专利名称：一种小推力借力轨道解空间剪切方法
技术领域：
本发明涉及一种小推力借力轨道解空间剪切方法，属于深空探测轨道设计领域。
背景技术：
在深空探测任务中，探测器采取何种飞行方案，需要消耗多少燃料才能到达目标星体是任务设计首要关注的问题。由于深空探测的目标距离地球遥远，探测器通常需要消耗巨大的能量才能实现向目标星体的转移，传统的化学推进系统比冲低、质量重的特点已显现出其不足。科学家一直在寻求新的推进技术和飞行理念，以突破传统飞行方式给深空探测任务带来的限制。在这种需求下，一方面以太阳能电推进为代表的高效率小推力推进系统应运而生，小推力推进系统具有比冲高、质量轻的优点，可有效降低探测器在飞行过程中的燃料消耗，进而提高探测器的有效载荷；另一方面，随着天体力学理论的深入发展，行星借力等天体力学机制也相继被发现和提出，这些新颖的理念为深空探测器的飞行方式带来了技术革新。先进的小推力推进系统与新颖的行星借力机制相结合，将为深空探测任务提供更多巧妙高效的探测方案，被认为是一种非常高效、具有广阔应用前景的转移方式。然而，对于结合小推力与行星借力技术的深空探测轨道而言，其解空间分布复杂、规律难寻、极值点繁多。进行此类轨道的设计时通常分为初始设计和精确设计两个步骤，初始设计的目的是为精确设计提供可行的轨道关键参数初值。初始设计过程中一个重要环节就是剔除掉解空间中的不可行区域，这一环节也是保证初始设计结果正确可行的前提，是目前深空探测领域科技人员关注的重点问题。在初始设计方面，常用的一种方法是采用形状曲线逼近轨道，在先技术[I](参见 Petropoulos A E, Longuski J M. Shape-based algorithm forautomated designof low-thrust, gravity-assisttrajectories[J]. Journal of Spacecraft andRockets, 2004, 41 (5) :87-796.)，Petropoulos采用正弦指数曲线来逼近小推力转移轨道，并结合行星借力模型拼接各小推力弧段，进而通过大规模参数搜索可行初始轨道，然而该方法在搜索初始转移轨道解空间时需要消耗大量的时间。在先技术[2](Pascale D P, Vasile M. Preliminary Design ofLow-ThrustMultiple Gravity-Assist Trajectories[J] . Journal ofSpacecraft andRockets, 2006, 43(5) : 1065-1076. )，Pascale利用伪春分点轨道根数思想，通过对正弦指数曲线进行改进提出一种可用于交会轨道分析的方法。然而该方法引入了多个待定参数，增加了问题的复杂程度，使问题求解难度增大。在先技术[3](Schiitzea O, Vasile M, Junge O, Dellnitz M, Izzo D. Designingoptimal low-thrust trajectories using space pruning anda mult1-objectiveapproach [J], Engineering Optimization, 2009, 41 (2) : 155-181.)，Schiitzea 等借助于正弦指数曲线思想，并通过构造相关约束条件对小推力借力轨道的解空间进行剖析。然而该方法在行星借力处引入速度匹配误差容许机制，对求解精度有很大的影响，同时不适用于设计交会类型的转移轨道。
发明内容
