CN105334731B - 一种远地点点火高精度解析轨道自主预报方法 - Google Patents

一种远地点点火高精度解析轨道自主预报方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种远地点点火高精度解析轨道自主预报方法，能够准确地计算出包括远地点点火在内的转移轨道各阶段的轨道信息，由于本发明选用第二类无奇点根数递推，适合于小轨道倾角、小偏心率等情况，因此，本发明同样适用于同步轨道各阶段轨道计算，具有重要意义。

Description

一种远地点点火高精度解析轨道自主预报方法
技术领域
本发明属于航天器姿态轨道控制领域，涉及一种GEO航天器转移轨道远地点点火期间星上轨道自主计算的方法，这种方法不需要地面干涉，即计算过程由星载计算机中的软件自主运行。
背景技术
传统GEO航天器转移轨道远地点点火前后，星上无法自主提供轨道信息，控制精度很大程度上依赖地面测控人员计算的姿态拟合系数精度。具体来说，点火前需要地面测控人员利用地面轨道信息计算偏航定姿拟合系数，并将其上注到星上，通过偏航太敏实现偏航轴机动；然后通过陀螺积分获取姿态测量信息，同时注入姿态偏置值，让星体绕俯仰轴旋转90度，使-X轴指地，+Z轴指向卫星前进方向，此时点火姿态建立成功；在后续保持点火姿态的过程中，地面测控人员还需要计算滚动-俯仰定姿拟合系数，通过滚动-俯仰太敏测量滚动轴与俯仰轴的姿态角，通过陀螺积分测量偏航轴姿态角。
这种变轨策略对地面依赖性较强，每次远地点点火都需要测控人员计算多项式拟合系数，增加了地面测控负担，而且变轨精度直接依赖于拟合算法的精度。这种现象主要是由于转移轨道段，尤其是远地点点火期间，星上无法自主提供准确快捷的轨道计算信息，所以只能依靠地面人员在各次点火弧段中通过注入姿态拟合系数，计算姿态信息。由此可见，提出一种高效快捷的轨道计算理论势在必行。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种可用于远地点点火的高精度解析轨道自主预报方法，由星载计算机中的软件自主处理，不需要地面干涉，能够准确地计算出包括远地点点火在内的转移轨道各阶段的轨道信息，适合于小轨道倾角、小偏心率等情况。
本发明的技术解决方案是：一种远地点点火高精度解析轨道自主预报方法，如图1所示，包括下列步骤：
(1)由星载计算中的落焊软件自主判断当前状态发动机或推力器是否处于喷气状态，若发动机或推力器不喷气，则星上软件继续进行判断；否则，进行步骤(2)。
(2)在每次远地点点火前，给星上软件注入星体初始质量m0，注入发动机秒流量ratio490和推力F490，注入推力器秒流量ratio10和推力F10。
(3)在每一个轨道计算周期Δt中，统计由于发动机引起的星本体坐标系中Z轴速度增量Δz以及当前星体质量m的更新值，
m＝m0-ratio490*Δt (1)
其中Δt表示轨道计算周期。
(4)根据推力器布局情况，累计轨道周期Δt中，所有推力器在各体轴的喷气脉冲总数cnx,cny,cnz(每个脉冲表示0.002秒)，最后计算星体本体坐标系中各体轴的速度增量Δx,Δy,Δz以及当前星体质量m，
m＝m0-ratio10*Δt (2)
(5)将步骤(4)中计算出来的速度增量Δx,Δy,Δz由本体系转到S,T,W(法向、切向、径向)坐标系中，
其中，Cbo＝Cbi*Cio表示从轨道系到本体系的转移矩阵，Cbi表示由星敏给出的惯性姿态，Cio星上由轨道计算提供。
(6)根据式(4)中计算出来的S,T,W，进行归一处理，计算在远地点点火过程中的机动力摄动项，提供给星上轨道计算。其中，输入变量由实时计算常规轨道要素Za(1)～Za(6)、实时计算第2类无奇点轨道要素Xa(1)～Xa(6)、常规轨道要素半长轴初值Za0(1)组成；输出变量由于远地点点火期间机动力摄动项dX1f(1)～dX1f(6)组成，其余变量全部属于中间变量。机动力摄动项计算步骤见下，
