CN112179207B - 航天器快速交会的运载火箭任务规划方法 - Google Patents

航天器快速交会的运载火箭任务规划方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，涉及航天技术领域，包括以下步骤：步骤S1，根据运载火箭预留的推进剂，确定追踪航天器的升交点地理经度的经度调整值；步骤S2，根据经度调整值和运载火箭的多个可选发射地，计算追踪航天器入轨后能与目标航天器交会的地理经度区间；步骤S3，根据地理经度区间和目标航天器绕行地球一天所有圈次的升交点地理经度，确定理论升交点地理经度和运载火箭的选定发射地；步骤S4，根据选定发射地和理论升交点地理经度计算理论发射时间；步骤S5，以选定发射地和理论发射时间发射运载火箭，使追踪航天器进入交会轨道。本发明可保证一天内至少存在一个发射时刻，使追踪航天器能与目标航天器快速交会。

Description

航天器快速交会的运载火箭任务规划方法
技术领域
本发明涉及航天技术领域，特别涉及一种航天器快速交会的运载火箭任务规划方法。
背景技术
随着航天技术的发展，追踪航天器与目标航天器的交会技术已经较为成熟。目前，紧急情况下的空间应急救援、货物运输任务需求越来越迫切。因此，构建我国空间应急体系，对我国推进空间站建设，保障航天员生命安全，稳步推进我国太空探索事业及航天强国建设，具有至关重要的意义。
相关技术中，传统的交会模式虽然能实现追踪航天器与目标航天器交会对接，但是对追踪航天器的发射时间要求较高，相邻的两个发射时间间隔较长(几天时间间隔)，且需要目标航天器在计划发射日期前半个月到一个月进行轨道调整，以实现追踪航天器与目标航天器的相位角满足交会的初始要求(75°～105°)。
发明内容
本发明实施例提供一种航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，以解决相关技术中运载火箭相邻的两个发射时间间隔较长，且需要目标航天器提前进行轨道调整，才能与追踪航天器进行交会的是技术问题。
第一方面，提供了一种航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，用于运载火箭的追踪航天器与空间在轨的目标航天器交会，包括以下步骤：
使运载火箭预留推进剂，并根据运载火箭预留的推进剂，确定追踪航天器入轨后升交点地理经度的经度调整值；
根据经度调整值和运载火箭的多个可选发射地，计算追踪航天器入轨后能与目标航天器交会的地理经度区间；
根据地理经度区间和目标航天器绕行地球一天所有圈次的升交点地理经度，确定追踪航天器能与目标航天器交会的理论升交点地理经度和运载火箭的选定发射地；
根据选定发射地和理论升交点地理经度计算运载火箭的理论发射时间；
以选定发射地和理论发射时间发射运载火箭，使追踪航天器进入交会轨道。
一些实施例中，根据预设的经度值和多个可选发射地，计算追踪航天器入轨后能与目标航天器交会的地理经度区间，具体步骤如下：
分别计算追踪航天器在运载火箭的每个可选发射地，采用升轨发射或降轨发射后，能与目标航天器交会的地理经度区间。
一些实施例中，计算追踪航天器在运载火箭的每个可选发射地，采用升轨发射或降轨发射后，能与目标航天器交会的地理经度区间，具体计算公式如下：
A＝[Ls-δ,Ls+δ]∪[Lj-δ,Lj+δ]；
其中Ls为追踪航天器从某个可选发射地，采用升轨发射后对应的升交点地理经度；Lj为追踪航天器从同一个可选发射地，采用降轨发射后对应的升交点地理经度；δ为经度调整值。
一些实施例中，经度调整值δ不小于8°。
一些实施例中，根据地理经度区间和目标航天器绕行地球一天所有圈次的升交点地理经度，确定追踪航天器能与目标航天器交会的理论升交点地理经度和运载火箭的选定发射地，具体步骤如下：
以某时刻T0目标航天器的轨道要数为基准，依次计算目标航天器升交点地理经度的进动速率、目标航天器的轨道交点周期以及目标航天器每绕地球一圈时升交点地理经度的变化值；
根据升交点地理经度的变化值，统计目标航天器自时刻T0开始，绕行地球一天的所有圈次的升交点地理经度，选择其中位于地理经度区间内的升交点地理经度作为追踪航天器能与目标航天器交会的理论升交点地理经度，并根据该理论升交点地理经度和地理经度区间确定运载火箭的选定发射地。
一些实施例中，根据选定发射地和理论升交点地理经度计算运载火箭的理论发射时间，具体步骤如下：
根据选定发射地确定追踪航天器发射后的升交点地理经度，再计算理论升交点地理经度与该升交点地理经度的升交点地理经度差ΔL；
根据目标航天器的轨道倾角、追踪航天器的轨道倾角和升交点地理经度差，分别计算目标航天器和追踪航天器满足交会条件所需的相位角u1和u2；
计算目标航天器自时刻T0运行至相位角u1所需的时间t1；
计算追踪航天器自发射至入轨并第一次运行至相位角u2所需时间t2；
计算运载火箭的理论发射时间tDH，其中tDH＝T0+t1-t2。
