CN111361762B - 一种地月转移轨道发动机试喷方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种地月转移轨道发动机试喷方法，将中途修正策略与试喷需求进行联合设计，在确保转移轨道近月点状态的前提下，以推进剂最优的原则满足发动机试喷需求。将发动机试喷与地月转移中途修正结合，根据地月转移轨道某一时刻的位置速度数据，计算中途修正控制量并结合发动机试喷要求确定合适的试喷时机和策略，可以覆盖不同误差情况的推进剂最优试喷方法，可同时满足转移轨道终端目标要求和发动机试喷需求，具有良好的工程可操作性。

Description

一种地月转移轨道发动机试喷方法

技术领域

本发明涉及深空探测轨道设计技术领域，具体涉及一种地月转移轨道发动机试喷时机和策略的确定方法。

背景技术

在月球探测任务中，探测器由运载火箭直接送入地月转移轨道后，需要在转移飞行过程中对大推力轨控发动机进行一次试喷，用于验证大推力发动机的性能，以确保后续近月制动等重要变轨事件的可靠性和安全性。然而，轨控发动机试喷一般都有最短时长要求，在运载发射和定轨精度较高的情况下，这一最短时长所产生的速度增量一般较大，如果在地月转移过程中直接增加一次变轨用于发动机试喷，不但会改变近月点的目标状态，还会增大地月转移轨道控制的难度，导致飞行程序和测控资源的紧张。因此，需要对大推力轨控发动机试喷的时机和策略进行研究。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种地月转移轨道发动机试喷方法，将中途修正策略与试喷需求进行联合设计，在确保转移轨道近月点状态的前提下，以推进剂最优的原则满足发动机试喷需求。

本发明的地月转移轨道发动机试喷方法，首先根据轨道状态计算第一次中途修正量，若发动机试喷产生速度增量小于或等于第一次中途修正量，则在第一次中途修正时进行发动机试喷；否则，计算在不执行第一次中途修正的基础上的第二次中途修正量，若发动机试喷产生速度增量小于或等于所述第二次中途修正量，则第一次中途修正不执行，在第二次中途修正时进行发动机试喷；若发动机试喷产生速度增量大于所述第二次中途修正量，则计算发动机试喷产生速度增量与所述第二次中途修正量的差值，将所述差值设定为第一次中途修正的反向修正量，执行第一次中途修正，在第二次中途修正时进行发动机试喷。

较优的，具体包括如下步骤：

步骤1，获取探测器的初始轨道参数，包括初始时刻状态、中途修正点时刻、转移轨道终端时刻、发动机试喷最小开机时长对应的速度增量ΔV_E；

步骤2，将步骤1中的初始时刻位置速度分别预报至第一次中途修正点和转移轨道终端时刻，求得近月点目标状态与预定量的偏差；

步骤3，根据目标状态偏差计算第一次中途修正量；

步骤4，更新第一次中途修正点的速度，并预报至转移轨道终端时刻，若满足要求，则获得第一次中途修正量大小ΔV₁；若不满足，返回步骤3；

步骤5，若ΔV₁>ΔV_E，则在第一次中途修正时实施发动机试喷；若ΔV₁<ΔV_E，则将步骤1中的初始时刻位置速度预报至第二次中途修正时刻；

步骤6，根据所得目标状态的偏差计算在不实施第一次中途修正前提下的第二次中途修正量；

步骤7，更新第二次中途修正点的速度，并预报至转移轨道终端时刻，若满足要求，则获得不实施第一次中途修正前提下的第二次中途修正量大小ΔV₂；若不满足，返回步骤6；

步骤8，若ΔV₂>ΔV_E，则不实施第一次中途修正，在第二次中途修正时实施发动机试喷；若ΔV₂<ΔV_E，进入步骤9；

步骤9，对转移轨道终端时刻进行调整，直至第二次中途修正量ΔV₂＝ΔV_E；若ΔV₂始终小于ΔV_E，进入步骤10；

步骤10，固定第二次修正量大小为ΔV_E，按步骤2～4，调整第一次修正的速度分量瞄准近月点t_f的目标状态；选择第二次中途修正的高度角和方位角作为优化变量，直到获得速度增量最优的第一次中途修正量；执行第一次中途修正，并在第二次中途修正时实施发动机试喷。

有益效果：

本发明巧妙地将发动机试喷与地月转移中途修正结合，根据地月转移轨道某一时刻的位置速度数据，计算中途修正控制量并结合发动机试喷要求确定合适的试喷时机和策略，能够覆盖不同误差情况的推进剂最优试喷方法，可同时满足转移轨道终端目标要求和发动机试喷需求，具有良好的工程可操作性。

