本发明涉及一种有限推力变轨重力损耗计算方法、推力计算装置,属于卫星变轨技术领域。
背景技术:
相对导航试验一般涉及两颗或两颗以上的卫星,由于相对导航仪器的限制,用于相对导航试验的卫星间距离需要满足一定的约束。为达到该约束条件,相对导航主星不可避免进行变轨机动,以到达可用于相对导航试验的构型。
目前,卫星所采用的变轨发动机均为有限推力,多采用惯性空间定向的方法进行点火变轨。传统的发动机重力损耗计算方法,多针对轨控模型进行积分运算,获取变轨的速度增量,此外,还需要获取脉冲形式变轨的速度增量,从而得到卫星变轨的重力损耗。该计算方法需要得知推力大小和初末端轨道等信息,在没有这些信息的前提下,则无法进行计算。
技术实现要素:
本发明要解决的技术问题是:克服现有技术的不足,提供了一种有限推力变轨重力损耗计算方法、推力计算装置,获取重力损耗同点火弧长之间的简单关系,可应用于近圆轨道变轨重力损耗的快速计算。
本发明目的通过以下技术方案予以实现:
一种有限推力变轨重力损耗计算方法,该方法适用于近圆轨道卫星采用惯性定向变轨,所述有限推力变轨重力损耗η为:
式中,
上述有限推力变轨重力损耗计算方法,所述近圆轨道卫星的变轨发动机推力f总为:
式中,
上述有限推力变轨重力损耗计算方法,所述近圆轨道卫星的推进剂损耗量m损耗为:
m损耗=η×m总
式中,m总为卫星变轨总的推进剂需求量。
上述有限推力变轨重力损耗计算方法,所述近圆轨道卫星的轨道偏心率不大于0.0025,且,轨道高度小于等于2000km。
一种推力计算装置,该装置能够计算近圆轨道卫星的变轨发动机推力f总,所述近圆轨道卫星的变轨发动机推力f总为:
其中
式中,η为有限推力变轨重力损耗,
上述推力计算装置,所述近圆轨道卫星的推进剂损耗量m损耗为:
m损耗=η×m总
式中,m总为卫星变轨总的推进剂需求量。
上述推力计算装置,所述近圆轨道卫星的轨道偏心率不大于0.0025,且,轨道高度小于等于2000km。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果:
(1)本发明方法与现有技术相比,仅根据点火弧段长度即可得到重力损耗结果,无需得知发动机推力大小和初末端轨道信息,且无需复杂的轨道控制模型积分运算;
(2)本发明方法面向相对导航试验领域,可对采用近圆轨道的卫星变轨时增加的推进剂进行快速计算,对相对导航试验远程导引段变轨任务具有极强参考价值;
(3)本发明方法的计算实时性好,有利于实现变轨发动机有限推力的快速计算。
附图说明
图1为本发明卫星点火过程的位置关系图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚,下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
一种有限推力变轨重力损耗计算方法,该方法适用于近圆轨道卫星采用惯性定向变轨,所述近圆轨道卫星的轨道偏心率不大于0.0025,且,轨道高度小于等于2000km。所述有限推力变轨重力损耗η为:
式中,
根据有限推力变轨重力损耗η和发动机推力中产生有效变轨的推力
根据有限推力变轨重力损耗η和卫星变轨总的推进剂需求量m总,能够获得近圆轨道卫星的推进剂损耗量m损耗为:
m损耗=η×m总
式中,m总为卫星变轨总的推进剂需求量。
一种推力计算装置,该装置能够计算近圆轨道卫星的变轨发动机推力f总,所述近圆轨道卫星的轨道偏心率不大于0.0025,且,轨道高度小于等于2000km。所述近圆轨道卫星的变轨发动机推力f总为:
其中
式中,η为有限推力变轨重力损耗,
实施例:
一种有限推力变轨重力损耗计算方法,具体公式推导如下。
重力损耗定义公式为:
式中,η为卫星变轨的重力损耗;f总为变轨发动机推力大小,单位n;
根据近圆轨道的特征,见图1。可知有效推力大小为:
式中,δt为卫星总的点火时长,单位s;α为变轨过程中有效推力与总推力的夹角,为变化量,单位rad。
根据上述两公式,由于总的推力大小f总固定,重力损耗计算公式可由下式替换:
根据圆轨道的特点,点火过程有如下关系成立:
α=θ
式中,θ如图1所示,单位rad。
因此,
通过积分变换,可得到
式中,
综上推导,得到近圆轨道卫星变轨的重力损耗计算公式为:
该公式仅与变轨的推进弧段长度相关。
根据有限推力变轨重力损耗η和发动机推力中产生有效变轨的推力
根据有限推力变轨重力损耗η和卫星变轨总的推进剂需求量m总,能够获得近圆轨道卫星的推进剂损耗量m损耗为:
m损耗=η×m总
式中,m总为卫星变轨总的推进剂需求量。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。