面对快速响应任务的星下点轨迹机动优化问题研究

发布时间：2020-09-12 14:08

　　近年来随着快速响应空间技术的不断发展和空间任务的不断增加,越来越多的研究集中于对现有在轨航天器进行任务规划,使其在完成现有工作任务的基础上去实现更大的剩余价值,或将在轨航天器应用于应急响应任务以减少地面组装发射的响应时间。本文主要针对快速响应对地观测任务,通过对在轨航天器的星下点轨迹进行调整,实现任务重调度,完成对指定地面目标点的应急观测任务。根据航天器机动方式的不同,大致可分为两方面:对于脉冲机动,主要研究脉冲幅值约束下在轨航天器星下点轨迹的可达范围,并在现有的燃料最优解析解的情况下,研究以响应时间为优化指标的脉冲解析解;对于连续小推力轨道机动,结合目前热门的形状拟合法,分别以燃料消耗和响应时间为优化指标,求解小推力星下点轨迹调整最优控制问题。本课题的具体研究内容如下:对于星下点轨迹可达范围问题,在J_2摄动的影响下,基于高斯变分方程,通过轨道参数的变化和星下点经纬度之间的关系,将初始的星下点可达范围问题转换成了求解在同一纬度下经度差的可达范围问题,并通过求解机动轨道和初始参考轨道之间运行时间的差值,得到了经度差的变化范围。最终根据共面脉冲限制条件的不同,分别利用黄金分割搜索法和牛顿迭代法求解了星下点轨迹可达范围。对于燃料约束下的单脉冲时间最优星下点轨迹调整问题,在考虑J_2摄动的影响下,通过时间方程得到了施加脉冲最佳机动位置的近似解析解;进一步,在脉冲幅值的约束下,基于高斯变分方程近似估计脉冲分量和轨道参数变化之间的关系,通过联立由目标点纬度信息得到的时间方程和由目标点经度信息得到的时间方程,最终得到了脉冲矢量的近似解析解。对于小推力燃料最优星下点轨迹调整问题,以初始轨道平面为基准建立了极坐标系,并通过改进原有的傅里叶级数拟合法,避免了优化过程中动力学方程的等式约束,使其适用于多圈转移的星下点轨迹调整问题,针对最终轨道形状固定和自由两种情况,分别进行了优化求解。对于小推力时间最优星下点轨迹调整问题,以初始轨道面为基准建立柱坐标系,将轨道面外位置分量表示成为关于轨道倾角和升交点赤经变化量之间的函数,使得转移轨道始终处于初始轨道和终端轨道面之间,并通过对边界条件进行改进,求解了多圈时间最优星下点轨迹调整问题。
【学位单位】：哈尔滨工业大学
【学位级别】：硕士
【学位年份】：2019
【中图分类】：V448.2
【部分图文】：

坐标系,空间,轨道,航天器

哈尔滨工业大学工学硕士学位论文-12-图2-1 空间常用坐标系2.3 动力学模型2.3.1 状态向量转换为轨道六根数航天器的在轨状态可通过轨道六根数和位置速度向量两种方式进行描述，二者之间亦可相互转换。现已知某一时刻航天器在地心惯性坐标系下的位置矢量和速度矢量分别为r 和v ，相应的轨道六根数 oev [ a, e, i , , , f]的定义及其计算公式如下：图2-2 轨道六根数轨道角动量向量为：h= r v (2-5)定义升交线矢量：=in z h (2-6)离心率向量为: 21= vr e r r v v (2-7)式中 =398600.4415为地心引力常数，r r ，v v 。

轨道,地心引力常数,向量,线矢量

速度矢量分别为r 和v ，相应的轨道六根数 oev [ a, e, i , , , f]的定义及其计算公式如下：图2-2 轨道六根数轨道角动量向量为：h= r v (2-5)定义升交线矢量：=in z h (2-6)离心率向量为: 21= vr e r r v v (2-7)式中 =398600.4415为地心引力常数，r r ，v v 。

航天器,星下点轨迹,幅角,目标点

不超过指定的精度时，即可认为航天器经过用户指定地点，可以对其进行观测。图2-3 星下点轨迹航天器在到达与目标点相同纬度处对应的参数纬度幅角为 1sin sin sintu i (2-27)根据开普勒时间方程，2J 摄动下航天器从初始时刻运行到与目标点临近圈相同纬度处的时间为：22 2032=/tJJ JM M Nrta M (2-28)式中tM 可由公式(2-27)中的参数纬度幅角得到，圈数 Nr 可由轨道平面和目标点位置之间的关系得到。根据航天器动力学方程，即可得到2Jt 时刻航天器的位置速度信息，根据地心惯性坐标系和地心固联坐标系之间的转换关系和公式(2-25)，即可得到对应时刻星下点的经纬度，由此可得到航天器初始轨道和指定目标点在同一纬度下的最小经度差。2.5 本章小结本章主要介绍了航天器进行星下点轨迹调整所需要的动力学基础，首先简要介绍了在航天中常用的时间系统和空间系统

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