一些实施例中，根据追踪航天器的轨道倾角、目标航天器的轨道倾角和升交点地理经度差，分别计算目标航天器和追踪航天器满足交会条件所需的相位角u1和u2，具体计算公式如下：
arctan(tan u2 cos i2)-arctan(tan u1 cos i1)＝ΔL；
u1+u2＝π；
其中，i1为目标航天器的轨道倾角；i2为追踪航天器的轨道倾角，其中i1＝i2。
一些实施例中，以选定发射地和理论发射时间发射运载火箭，使追踪航天器进入交会轨道，具体步骤如下：
以选定发射地和理论发射时间发射运载火箭，追踪航天器入轨后调整升交点地理经度，使追踪航天器与目标航天器处于同一轨道平面，并使追踪航天器的轨道参数与目标航天器的轨道参数一致。
一些实施例中，目标航天器包括位于近地球轨道、中地球轨道、地球同步转移轨道以及地球同步轨道的航天器。
一些实施例中，可选发射地包括酒泉、太原、西昌以及文昌。
本发明提供的技术方案带来的有益效果包括：
本发明实施例提供了一种航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，通过使运载火箭预留推进剂，确定追踪航天器入轨后追踪航天器入轨后升交点地理经度的经度调整值，并选择运载火箭的多个可选发射地，可保证一天内至少存在一个发射时刻，使得发射的追踪航天器入轨后，无需目标航天器提前进行轨道调整，追踪航天器就能与目标航天器快速交会。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的航天器快速交会的运载火箭任务规划方法的流程图；
图2为本发明实施例提供的图1中步骤S3的流程图；
图3为本发明实施例提供的图1中步骤S4的流程图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明实施例提供了一种航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，其能解决现有技术中运载火箭相邻的两个发射时间间隔较长，且需要目标航天器提前进行轨道调整，才能与追踪航天器进行交会的是技术问题。
参见图1所示，一种航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，用于运载火箭的追踪航天器与空间在轨的目标航天器交会，包括以下步骤：
步骤S1，使运载火箭预留推进剂，并根据运载火箭预留的推进剂，确定追踪航天器入轨后升交点地理经度的经度调整值。
步骤S2，根据经度调整值和运载火箭的多个可选发射地，计算追踪航天器入轨后能与目标航天器交会的地理经度区间。
具体地，分别计算追踪航天器在运载火箭的每个可选发射地，采用升轨发射或降轨发射后，能与目标航天器交会的地理经度区间。
进一步地，计算追踪航天器在运载火箭的每个可选发射地，采用升轨发射或降轨发射后，能与目标航天器交会的地理经度区间，具体计算公式如下：
A＝[Ls-δ,Ls+δ]∪[Lj-δ,Lj+δ]；
其中Ls为追踪航天器从某个可选发射地，采用升轨发射后对应的升交点地理经度；Lj为追踪航天器从同一个可选发射地，采用降轨发射后对应的升交点地理经度；δ为经度调整值。优选地，经度调整值δ不小于8°。
步骤S3，根据地理经度区间和目标航天器绕行地球一天所有圈次的升交点地理经度，确定追踪航天器能与目标航天器交会的理论升交点地理经度和运载火箭的选定发射地。
具体地，参见图2所示，步骤S301，以某时刻T0目标航天器的轨道要数为基准，依次计算目标航天器升交点地理经度的进动速率、目标航天器的轨道交点周期以及目标航天器每绕地球一圈时升交点地理经度的变化值。
现有T0时刻的目标航天器，其轨道要素为已知，则可以确定以T0时刻为起点运行至升交点时的升交点地理经度L0。
计算目标航天器轨道升交点赤经进动速率WΩ：
Figure GDA0003631790180000061
其中，J2为地球扁状摄动系数；RE为地球半径；a为轨道半长轴；i为轨道倾角。
计算轨道交点周期Pnod：
Figure GDA0003631790180000062
其中，μ为地球引力常数。
计算航天器绕地球每运行一圈时，轨道升交点地理经度的变化值ΔΩ：
ΔΩ＝(We+WΩ)Pnod
其中，We为地球自转角速度。
步骤S302，根据升交点地理经度的变化值，统计目标航天器自时刻T0开始，绕行地球一天的所有圈次的升交点地理经度，选择其中位于地理经度区间内的升交点地理经度作为追踪航天器能与目标航天器交会的理论升交点地理经度，并根据该理论升交点地理经度和地理经度区间确定运载火箭的选定发射地。
为进一步说明前述几个步骤，假设在北京时间2018年5月29日，选取轨道高度为420km、轨道倾角为42°的近地球轨道的目标航天器，需要发射追踪航天器与其交会。需要说明的是，目标航天器还可以是位于中地球轨道、地球同步转移轨道以及地球同步轨道的航天器。
