CN106335655A - 一种火星器器分离轨道设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种火星器器分离轨道设计方法，包含以下步骤：S1、在近焦点坐标系下，根据探测器在进入火星大气时的位置和速度，建立以着陆轨道偏心率为自变量的火星器器分离轨道设计方程；S2、以着陆器变轨时的速度增量最小为目标函数，采用预设求解算法求解火星器器分离轨道设计方程，得到着陆器的着陆轨道，完成火星器器分离轨道设计。本发明以变轨时速度增量最小为目标（即发动机开机时间最短的方式进行着陆），并且能够满足着陆器进入火星大气时进入角约束的条件，方法简单可行，为深空探测器器分离提供支撑。

Description

一种火星器器分离轨道设计方法

技术领域

本发明涉及火星探测轨道控制技术，具体涉及一种火星器器分离轨道设计方法。

背景技术

我国将于2020年发射火星探测器，实现环绕、着陆、巡视任务，环绕器携带着陆器实现捕获制动，经过轨道调整后进入停泊轨道，在近火点前5h执行环绕器降轨机动进入撞火轨道，环绕器和着陆器在撞火轨道上执行器器分离，之后环绕器择机升轨进入环火轨道，如图1所示。通常以着陆器进入火星大气时的进入角为约束设计着陆轨道。海盗号探测器采用着陆器在远火点降轨进入着陆轨道，在该点设计着陆轨道较方便且着陆轨道唯一确定，但是距离火星表面远，受地面测定轨的影响，着陆器的着陆精度较差，

如图2所示，器器分离阶段执行的姿态机动和轨道机动动作比较多，在撞火轨道运行时间过长会增加环绕器的风险，也会增加燃料消耗，另一方面地火距离远，在器器分离期间地面无法实时测量和遥控，所以环绕器的降轨时间不能过长，分离后择机进行升轨。

发明内容

本发明的目的在于提供一种火星器器分离轨道设计方法，以变轨时速度增量最小为目标(即发动机开机时间最短的方式进行着陆)，并且能够满足着陆器进入火星大气时进入角约束的条件，方法简单可行，为深空探测器器分离提供支撑。

为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：一种火星器器分离轨道设计方法，其特点是，用于环绕器-着陆器分离过程中，该火星器器分离轨道设计方法包含以下步骤：

S1、在近焦点坐标系下，根据探测器在进入火星大气时的位置和速度，建立以着陆轨道偏心率为自变量的火星器器分离轨道设计方程；

S2、以着陆器变轨时的速度增量最小为目标函数，采用预设求解算法求解火星器器分离轨道设计方程，得到着陆器的着陆轨道，完成火星器器分离 轨道设计。

所述的步骤S1中，近焦点坐标系的X轴及Y轴在探测器的轨道面内，原点在火星中心，近焦点坐标X轴由火星中心指向轨道的近火点，Z轴沿着轨道面法线方向，Y轴由右手法则确定。

所述的步骤S1中，在近焦点坐标系下，探测器在进入火星大气时的位置矢量和速度矢量分别表示为：

${\stackrel{\→}{r}}_2=r_2\[\begin{array}{ccc}cos\mathrm{\θ}& sin\mathrm{\θ}& 0\end{array}\]$

${\stackrel{\→}{v}}_2=\frac{\mathrm{\μ}}{h}\[\begin{array}{ccc}-\sin \mathrm{\θ}& (e+cos\mathrm{\θ})& 0\end{array}\]$

式中，为探测器在近焦点坐标系中的位置矢量，r₂为探测器在近焦点坐标系的位置大小，θ为着陆器进入火星大气时的真近点角，为探测器在近焦点坐标系中的速度矢量，μ为中心引力常数，h为角动量，e为着陆轨道的偏心率。

所述的步骤S1中包含；

S1.1、在近焦点坐标系下，根据探测器在进入火星大气时的位置和速度，求取位置和速度的夹角；

$cos\mathrm{\α}=\frac{{\stackrel{\→}{r}}_2\·{\stackrel{\→}{v}}_2}{r_2{v}_2}=\frac{e\sin \mathrm{\θ}}{\sqrt{1+2esin\mathrm{\θ}+e^2}}---\left(1\right)$

式中，为探测器在近焦点坐标系中的位置矢量，r₂为探测器在近焦点坐标系的位置大小，为探测器在近焦点坐标系中的速度矢量，v₂为探测器在近焦点坐标系的速度大小，α为位置和速度的夹角，θ为着陆器进入火星大气时的真近点角，e为着陆轨道的偏心率；

S1.2、求解式(1)得到：

e²·cos²θ+2e·cos²α·cosθ+cos²α·e²+cos²α-e²

＝c_acos²θ+c_bcosθ+c_c＝0 (2)