第1步骤，由星上轨道计算模块提供的输入变量Za(1)～Za(6)以及Xa(1)～Xa(6)计算中间变量，提供给后续计算，
AN_a＝Za(1)^(-1.5) (4)
dAnDT＝(Za(1)^(-1.5)-Za0(1)^(-1.5))*1.024/(13.44*60) (5)
根据开普勒方程，由Za(2)和Za(6)，计算E_a，关于开普勒方程属于公知知识。
ARa＝1/(1-Za(2)*cos(E_a)) (6)
p_a＝Za(1)*(1-Za(2)^2) (9)
sqrte＝sqrt(1-Za(2)^2) (10)
cosi2＝cos(Za(3)/2) (11)
sinub＝sin(Za(5)+Za(4)+E_a) (12)
cosub＝cos(Za(5)+Za(4)+E_a) (13)
sinu＝sin(Za(5)+Za(4)+f_a) (14)
cosu＝cos(Za(5)+Za(4)+f_a) (15)
第2步骤，根据输入变量以及第1步骤中计算出的中间变量，计算远地点点火过程中的机动力摄动项，
dX1f(1)＝∑(2/AN_a/sqrte*[S*Xa(2)*sinu-S*Xa(3)*cosu+T*p_a/r_a]) (16)
dX1f(2)＝∑(sqrte/AN_a/Za(1)*[S*sinu+T*(cosub+cosu-Xa(3)/sqrte/(1+sqrte)*(Xa(2)*sinub-Xa(3)*cosub))+W*(r_a/p_a)*Xa(3)/cosi2*(Xa(5)*cosu-Xa(4)*sinu)]) (17)
dX1f(3)＝∑(sqrte/AN_a/Za(1)*[-S*cosu+T*(sinub+sinu+Xa(2)/sqrte/(1+sqrte)*(Xa(2)*sinub-Xa(3)*cosub))+W*(r_a/p_a)*Xa(2)/cosi2*(Xa(4)*sinu-Xa(5)*cosu)]) (18)
dX1f(4)＝∑(W*(r_a/Za(1))*(cosu-Xa(4)*(Xa(4)*cosu+Xa(5)*sinu))/2/AN_a/Za(1)/sqrte/cosi2) (19)
dX1f(5)＝∑(W*(r_a/Za(1))*(sinu-Xa(5)*(Xa(4)*cosu+Xa(5)*sinu))/2/AN_a/Za(1)/sqrte/cosi2) (20)
dX1f(6)＝∑(dAnDT-sqrte/AN_a/Za(1)*(2*S*sqrte*(r_a/p_a)+(S*(Xa(2)*cosu+Xa(3)*sinu)-T*(1+r_a/p_a)*(Xa(2)*sinu-Xa(3)*cosu))/(1+sqrte)-W*(r_a/p_a)*(Xa(4)*sinu-Xa(5)*cosu)/cosi2)) (21)
第三步骤，将机动力摄动项计算结果dX1f(1)～dX1f(6)反馈给星上轨道计算模块。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明由控制***星上软件自主处理，不需要地面干涉，能够准确地计算出包括远地点点火在内的转移轨道各阶段的轨道信息，由于该技术选用第二类无奇点根数递推，适合于小轨道倾角、小偏心率等情况，因此，该项技术同样适用于同步轨道各阶段轨道计算，具有重要意义。
(2)本发明首次实现远地点点火过程中，星上自主实时计算轨道信息，轨控精度高，每次远地点点火位置误差不超过3km(在后续仿真曲线14中有体现)；不需要地面干涉，降低了地面测控人员出现拟合系数计算错误或者注入操作失误的风险，提高了***可靠性。