运载火箭预留推进剂，使追踪航天器入轨后，能以8°的经度调整值调整升交点地理经度。从酒泉采用升轨发射或降轨发射入轨后，追踪航天器的两个不同的升交点地理经度为：8.053°、337.25°，从文昌采用升轨发射或降轨发射入轨后，追踪航天器的两个不同的升交点地理经度为：65.103°、299.107°。需要说明的是，可选发射地还可以是西昌、太原等地。由于追踪航天器能以8°的经度调整值调整升交点地理经度，则追踪航天器入轨后能与目标航天器交会的地理经度区间：
酒泉：[0.053°～16.053°]∪[329.253°～345.253°]
文昌：[57.103°～73.103°]∪[291.107°～307.107°]
考虑普遍性，假设目标航天器某时刻T0运行至轨道升交点的地理经度L0为2°、14.1°、0°、-9°、58°或72°，通过上述公式，可以计算得到目标航天器绕地球每运行一圈后升交点地理经度的变化量为：ΔΩ＝-23.64°。统计目标航天器绕行地球一天的所有圈次的升交点地理经度，统计结果如表1所示：
表1
Figure GDA0003631790180000071
Figure GDA0003631790180000081
通过上述统计结果可以获得如下结论：采用本发明实施例中的航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，对于某时刻T0，轨道高度为420km、轨道倾角为42°的目标航天器，可保证一天内至少存在一个理论升交点地理经度，使得追踪航天器入轨后与目标航天器的升交点地理经度差不超过8°，即通过运载火箭发射的追踪航天器入轨后能与目标航天器交会。
步骤S4，根据选定发射地和理论升交点地理经度计算运载火箭的理论发射时间。
具体地，参见图3所示，步骤S401，根据选定发射地确定追踪航天器发射后的升交点地理经度，再计算理论升交点地理经度与该升交点地理经度的升交点地理经度差ΔL。
步骤S402，根据目标航天器的轨道倾角、追踪航天器的轨道倾角和升交点地理经度差，分别计算目标航天器和追踪航天器满足交会条件所需的相位角u1和u2，具体计算公式如下：
arctan(tan u2 cos i2)-arctan(tan u1 cos i1)＝ΔL；
u1+u2＝π；
其中，i1为目标航天器的轨道倾角；i2为追踪航天器的轨道倾角，满足交会条件时i1＝i2。
步骤S403，计算目标航天器自时刻T0运行至相位角u1所需的时间t1。
步骤S404，计算追踪航天器自发射至入轨并第一次运行至相位角u2所需时间t2。
步骤S405，计算运载火箭的理论发射时间tDH，其中tDH＝T0+t1-t2。
继续假设目标航天器某时刻T0运行至轨道升交点的地理经度L0为2°，由表1中数据可知，第14圈对应的升交点地理经度332.96°，是追踪航天器能与目标航天器交会的理论升交点地理经度，而从酒泉降轨发射追踪航天器入轨后的升交点地理经度为337.25°，则升交点地理经度差为-4.29°。可求得目标航天器和追踪航天器满足交会条件所需的u1和u2，如表2所示。
表2
发射场 目标航天器轨道倾角 升交点地理经度差 u<sub>1</sub> u<sub>2</sub>
酒泉 42° -4.29° 91.5944° 88.4056°
对于目标航天器，T0时刻的轨道要数已知，可求得运行至第14圈相位角为u1的时刻，进而可确定所用时长t1。对于某型号的运载火箭，可求得其追踪航天器从发射至入轨所用时长t21，由入轨点的轨道要数可求得追踪航天器第一次到达相位角为u2所用时长t22，t2＝t21+t22。最后，运载火箭的理论发射时间tDH＝T0+t1-t2。即对于某时刻T0，轨道高度为420km、轨道倾角为42°的目标航天器，可保证一天内至少存在一个运载火箭发射时刻，使得追踪航天器入轨后与目标航天器的升交点地理经度差不超过8°，无需目标航天器提前进行轨道调整，追踪航天器入轨后能与目标航天器快速交会。
步骤S5，以选定发射地和理论发射时间发射运载火箭，使追踪航天器进入交会轨道。
具体地，以选定发射地和理论发射时间发射运载火箭，追踪航天器入轨后调整升交点地理经度，使追踪航天器与目标航天器处于同一轨道平面，并使追踪航天器的轨道参数与目标航天器的轨道参数一致。表3是一次交会发射任务案例，在北京时间2018年5月29日，选取轨道高度为420km、轨道倾角为42°的近地球轨道的目标航天器。
表3
Figure GDA0003631790180000101
以上所述仅是本发明的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文发明的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (10)

1.一种航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，用于运载火箭的追踪航天器与空间在轨的目标航天器交会，其特征在于，包括以下步骤：
使运载火箭预留推进剂，并根据运载火箭预留的推进剂，确定追踪航天器入轨后升交点地理经度的经度调整值；
根据经度调整值和运载火箭的多个可选发射地，计算追踪航天器入轨后能与目标航天器交会的地理经度区间；