式中，α为位置和速度的夹角，θ为着陆器进入火星大气时的真近点角，e为着陆轨道的偏心率，其中，c_a＝e²，c_b＝2e·cos²α，c_c＝cos²α·e²+cos²α-e²，式(2)是关于cosθ的一元二次方程，得到，

S1.3、根据三角函数取值范围得到所需要的θ值，该θ为着陆器进入火星大气时的真近点角θ₂。

所述的步骤S2中，预设求解算法为粒子群优化算法。

所示的步骤S2中包含：

由轨道动力学基本公式可以得到着陆轨道的半长轴

根据着陆器变轨进入着陆轨道时的位置矢量得到着陆器在着陆轨道上降轨点的真近点角θ₁：

设降轨前的轨道上降轨点的真近点角和近火点幅角分别为θ′，ω′；

根据变轨时的纬度幅角不变，得到着陆器在着陆轨道上降轨点的近火点幅角ω₁＝θ′+ω′-θ₁。

本发明一种火星器器分离轨道设计方法与现有技术相比具有以下优点：将着陆轨道的设计转化为以偏心率为自变量的一元二次方程的求解，方法普遍通用；针对着陆轨道不唯一，采用粒子群优化算法，以速度增量最小作为目标函数，节省燃料消耗。

附图说明

图1为器器分离着陆轨道示意图；

图2为器器分离过程示意图；

图3为本发明一种火星器器分离轨道设计方法的流程图；

图4器器分离轨道约束；

图5器器分离轨道设计示意图。

具体实施方式

以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。

一种火星器器分离轨道设计方法，用于环绕器-着陆器分离过程中，为了提高着陆器的着陆精度，选取在远火点之后进行降轨机动(本方案以近火点 前5小时降轨为例)，该火星器器分离轨道设计方法包含以下步骤：

S1、在近焦点坐标系下，根据探测器在进入火星大气时的位置和速度，建立以着陆轨道偏心率为自变量的火星器器分离轨道设计方程。

所述的步骤S1中，近焦点坐标系的X轴及Y轴在探测器的轨道面内，原点在火星中心，近焦点坐标X轴由火星中心指向轨道的近火点，Z轴沿着轨道面法线方向，Y轴由右手法则确定。

在近焦点坐标系下，着陆器在进入火星大气时的位置矢量和速度矢量分别表示为：

${\stackrel{\→}{r}}_2=r_2\[\begin{array}{ccc}cos\mathrm{\θ}& sin\mathrm{\θ}& 0\end{array}\]$

${\stackrel{\→}{v}}_2=\frac{\mathrm{\μ}}{h}\[\begin{array}{ccc}-sin\mathrm{\θ}& (e+cos\mathrm{\θ})& 0\end{array}\]$

式中，为探测器在近焦点坐标系中的位置矢量，r₂为探测器在近焦点坐标系的位置大小，θ为着陆器进入火星大气时的真近点角，为探测器在近焦点坐标系中的速度矢量，μ为中心引力常数，h为角动量，e为着陆轨道的偏心率。

S1.1、在近焦点坐标系下，根据探测器在进入火星大气时的位置和速度，求取位置和速度的夹角；

$cos\mathrm{\α}=\frac{{\stackrel{\→}{r}}_2\·{\stackrel{\→}{v}}_2}{r_2{v}_2}=\frac{e\sin \mathrm{\θ}}{\sqrt{1+2esin\mathrm{\θ}+e^2}}---\left(1\right)$

式中，为探测器在近焦点坐标系中的位置矢量，r₂为探测器在近焦点坐标系的位置大小，为探测器在近焦点坐标系中的速度矢量，v₂为探测器在近焦点坐标系的速度大小，α为位置和速度的夹角，θ为着陆器进入火星大气时的真近点角，e为着陆轨道的偏心率；

S1.2、求解式(1)得到：

e²·cos²θ+2e·cos²α·cosθ+cos²α·e²+cos²α-e²

＝c_acos²θ+c_bcosθ+c_c＝0 (2)

式中，α为位置和速度的夹角，θ为着陆器进入火星大气时的真近点角，e为着陆轨道的偏心率，其中，c_a＝e²，c_b＝2e·cos²α，c_c＝cos²α·e²+cos²α-e²， 式(2)是关于cosθ的一元二次方程，得到，