(3)本发明的轨控过程中选用摄动力的解析形式作为轨道设计的依据，不需要数值积分，物理意义明确，计算速度快捷有效；
(4)由于开普勒根数自身轨道的几何特征，使其无法表达小偏心率或者小轨道倾角情况下的轨道解析解，所以本发明选用第二类无奇点根数作为星上轨道递推的基础，增强了技术的通用性与扩展性。
附图说明
图1为本发明方法实现流程图；
图2给出远地点点火5000秒，星上与地面半长轴的变动情况；
图3给出远地点点火5000秒，星上与地面半长轴误差的变动情况；
图4给出远地点点火5000秒，星上与地面偏心率的变动情况；
图5给出远地点点火5000秒，星上与地面偏心率误差的变动情况；
图6给出远地点点火5000秒，星上与地面轨道倾角的变动情况；
图7给出远地点点火5000秒，星上与地面轨道倾角误差的变动情况；
图8给出远地点点火5000秒，星上与地面升交点赤经的变动情况；
图9给出远地点点火5000秒，星上与地面升交点赤经误差变动情况；
图10给出远地点点火5000秒，星上与地面近地点幅角的变动情况；
图11给出远地点点火5000秒，星上与地面近地点幅角误差变动情况；
图12给出远地点点火5000秒，星上与地面真近点角的变动情况；
图13给出远地点点火5000秒，星上与地面真近点角误差的变动情况；
图14给出远地点点火5000秒，星上与地面三轴R误差的变动情况；
图15给出远地点点火5000秒，星上R与地面R夹角的变动情况；
图16给出远地点点火5000秒，星上与地面λ误差的变动情况。
具体实施方式
本发明一种高精度轨道自主预报方法，能够在远地点点火期间，实现星上自主计算轨道信息，不需要地面干涉，降低了测控人员出现操作错误的风险，提高了***可靠性。选用本发明的方法，若点火时间持续1.5h，则星上轨道预报位置误差小于3km。由于选用解析方法求解(步骤6中由S,T,W计算出的机动力摄动项属于第二类无奇点根，属于领域中公知技术)，所以不涉及数值积分，快捷有效，节省了计算成本，同时，轨道方程解析形式物理意义明确，能够清楚地看出各轨道要素的变动情况(解析法实质上就是计算公式，所以能够清楚地看出各轨道要素的变动情况)。本发明选用第二类无奇点根数作状态变量(步骤6中由S,T,W计算出的机动力摄动项属于第二类无奇点根，属于领域中公知技术)，可以避免计算过程中出现奇异现象，同时也适用于小偏心率、小轨道倾角的情况，利于和后续高精度同步轨道计算模块接口，增强了技术的通用性与扩展性。
轨道历元2007年3月22日8时0分0秒
半常轴(公里)；27373.885450
偏心率：0.760562
轨道倾角(度)：25.197
升交点赤经(度)：58.059
近地点幅角(度)：179.600
平近点角(度)：100.521
姿态角偏置：滚动角0度，俯仰角90度，偏航角20度
远地点点火时段：t＝1000s～t＝6000s。
根据前面给出的步骤进行计算，
(1)上注初始质量、秒流量等物理量，
星体初始质量：m0＝4600kg。
490N发动机比冲(秒流量)及推力：
ratio490＝305Ns/kg(0.1639344262295kg/s)。
F490＝490N
10N推力器比冲(秒流量)及推力：
ratio10＝270Ns/kg(0.00375kg/s)。
F10＝10N
(2)计算490N发动机引起的速度增量：
轨道计算周期Δt＝1.024s，累计490N发动机的速度增量Δz以及当前星体质量，Δz初值等于0，累计时间长度等于5000s。
m＝m0-ratio490*Δt
(3)计算10N推力器机引起的速度增量：
m＝m0-ratio10*Δt
Δx和Δy处置等于0，Δz初值等于(2)中计算值，cnx、cny、cnz表示喷气脉冲总数，当量等于0.002s，具体计算值与推力器布局、星体姿态、控制精度等有关，计算方法属本领域技术人员的公知技术。
(4)计算S,T,W坐标系的速度增量：