本发明的目的是为解决现有技术中结合小推力与行星借力转移轨道解空间复杂、 极值点繁多的问题，提出了一种小推力借力轨道解空间剪切方法，能够求解得到结合小推 力与行星借力转移轨道的有效解空间。根据任务需求，对问题模型进行归结，得到进行小推力借力初始设计的相关参数 集合，对设计参数的离散化处理，可以获得直观的小推力借力转移轨道的初始解空间。通过 构造相关约束条件，并验证所得解空间中的每组数据，以判定各组参数是否满足约束条件， 来剔除不可行解，在这一过程中将采用逆六次多项式逼近小推力转移轨道，它可以同时满 足探测器始末端边界约束及飞行时间约束，对形状逼近技术所得的相关参数值(速度增量、 加速度最大值)进行判定，继而进行不可行解的剔除；此外也通过引入行星借力模型拼接各 小推力弧段，以计算探测器经过行星借力后的速度，该操作可消除速度匹配误差，提高计算 精度。该方法能够根据给定的始末端边界条件对不同任务类型的小推力借力转移轨道进行 快速设计。步骤1，建立解空间探测器在tQ时刻从天体A出发，经一次或多次行星借力后到达目标天体B，则解空 间中的设计参数包括 ( 1 )时间参数laund!，
权利要求
1.一种小推力借力轨道解空间剪切方法，其特征在于包括以下步骤 步骤I，建立解空间 探测器在h时刻从天体A出发，经一次或多次行星借力后到达目标天体B，则解空间的设计参数包括 (I )时间参数^annch，-^lyby，……，Kyby, ^nd，其中TL_eh、TEnd分别表不探测器的发射时刻及到达目标天体的时刻，^yby表示探测器飞越第i个借力天体的发射时刻，i = l, 2, ... ,n, Tl为借力天体总数； (2)各小推力弧段绕日心的旋转圈数; (3)速度参数务f，其中f、^分别为逃离天体A的逃逸速度及进入目标天体B的相对速度，^_为进入第i个借力天体后的速度； (4)B平面角h…匕…比和借力高度其中匕为第i次行星借力时的B平面角，<为第i次行星借力的高度； 解空间的建立过程为 步骤1. 1，对时间参数离散化，建立小推力借力轨道在时间域上的搜索空间； 步骤1. 2，将速度变量分解为切向速度与径向速度，分别进行离散化，建立切向速度搜索空间和径向速度搜索空间； 步骤1. 3，对各小推力弧段绕日心的圈数、行星借力参数进行离散化，构造圈数搜索空间、借力参数搜索空间； 将步骤1.1至步骤1. 3得到的多个搜索空间进行组合，共得到K组离散化参数，且每组参数的组成包括时间、切向速度、径向速度、圈数和借力参数；K组离散化参数形成设计参数离散空间Q ； 步骤2，调取步骤I建立的设计参数离散空间中数据，计算得到解空间剪切所需的参数值； 步骤2.1，确定探测器始末端条件 从Q中提取一组参数，确定探测器在各天体处的状态，以及各小推力弧段的飞行时间 在进行第i次行星借力时，通过时间参数，获得始末端天体的位置与速度，并根据提取的速度参数确定探测器进行行星借力前的状态
2.根据权利要求1所述的一种小推力借力轨道解空间剪切方法，其特征在于时间域上的搜索空间建立方法为 第i段小推力轨道的初始时刻为
3.根据权利要求1所述的一种小推力借力轨道解空间剪切方法，其特征在于切向速度搜索空间和径向速度搜索空间的建立方法为 探测器相对第i个借力天体的进入速度匕描述为
4.根据权利要求1所述的一种小推力借力轨道解空间剪切方法，其特征在于参数离散化时选取的步长越小，解空间规模越大，所得可行解空间越精确。
全文摘要
本发明涉及一种小推力借力轨道解空间剪切方法，属于深空探测轨道设计领域。根据任务需求，得到进行小推力借力初始设计的相关参数集合，对设计参数的离散化处理；通过构造相关约束条件，并验证所得解空间中的每组数据，剔除不可行解，过程中采用逆六次多项式逼近小推力转移轨道，对形状逼近技术所得的相关参数值(速度增量、加速度最大值)进行判定；同时引入行星借力模型拼接各小推力弧段，计算探测器经过行星借力后的速度，以消除速度匹配误差，提高计算精度。该方法能够根据给定的始末端边界条件对不同任务类型的小推力借力转移轨道进行快速设计，有效提高计算的精度，适用于交会型、飞越型等多种方式探测任务的转移轨道设计。
文档编号G06F17/50GK103020338SQ201210499239
公开日2013年4月3日 申请日期2012年11月29日 优先权日2012年11月29日
发明者崔平远, 尚海滨, 乔栋, 赵遵辉, 王帅 申请人:北京理工大学