S1.3、根据三角函数取值范围得到所需要的θ值，该θ为着陆器进入火星大气时的真近点角θ₂。

S2、以着陆器变轨时的速度增量最小为目标函数，采用预设求解算法求解火星器器分离轨道设计方程，得到着陆器的着陆轨道，完成火星器器分离轨道设计。

在本实施例中，较佳地，预设求解算法为粒子群优化算法。

由轨道动力学基本公式可以得到着陆轨道的半长轴

根据着陆器变轨进入着陆轨道时的位置矢量得到着陆器在着陆轨道上降轨点的真近点角θ₁：

设降轨前的轨道上降轨点的真近点角和近火点幅角分别为θ′，ω′；

根据变轨时的纬度幅角不变，得到着陆器在着陆轨道上降轨点的近火点幅角ω₁＝θ′+ω′-θ₁。

具体应用：49.2h停泊轨道的轨道参数如表1所示，升交点赤经和近火点幅角暂时按照捕获制动的参数，探测器初始质量按照3300kg计算，着陆器按照1.3t计算：

采用4台120N的发动机进行轨控，49.2h环火轨道在近火点前5h变轨进入器器分离轨道，轨控期间姿态采用惯性固定方向的控制策略。

求解得到降轨时的速度增量在火星惯性坐标系的分量为△ v＝[-2.779550843899 7.573056635794 22.906768904439]m/s。求解出速度增量后可以利用非线性优化算法求解降轨的点火时长和点火姿态指向。得到降轨的轨控策略如表2所示。

着陆器的着陆轨道参数如表3所示。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (6)

1.一种火星器器分离轨道设计方法，其特征在于，用于环绕器-着陆器分离过程中，该火星器器分离轨道设计方法包含以下步骤：

S1、在近焦点坐标系下，根据探测器在进入火星大气时的位置和速度，建立以着陆轨道偏心率为自变量的火星器器分离轨道设计方程；

S2、以着陆器变轨时的速度增量最小为目标函数，采用预设求解算法求解火星器器分离轨道设计方程，得到着陆器的着陆轨道，完成火星器器分离轨道设计。

2.如权利要求1所述的火星器器分离轨道设计方法，其特征在于，所述的步骤S1中，近焦点坐标系的X轴及Y轴在探测器的轨道面内，原点在火星中心，近焦点坐标X轴由火星中心指向轨道的近火点，Z轴沿着轨道面法线方向，Y轴由右手法则确定。

3.如权利要求2所述的火星器器分离轨道设计方法，其特征在于，所述的步骤S1中，在近焦点坐标系下，探测器在进入火星大气时的位置矢量和速度矢量分别表示为：

${\stackrel{\→}{r}}_2=r_2\left[\begin{array}{ccc}cos\mathrm{\θ}& sin\mathrm{\θ}& 0\end{array}\right]$

${\stackrel{\→}{v}}_2=\frac{\mathrm{\μ}}{h}\left[\begin{array}{ccc}-sin\mathrm{\θ}& (e+cos\mathrm{\θ})& 0\end{array}\right]$

式中，为探测器在近焦点坐标系中的位置矢量，r₂为探测器在近焦点坐标系的位置大小，θ为着陆器进入火星大气时的真近点角，为探测器在近焦点坐标系中的速度矢量，μ为中心引力常数，h为角动量，e为着陆轨道的偏心率。

4.如权利要求1所述的火星器器分离轨道设计方法，其特征在于，所述的步骤S1中包含；

S1.1、在近焦点坐标系下，根据探测器在进入火星大气时的位置和速度，求取位置和速度的夹角；

$cos\mathrm{\α}=\frac{{\stackrel{\→}{r}}_2\·{\stackrel{\→}{r}}_2}{r_2{v}_2}=\frac{esin\mathrm{\θ}}{\sqrt{1+2e\sin \mathrm{\θ}+e^2}}---\left(1\right)$

式中，为探测器在近焦点坐标系中的位置矢量，r₂为探测器在近焦点坐标系的位置大小，为探测器在近焦点坐标系中的速度矢量，v₂为探测器在近焦点坐标系的速度大小，α为位置和速度的夹角，θ为着陆器进入火星大气时的真近点角，e为着陆轨道的偏心率；

S1.2、求解式(1)得到：

e²·cos²θ+2e·cos²α·cosθ+cos²α·e²+cos²α-e²

＝c_acos²θ+c_bcosθ+c_c＝0 (2)

式中，α为位置和速度的夹角，θ为着陆器进入火星大气时的真近点角，e为着陆轨道的偏心率，其中，c_a＝e²，c_b＝2e·cos²α，c_c＝cos²α·e²+cos²α-e²，式(2)是关于cosθ的一元二次方程，得到，

S1.3、根据三角函数取值范围得到所需要的θ值，该θ为着陆器进入火星大气时的真近点角θ₂。

5.如权利要求1所述的火星器器分离轨道设计方法，其特征在于，所述的步骤S2中，预设求解算法为粒子群优化算法。

6.如权利要求5所述的火星器器分离轨道设计方法，其特征在于，所示的步骤S2中包含：

由轨道动力学基本公式可以得到着陆轨道的半长轴

根据着陆器变轨进入着陆轨道时的位置矢量得到着陆器在着陆轨道上降轨点的真近点角θ₁：

设降轨前的轨道上降轨点的真近点角和近火点幅角分别为θ′，ω′；

根据变轨时的纬度幅角不变，得到着陆器在着陆轨道上降轨点的近火点幅角ω₁＝θ′+ω′-θ₁。