将(3)中计算出的速度增量折合到S,T,W坐标系中，折合过程中需要用到Cbo，Cbo的计算方法在前面已经给出。举例说明：
Coi＝[0.000108722065094 0.000039568429893 -0.999999993306926 -0.341995982979745 0.939701414080940 0 0.939701407791449 0.3419959806907400.000115698522387]
Cbi＝[0.556725435771184 0.663392936130823 -0.499966600341574 -0.766003125104976 0.642836847364408 0 0.321396953151078 0.3829759783097560.866044686227500]
则，Cbo＝Cbi*Coi’＝[0.500053374751213 0.4329934175170480.749975548125958 -0.000057845396902 0.866044686227500 -0.499966596995260 -0.865994583732389 0.249966601457111 0.433093614709509]
(5)计算喷气摄动项
将(4)计算出来的S,T,W，通过说明书中给出的机动力摄动项计算公式，计算在远地点点火过程中由于喷气摄动给轨道计算带来的长期摄动影响。
图2给出在远地点点火期间，星上与地面半长轴的变动情况；从中可以看出，半长轴在点火期间有所增加。图3给出远地点点火期间半长轴误差；图4给出在远地点点火期间，星上与地面偏心率的变动情况，从中可以看出，偏心率在点火期间有所减小；图5给出远地点点火期间偏心率误差；图6给出在远地点点火期间，星上与地面轨道倾角的变动情况，从中可以看出，轨道倾角在点火期间有所减小；图7给出远地点点火期间轨道倾角误差；图8给出在远地点点火期间，星上与地面升交点赤经的变动情况，从中可以看出，升交点赤经在点火期间有所增加；图9给出远地点点火期间升交点赤经误差；图10给出在远地点点火期间，星上与地面近地点幅角的变动情况，从中可以看出，近地点幅角在点火期间有所减小；图11给出远地点点火期间近地点幅角误差；图12给出在远地点点火期间，星上与地面真近点角的变动情况，从中可以看出，真近点角在点火期间有所增加；图13给出远地点点火期间真近点角误差；图14给出在远地点点火期间，星上与地面各轴坐标的变动情况；图15给出远地点点火期间星上坐标与实际坐标指教的夹角误差；图16给出在远地点点火期间，星上与地面赤经的误差。

Claims (2)

1.一种远地点点火高精度解析轨道自主预报方法，其特征在于步骤如下：
(1)星上软件自主判断当前状态发动机或推力器是否处于喷气状态，若发动机或推力器不喷气，则星上软件继续进行判断；否则，进行步骤(2)；
(2)在每次远地点点火前，给星上软件注入星体初始质量m0，注入发动机秒流量ratio490和推力F490，注入推力器秒流量ratio10和推力F10；
(3)在每一个轨道计算周期Δt中，统计由于发动机引起的星本体坐标系中Z轴速度增量Δz以及当前星体质量m的更新值，
m＝m0-ratio490*Δt (1)
其中，Δt表示轨道计算周期；表示以轨道周期Δt做积分步长，在整个点火过程中由发动机引起的速度增量；Δz*表示由发动机引起的Z轴方向速度增量总和；
(4)根据推力器布局情况，累计轨道周期Δt中，所有推力器在星本体坐标系中各轴x,y,z的喷气脉冲总数cnx,cny,cnz，最后计算星体本体坐标系中各轴x,y,z的速度增量Δx,Δy,Δz以及当前星体质量m的更新值，
m＝m0-ratio10*Δt (2)
其中，表示以轨道周期Δt做积分步长，在整个点火过程中由推力器引起的速度增量，每个脉冲数对应的时间间隔是0.002秒；
