一种远地点点火高精度解析轨道自主预报方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于航天器姿态轨道控制领域，涉及一种GE0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】
[0002] 传统GE0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。
[0003] 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】
[0004] 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。
[0005] 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：
[0006] (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)。
[0007] (2)在每次远地点点火前，给星上软件注入星体初始质量m。，注入发动机秒流量 ratio490和推力F490,注入推力器秒流量ratiolO和推力F10。
[0008] (3)在每一个轨道计算周期△t中，统计由于发动机引起的星本体坐标系中Z轴速 度增量Az以及当前星体质量m的更新值，
[0011] 其中At表示轨道计算周期。
[0009]
[0010]
[0012] (4)根据推力器布局情况，累计轨道周期At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 Δχ,Ay,Δζ以及当前星体质量m，
[0013]
[0014]
[0015]
[0016] m=m〇_ratiol0*Δt(2)
[0017] (5)将步骤⑷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，
[0018
[0019] 其中，Cbc]=C。表示从轨道系到本体系的转移矩阵，Cbl表示由星敏给出的惯性 姿态，Clc]星上由轨道计算提供。
[0020] (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(l)~ 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ZaO(1) 组成；输出变量由于远地点点火期间机动力摄动项dXlf(l)~dXlf(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，
[0021] 第1步骤，由星上轨道计算模块提供的输入变量Za⑴~Za(6)以及Xa⑴~ Xa(6)计算中间变量，提供给后续计算，
[0022] AN_a=Za⑴ _(u(4)
[0023]dAnDT= (Za(l) '(L5)-Za0 (1) (L5))*l. 024/(13. 44*60) (5)
[0024]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。
[0025]ARa= 1/(l_Za(2)*cos(E_a)) (6)
[0028]p_a= Za(1) * (1-Za(2) 2) (9)[0029]sqrte= sqrt(l_Za(2) 2) (10)[0030]cosi2 =cos(Za(3)/2) (11)[0031]sinub = sin(Za(5)+Za(4)+E_a) (12)[0032] cosub = cos(Za(5)+Za(4)+E_a) (13)[0033] sinu=sin(Za(5)+Za(4)+f_a) (14)[0034]cosu=cos(Za(5)+Za(4)+f_a) (15)
[0026]
[0027]
[0035] 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，
[0036] dXlf(1) =Σ(2/AN_a/sqrte*[S*Xa(2)*sinu_S*Xa(3)*cosu+T*p_a/r_a]) (16)
[0037] dXlf(2) =Σ(sqrte/AN_a/Za(1)*[S*sinu+T*(cosub+cosu-Xa(3)/sqrte/(1+sq rte)*(Xa(2)*sinub_Xa(3)*cosub))+W*(r_a/p_a)*Xa(3)/cosi2*(Xa(5)*cosu_Xa(4)*si nu)]) (17)
[0038] dXlf(3) =Σ(sqrte/AN_a/Za(1)*[_S*cosu+T*(sinub+sinu+Xa(2)/sqrte/ (l+sqrte)*(Xa(2)*sinub_Xa(3)*cosub))+W*(r_a/p_a)*Xa(2)/cosi2*(Xa(4)*sinu_Xa(5 )*cosu)]) (18)
[0039] dXlf(4) =Σ(W*(r_a/Za(1)) *(cosu-Xa(4)*(Xa(4)*cosu+Xa(5)*sinu))/2/AN_ a/Za(1)/sqrte/cosi2) (19)
[0040] dXlf(5) =Σ(W*(r_a/Za(1)) *(sinu-Xa(5)*(Xa(4)*cosu+Xa(5)*sinu))/2/AN_ a/Za (1)/sqrte/cosi2) (20)
[0041 ] dXlf(6) =Σ(dAnDT-sqrte/AN_a/Za(l)*(2*S*sqrte*(;r_a/p_a) + (S*(Xa(2)*cosu+Xa(3)*sinu)-T*(l+r_a/p_a)*(Xa(2)*sinu_Xa(3)*cosu))/(l+sqrte)_W*(r_a/p_ a)*(Xa(4)*sinu_Xa(5)*cosu)/cosi2)) (21)
[0042] 第三步骤，将机动力摄动项计算结果dXlf(1)~dXlf(6)反馈给星上轨道计算模 块。
[0043] 本发明与现有技术相比的有益效果是：
[0044] (1)本发明由控制系统星上软件自主处理，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。
[0045] (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，提高了系统可 靠性。
[0046] (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；
[0047] (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】
[0048] 图1为本发明方法实现流程图；
[0049] 图2给出远地点点火5000秒，星上与地面半长轴的变动情况；
[0050] 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；
[0051] 图4给出远地点点火5000秒，星上与地面偏心率的变动情况；
[0052] 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；
[0053] 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；
[0054] 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；
[0055] 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；
[0056] 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；
[0057] 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；
[0058] 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；
[0059] 图12给出远地点点火5000秒，