根据地理经度区间和目标航天器绕行地球一天所有圈次的升交点地理经度，确定追踪航天器能与目标航天器交会的理论升交点地理经度和运载火箭的选定发射地；
根据选定发射地和理论升交点地理经度计算运载火箭的理论发射时间；
以选定发射地和理论发射时间发射运载火箭，使追踪航天器进入交会轨道。
2.如权利要求1所述的航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，其特征在于，根据经度调整值和运载火箭的多个可选发射地，计算追踪航天器入轨后能与目标航天器交会的地理经度区间，具体步骤如下：
分别计算追踪航天器在运载火箭的每个可选发射地，采用升轨发射或降轨发射后，能与目标航天器交会的地理经度区间。
3.如权利要求2所述的航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，其特征在于，计算追踪航天器在运载火箭的每个可选发射地，采用升轨发射或降轨发射后，能与目标航天器交会的地理经度区间，具体计算公式如下：
A＝[Ls-δ,Ls+δ]∪[Lj-δ,Lj+δ]；
其中Ls为追踪航天器从某个可选发射地，采用升轨发射后对应的升交点地理经度；Lj为追踪航天器从同一个可选发射地，采用降轨发射后对应的升交点地理经度；δ为经度调整值。
4.如权利要求3所述的航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，其特征在于：经度调整值δ不小于8°。
5.如权利要求1所述的航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，其特征在于，根据地理经度区间和目标航天器绕行地球一天所有圈次的升交点地理经度，确定追踪航天器能与目标航天器交会的理论升交点地理经度和运载火箭的选定发射地，具体步骤如下：
以某时刻T0目标航天器的轨道要数为基准，依次计算目标航天器升交点地理经度的进动速率、目标航天器的轨道交点周期以及目标航天器每绕地球一圈时升交点地理经度的变化值；
根据升交点地理经度的变化值，统计目标航天器自时刻T0开始，绕行地球一天的所有圈次的升交点地理经度，选择其中位于地理经度区间内的升交点地理经度作为追踪航天器能与目标航天器交会的理论升交点地理经度，并根据该理论升交点地理经度和地理经度区间确定运载火箭的选定发射地。
6.如权利要求5所述的航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，其特征在于，根据选定发射地和理论升交点地理经度计算运载火箭的理论发射时间，具体步骤如下：
根据选定发射地确定追踪航天器发射后的升交点地理经度，再计算理论升交点地理经度与该升交点地理经度的升交点地理经度差ΔL；
根据目标航天器的轨道倾角、追踪航天器的轨道倾角和升交点地理经度差，分别计算目标航天器和追踪航天器满足交会条件所需的相位角u1和u2；
计算目标航天器自时刻T0运行至相位角u1所需的时间t1；
计算追踪航天器自发射至入轨并第一次运行至相位角u2所需时间t2；
计算运载火箭的理论发射时间tDH，其中tDH＝T0+t1-t2。
7.如权利要求6所述的航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，其特征在于，根据追踪航天器的轨道倾角、目标航天器的轨道倾角和升交点地理经度差，分别计算目标航天器和追踪航天器满足交会条件所需的相位角u1和u2，具体计算公式如下：
arctan(tanu2cosi2)-arctan(tanu1cosi1)＝ΔL；
u1+u2＝π；
其中，i1为目标航天器的轨道倾角；i2为追踪航天器的轨道倾角，其中i1＝i2。
8.如权利要求1所述的航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，其特征在于，以选定发射地和理论发射时间发射运载火箭，使追踪航天器进入交会轨道，具体步骤如下：
以选定发射地和理论发射时间发射运载火箭，追踪航天器入轨后调整升交点地理经度，使追踪航天器与目标航天器处于同一轨道平面，并使追踪航天器的轨道参数与目标航天器的轨道参数一致。
9.如权利要求1所述的航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，其特征在于：
目标航天器包括位于近地球轨道、中地球轨道、地球同步转移轨道以及地球同步轨道的航天器。
10.如权利要求1所述的航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，其特征在于：可选发射地包括酒泉、太原、西昌以及文昌。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112906246B (zh) * 2021-03-23 2022-09-27 中国人民解放军63768部队 一种针对运载火箭发射前与空间目标交会评估的计算方法