(5)将步骤(4)中计算出来的速度增量Δx,Δy,Δz由本体坐标系转到S,T,W 即法向、切向、径向坐标系中，
其中，Cbo＝Cbi*Cio表示从轨道系到本体坐标系的转移矩阵，Cbi由星敏提供，Cio由轨道计算提供；
(6)根据式(3)中计算出来的S,T,W，进行归一运算，根据得到归一化后S,T,W和由星上轨道计算模块得到的常规轨道要素以及第2类无奇点轨道要素，采用机动力摄动项计算公式计算机动力摄动项，然后将计算结果反馈给星上轨道计算模块。
2.根据权利要求1所述的远地点点火高精度解析轨道自主预报方法，其特征在于：所述机动力摄动项计算公式如下：
dX1f(1)＝∑(2/AN_a/sqrte*[S*Xa(2)*sinu-S*Xa(3)*cosu+T*p_a/r_a]) (4)
dX1f(2)＝∑(sqrte/AN_a/Za(1)*[S*sinu+T*(cosub+cosu-Xa(3)/sqrte/(1+sqrte)*(Xa(2)*sinub-Xa(3)*cosub))+W*(r_a/p_a)*Xa(3)/cosi2*(Xa(5)*cosu-Xa(4)*sinu)])(5)
dX1f(3)＝∑(sqrte/AN_a/Za(1)*[-S*cosu+T*(sinub+sinu+Xa(2)/sqrte/(1+sqrte)*(Xa(2)*sinub-Xa(3)*cosub))+W*(r_a/p_a)*Xa(2)/cosi2*(Xa(4)*sinu-Xa(5)*cosu)]) (6)
dX1f(4)＝∑(W*(r_a/Za(1))*(cosu-Xa(4)*(Xa(4)*cosu+Xa(5)*sinu))/2/AN_a/Za(1)/sqrte/cosi2) (7)
dX1f(5)＝∑(W*(r_a/Za(1))*(sinu-Xa(5)*(Xa(4)*cosu+Xa(5)*sinu))/2/AN_a/Za(1)/sqrte/cosi2) (8)
dX1f(6)＝∑(dAnDT-sqrte/AN_a/Za(1)*(2*S*sqrte*(r_a/p_a)+(S*(Xa(2)*cosu+Xa(3)*sinu)-T*(1+r_a/p_a)*(Xa(2)*sinu-Xa(3)*cosu))/(1+sqrte)-W*(r_a/p_a)*(Xa(4)*sinu-Xa(5)*cosu)/cosi2)) (9)
其中：Za(1)～Za(6)为常规轨道要素，分别依次表示半长轴，偏心率，倾角，升交点赤经，近地点幅角，平近点角；Xa(1)～Xa(6)表示第2类无奇点轨道要素，S,T,W属于输入变量；dX1f(1)～dX1f(6)表示远地点点火期间机动力摄动项，即属于输出变量；其余中间变量定义由输入变量间接计算获取，具体计算公式见下，
AN_a＝Za(1)^(-1.5) (10)
dAnDT＝(Za(1)^(-1.5)-Za0(1)^(-1.5))*1.024/(13.44*60) (11)
Za0(1)为常规轨道要素半长轴初值；根据开普勒方程，由Za(2)和Za(6)，计算偏近点角E_a，Za0表示Za的初值；
ARa＝1/(1-Za(2)*cos(E_a)) (12)
p_a＝Za(1)*(1-Za(2)^2) (14)
sqrte＝sqrt(1-Za(2)^2) (15)
cosi2＝cos(Za(3)/2) (16)
sinub＝sin(Za(5)+Za(4)+E_a) (17)
cosub＝cos(Za(5)+Za(4)+E_a) (18)
sinu＝sin(Za(5)+Za(4)+f_a) (19)
cosu＝cos(Za(5)+Za(4)+f_a) (20)
。
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