步骤s3计算过程，以推进仓可用燃料消耗殆尽为目标，积分迭代确定分离轨道参数序列中的自由参数，从而确定输出最优分离轨道参数。
[0119]
参照图3，本实施例中，假设由于运载器故障导至入轨点参数发生较大偏，依照步骤s1确定分离轨道参数：
[0120]
orb0＝(a0,i0,e0,ω0，ω0,m0)＝(20863.14km,30
°
,0.6861,353.76
°
,179.3
°
,1.39
°
)
[0121]
确定组合体推进仓与轨道转移相关的平台参数为：入轨时刻重量m0＝3900kg、可用燃料剩余量m'0＝1780kg、发动机推力f0＝350n、发动机比冲i
sp
＝315s。
[0122]
确定期望优先调整参数序列，假设orb'＝(i
′
＝0
°
,ω
′
＝264
°
)。则以推进仓燃料可用消耗量m
’0为可达边界，以i
′
＝0
°
,ω
′
＝264
°
为优先确定的目标轨道参数，以轨道半场轴a为寻优参数，利用步骤s3计算方法，结合步骤s2的转移轨道运动学模型，逐次计算不同目标轨道orb＝(a，i
′
，ω
′
)的燃料消耗，最终利用步骤s4所述的积分迭代程序确定最优分
离轨道参数为：
[0123]
orb
n
＝(a
n
，i
n
,e
n
,ω
n
,ω
n
,m
n
)＝(32971.07km,0
°
,0.06414,264.31
°
，257.40
°
,193.37
°
)
[0124]
参照图4，由确定的分离轨道参数易见：分离轨道倾角i
n
＝0
°
、升交点赤经ω
n
＝264.31
°
满足期望参数调整目标值；轨道转移燃料消耗δm＝1779.99kg，满足推进仓燃料可达边界。由此可见该分离轨道可以为组合体分离后的其他舱段提供最优的变轨转移条件。
[0125]
本发明还提供一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定系统，所述系统包括如下模块：
[0126]
模块m1：根据星箭分离异常状态，确定大偏差入轨点轨道参数及组合体推进舱与轨道转移相关的平台参数；模块m1.1：组合体航天器包含多个舱段，每个舱段携带推进系统，大入轨偏差情况下推进舱与任务舱需要提前分离，分离轨道的确定首先需要明确异常入轨时刻的组合体航天器轨道状态，即采用轨道瞬时六根数形式进行描述，即半长轴a0、偏心率e0、倾角i0、升交点赤经ω0、近地点幅角ω0和平近点角m0；模块m1.2：明确组合体推进舱相关平台参数，包括星箭分离异常时刻重量m、最大可用燃料剩余量m
′
、发动机推力f和发动机比冲i
sp
。
[0127]
模块m2：建立描述航天器轨道转移运动学模型；所述模块m2中建立j2地球引力摄动影响下的轨道转移运动学模型：
[0128][0129]
其中，分别为点火时刻组合体航天器地心惯性系位置、速度矢量；
[0130]
r为点火时刻组合体航天器位置矢量的模值；
[0131]
(x,y,z)为点火时刻航天器地心惯性系三轴位置分量；
[0132]
为点火时刻组合体航天器地心惯性系三轴速度分量；
[0133]
(α,δ)为组合体航天器推力方向的赤经、赤纬；
[0134]
μ＝3.986005
×
10
14
m3·
s
‑2为地球引力常数；
[0135]
r
e
＝6378.14
×
103m为地球赤道半径；
[0136]
g0＝9.80665m
·
s
‑2为地球重力加速度。
[0137]
模块m3：利用交轨共点方法对分离轨道点火点位置、速度增量及燃料消耗进行计算；模块m3.1：转移轨道点火点位置计算，目标升交点赤经ω
s
、目标倾角i
s
，计算得到目标轨
道平面正法向矢量为：
[0138][0139]
在星箭分离轨道上积分寻找t0时刻，确定点火点的位置速度
[0140][0141]
模块m3.2：转移轨道速度增量计算，点火点p0的位置速度目标速度大小为依照如下方向构建相对坐标系f
xyz
：
[0142][0143]
目标速度与相对坐标系f
xyz
的轴向夹角为θ，得到目标速度在惯性坐标系下的表示
[0144][0145]
以夹角θ为变量，取极小为目标，[0
°
,360
°
]遍历搜索确定轨道转移速度增量δv：
[0146][0147]
模块m3.3：轨道转移耗肼量计算，计算得到轨道转移最小速度增量对应的燃料消耗δm：
[0148][0149]
模块m4：以期望参数调整至目标值为原则，组合体推进舱最大可用燃料量为边界，积分迭代实现对分离轨道参数的确定。模块m4.1：确定大入轨偏差条件下的期望调整参数序列orb
′
，序列包含半长轴a
′
、倾角i
′
与升交点赤经ω
′
中某一项或两项参数；模块m4.2：给定大入轨偏差条件下的分离轨道参数序列orb，分离轨道参数序列包含期望调整参数与自由参数；模块m4.3：根据模块m3的计算过程，以推进舱可用燃料消耗殆尽为目标，积分迭代确定分离轨道参数序列中的自由参数，确定输出分离轨道参数。
[0150]
本发明解决了发生较大入轨偏差，纠偏燃料消耗导致原有转移任务无法完成情况下，组合体航天器最优分离轨道确定方法，为异常状况下航天任务补救提供支撑，具有一定的工程实用性。
[0151]
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单
元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
[0152]
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。