CN114459288B (zh) * 2022-02-25 2024-06-25 复旦大学 一种基于多火箭联合的高轨道航天器发射方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5749402A (en) * 1993-12-23 1998-05-12 Hughes Aircraft Company Integrated storage and transfer system and method for spacecraft propulsion systems
JP2002041722A (ja) * 2000-07-27 2002-02-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 宇宙飛行体射場検証ネットワークシステム
CN101624096A (zh) * 2008-07-08 2010-01-13 泰勒斯公司 在星际任务中减轻船载燃料重量的方法
CN102620656A (zh) * 2012-04-16 2012-08-01 南京航空航天大学 一种航天器交会对接相对位姿测量方法
CN106660641A (zh) * 2014-06-19 2017-05-10 空中客车防务和空间公司 控制卫星在地球轨道中的轨道的方法、卫星和控制这种卫星的轨道的系统
CN109110159A (zh) * 2018-08-10 2019-01-01 北京空间技术研制试验中心 一种用于设计航天器区域重访轨道的方法
CN109592079A (zh) * 2018-12-03 2019-04-09 哈尔滨工业大学 一种限定时间的航天器共面交会变轨策略确定方法
US10752383B1 (en) * 2015-04-23 2020-08-25 Northrop Grumman Innovation Systems, Inc. Systems and methods for satellite constellation launch using air-launched vehicles

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10384813B2 (en) * 2016-11-16 2019-08-20 Jerome Drexler Spacecraft landing and site-to-site transport for a planet, moon or other space body

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5749402A (en) * 1993-12-23 1998-05-12 Hughes Aircraft Company Integrated storage and transfer system and method for spacecraft propulsion systems
JP2002041722A (ja) * 2000-07-27 2002-02-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 宇宙飛行体射場検証ネットワークシステム
CN101624096A (zh) * 2008-07-08 2010-01-13 泰勒斯公司 在星际任务中减轻船载燃料重量的方法
CN102620656A (zh) * 2012-04-16 2012-08-01 南京航空航天大学 一种航天器交会对接相对位姿测量方法
CN106660641A (zh) * 2014-06-19 2017-05-10 空中客车防务和空间公司 控制卫星在地球轨道中的轨道的方法、卫星和控制这种卫星的轨道的系统
US10752383B1 (en) * 2015-04-23 2020-08-25 Northrop Grumman Innovation Systems, Inc. Systems and methods for satellite constellation launch using air-launched vehicles
CN109110159A (zh) * 2018-08-10 2019-01-01 北京空间技术研制试验中心 一种用于设计航天器区域重访轨道的方法
CN109592079A (zh) * 2018-12-03 2019-04-09 哈尔滨工业大学 一种限定时间的航天器共面交会变轨策略确定方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
李革非.多约束交会对接发射窗口的分析和规划.《宇航学报》.2011,第32卷(第11期),第2463-2470页. *
王为.地球交会对接任务发射时刻分析.《载人航天》.2010,(第4期),第37-41页. *

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