附图说明

图1为本发明试喷方法流程图。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本发明提供了一种地月转移轨道发动机试喷方法，考虑在地月转移中途修正时实施发动机试喷。地月转移中途修正用于修正运载入轨、定轨等误差导致的轨道偏差，以保证探测器能够以预期的近月点状态到达月球。一般地月转移段安排3次中途修正，实际飞行中会根据轨道参数和控制执行情况取消1-2次中途修正。但中途修正的变轨量通常都较小，不需采用大推力发动机实施。特别是在运载发射和定轨精度较高的情况下，轨控发动机试喷最短时长所产生的速度增量往往会超出转移轨道本身所需要的中途修正量。因此，需要综合考虑中途修正安排，合理选择试喷的时机和策略。

本发明首先根据轨道状态计算第一次中途修正量，若发动机试喷产生速度增量小于或等于第一次中途修正量，则在第一次中途修正时进行发动机试喷；否则，计算在不执行第一次中途修正的基础上的第二次中途修正量，若动机试喷产生速度增量小于或等于所述第二次中途修正量，则第一次中途修正不执行，在第二次中途修正时进行发动机试喷；若动机试喷产生速度增量大于所述第二次中途修正量，则计算动机试喷产生速度增量与所述第二次中途修正量的差值，将所述差值设定为第一次中途修正的反向修正量，执行第一次中途修正，在第二次中途修正时进行发动机试喷。

具体的，如图1所示，本发明试喷方法包括如下步骤：

(1)获取探测器的初始轨道参数，包括初始时刻状态、中途修正点时刻、转移轨道终端时刻，发动机试喷最小开机时长对应的速度增量ΔV_E；

(2)将步骤(1)中的初始时刻位置速度分别预报至第一次中途修正点和转移轨道终端时刻，求得近月点目标状态与预定量的偏差；

(3)根据转移轨道终端目标状态偏差计算第一次中途修正量；

(4)更新第一次中途修正点的速度，并预报至转移轨道终端时刻，若目标状态满足要求，则获得第一次中途修正量大小ΔV₁；若不满足，返回步骤(3)；

(5)若ΔV₁>ΔV_E，则在第一次中途修正时实施发动机试喷，若ΔV₁<ΔV_E，则将步骤(1)中的初始时刻位置速度预报至第二次中途修正时刻；

(6)根据所得终端目标状态的偏差，在不实施第一次中途修正前提下，计算第二次中途修正量；

(7)更新第二次中途修正点的速度，并预报至转移轨道终端时刻，若满足要求，则获得不实施第一次中途修正前提下的第二次中途修正量大小ΔV₂；若不满足，返回步骤(6)；

(8)若ΔV₂>ΔV_E，则不实施第一次中途修正，在第二次中途修正时实施发动机试喷，若ΔV₂<ΔV_E，进入步骤(9)；

(9)对转移轨道终端时刻进行调整，直至第二次中途修正量ΔV₂＝ΔV_E；若ΔV₂始终小于ΔV_E，进入步骤(10)；

(10)采用第一次和第二次中途修正联合控制策略，固定第二次修正量大小为ΔV_E，按步骤(2)-(4)，调整第一次修正的速度分量瞄准近月点t_f的目标状态；选择第二次中途修正的高度角和方位角作为优化变量，直到获得速度增量最优的第一次中途修正量。

本文将发动机试喷需求与地月转移中途修正策略相结合进行设计，以保证在不同误差条件下，都能以中途修正速度增量最优的策略实施发动机试喷。

下面给出一个具体实例进行说明：

(1)获取探测器的初始轨道参数，包括初始时刻t₀的位置速度(r₀,v₀)、第一次和第二次中途修正点时刻t₁和t₂、转移轨道终端时刻t_f，发动机试喷最小开机时长对应的速度增量ΔV_E；

(2)将步骤(1)中的初始时刻位置速度(r₀,v₀)分别预报至t₁和转移轨道终端时刻t_f。根据终端时刻的位置速度(r_f,v_f)，求解终端目标状态。

工程上要求的地月转移终端目标变量一般为近月点高度H_m，近月点倾角和探测器相对月心的位置矢量和速度矢量垂直(即近月点)，将终端状态用q表示：

由q₂和q₃的表达式可知：q₂表示探测器在近月点时相对于月球的速度和月心矢径的夹角的余弦，q₃表示探测器在近月点时相对于月球赤道面的瞬时轨道倾角。

求解终端目标状态与预定状态q^*的偏差

Δq＝q-q^*

(3)探测器在第一次中途修正处的速度矢量记为

与终端目标状态的关系可描述为q＝f(v₁)，则可根据终端目标状态偏差计算第一次中途修正速度增量

(4)更新第一次中途修正点的速度为v₁＝v₁+Δv₁，并预报至转移轨道终端时刻，若满足要求，则获得第一次中途修正速度增量Δv₁；若不满足，返回步骤(3)继续迭代至满足目标要求；

