[发明专利]一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定方法和系统

权利要求书

1.一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：

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；

步骤S2：建立描述航天器轨道转移运动学模型；

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；

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。

2.根据权利要求1所述的一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定方法，其特征在于，所述步骤S1包括如下步骤：

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；

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。

3.根据权利要求1所述的一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定方法，其特征在于，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：

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；

r为点火时刻组合体航天器位置矢量的模值；

(x,y,z)为点火时刻航天器地心惯性系三轴位置分量；

为点火时刻组合体航天器地心惯性系三轴速度分量；

(α,δ)为组合体航天器推力方向的赤经、赤纬；

μ＝3.986005×10¹⁴m³·s^-2为地球引力常数；

R_e＝6378.14×10³m为地球赤道半径；

g₀＝9.80665m·s^-2为地球重力加速度。

4.根据权利要求1所述的一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定方法，其特征在于，所述步骤S3包括如下步骤：

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：

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

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：

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

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：

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：

5.根据权利要求1所述的一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定方法，其特征在于，所述步骤S4包括如下步骤：

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；

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；

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。