[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

说明书

本发明提供了一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定方法和系统，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。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。

技术领域

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

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。

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。

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。

发明内容

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。

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：

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。

优选地，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。

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：

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；