(5)对步骤(4)获得的Δv₁求模

ΔV₁＝|Δv₁|

若ΔV₁≥ΔV_E，则在第一次中途修正时实施发动机试喷，若ΔV₁<ΔV_E，则将步骤(1)中的初始时刻位置速度预报至t₂，获得第二次中途修正处的速度矢量

(6)参照步骤(3)的方法，将第二次中途修正处的速度矢量与终端目标状态的关系记为q＝g(v₂)，则可根据所得终端目标状态的偏差计算在不实施第一次中途修正前提下的第二次中途修正速度增量

(7)更新第二次中途修正点的速度为v₂＝v₂+Δv₂，并预报至转移轨道终端时刻，若满足要求，则获得不实施第一次中途修正前提下的第二次中途修正速度增量Δv₂；若不满足，返回步骤(6)；

(8)对步骤(7)获得的Δv₂求模

ΔV₂＝|Δv₂|

若ΔV₂≥ΔV_E，则取消第一次中途修正，在第二次中途修正时实施发动机试喷，若ΔV₂<ΔV_E，进入步骤(9)；

(9)在[t_f-30min，t_f+30min]的范围内对转移轨道终端时刻进行遍历，并参照步骤(6)(7)计算第二次中途修正量，直至第二次中途修正量ΔV₂＝ΔV_E；若完成遍历后，ΔV₂始终小于ΔV_E，进入步骤(10)；

(10)采用第一次和第二次中途修正联合控制策略，固定第二次中途修正量的大小为ΔV_E，参照步骤(2)～(4)，调整第一次修正的速度分量瞄准近月点t_f的目标状态，求解Δv₁；选择第二次中途修正的高度角α₂和方位角β₂作为优化变量，高度角α₂、方位角β₂与Δv₂之间的转换关系如下

ΔV₂＝|Δv₂| Δv_2x＝ΔV₂sinα₂sinβ₂

α₂＝cos^-1(ΔV_2z/|Δv₂|)，Δv_2y＝ΔV₂sinα₂cosβ₂

β₂＝tan^-1(Δv_2y/Δv_2x) Δv_2z＝ΔV₂cosα₂

将高度角α₂在[-90°，90°]范围内，方位角β₂在[0°，360°]遍历，求解使得两次中途修正总速度增量最优的高度角α₂和方位角β₂。

需要说明的是，本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域专业技术人员的公知技术。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (1)

1.一种地月转移轨道发动机试喷方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一，根据轨道状态计算第一次中途修正量：

S11，获取探测器的初始轨道参数，包括初始时刻状态、中途修正点时刻、转移轨道终端时刻、发动机试喷最小开机时长对应的速度增量ΔV_E；

S12，将S11中的初始时刻位置速度分别预报至第一次中途修正点和转移轨道终端时刻，求得近月点目标状态与预定量的偏差；

S13，根据目标状态偏差计算第一次中途修正量；

S14，更新第一次中途修正点的速度，并预报至转移轨道终端时刻，若满足要求，则获得第一次中途修正量大小ΔV₁；若不满足，返回S13；

步骤二，若发动机试喷最小开机时长对应的速度增量ΔV_E小于或等于第一次中途修正量ΔV₁，则在第一次中途修正时进行发动机试喷；否则，执行步骤三；

步骤三，计算在不执行第一次中途修正的基础上的第二次中途修正量：

S31，将S11中的初始时刻位置速度预报至第二次中途修正时刻；

S32，根据所得目标状态的偏差计算在不实施第一次中途修正前提下的第二次中途修正量；

S33，更新第二次中途修正点的速度，并预报至转移轨道终端时刻，若满足要求，则获得不实施第一次中途修正前提下的第二次中途修正量大小ΔV₂；若不满足，返回S32；

步骤四，若发动机试喷最小开机时长对应的速度增量ΔV_E小于或等于所述第二次中途修正量ΔV₂，则第一次中途修正不执行，在第二次中途修正时进行发动机试喷；若发动机试喷最小开机时长对应的速度增量ΔV_E大于所述第二次中途修正量ΔV₂，则执行步骤五；

步骤五，对转移轨道终端时刻进行调整，直至第二次中途修正量ΔV₂＝ΔV_E，则第一次中途修正不执行，在第二次中途修正时进行发动机试喷；若ΔV₂始终小于ΔV_E，进入步骤六；

步骤六，固定第二次修正量大小为ΔV_E，按步骤一，调整第一次修正的速度分量瞄准近月点t_f的目标状态；选择第二次中途修正的高度角和方位角作为优化变量，直到获得速度增量最优的第一次中途修正量；执行第一次中途修正，并在第二次中途修正时实施发动机试喷。

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