一种动力上升二次轨控可靠入轨方法及系统
专利汇可以提供一种动力上升二次轨控可靠入轨方法及系统专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种动 力 上升二次轨控可靠入轨方法及系统，包括(1)根据 航天器 上升过程中的 位置 和速度，计算轨道根数；(2)根据 加速 度计 测量出的非引力加速度，计算主 发动机 产生的平均推力估值；当计算得到的所述主发动机的平均推力估值低于预设发动机推力 阈值 ，认为主发动机故障；在重启主发动机后主发动机故障无法恢复，则进入下一步骤；(3)进行二次轨控条件判断，满足条件的情况下计算二次轨控的速度增量；(4)建立点火 姿态 ，使得推力方向和所述二次轨控速度增量的方向一致；(5)实施二次轨控，直到实际点火速度增量的大小达到二次轨控速度增量的大小，从而完成动力上升二次轨控可靠入轨。本 发明 可以解决动力上升过程主发动机故障后进行抢救确保航天器轨道安全的问题，保证航天器安全入轨，避免发生坠毁。，下面是一种动力上升二次轨控可靠入轨方法及系统专利的具体信息内容。
1.一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，其特征在于实现步骤如下：
(1)根据航天器上升过程中的位置和速度，计算轨道根数；
(2)根据加速度计测量出的非引力加速度，计算主发动机产生的平均推力估值；当计算得到的所述主发动机的平均推力估值低于预设发动机推力阈值，认为主发动机故障，在重启主发动机后主发动机故障仍无法恢复时进入步骤(3)；
(3)主发动机故障情况下进行二次轨控条件判断，满足条件的情况下计算二次轨控的速度增量；
(4)建立点火姿态，使得推力方向和所述二次轨控速度增量的方向一致；
(5)实施二次轨控，直到实际点火速度增量的大小达到二次轨控速度增量的大小，从而完成动力上升二次轨控可靠入轨。
2.根据权利要求1所述的一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，其特征在于：所述轨道根数包括半长轴、偏心率、近点中心距、平近点角、偏心率矢量和半通径矢量；
半长轴
其中，μ是中心天体引力场常数，符号||·||表示向量的2范数，当前时刻为t0，导航系统提供的当前时刻惯性位置和速度分别为r和v；
偏心率 近点中心距rp＝a·(1-e)；
其中，符号<·>表示两个向量的点积，函数arctan2(A/B)的定义为：
平近点角M＝E-A，M是角度，如果M的取值不在-π～π之间，则需要将M加上2nπ，n是整数，使得加后的M取值在-π～π之间；
当前轨道的偏心率矢量P和半通径矢量Q：
3.根据权利要求1所述的一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，其特征在于：所述步骤(2)主发动机产生的平均推力估值为：
其中，主发动机在[t-1，t0]时间段产生的平均推力估值 当前时刻为tk，上一测量周期内，即[t-1，t0]时间段内沿主推力方向的累计速度增量测量值为ΔVacc(t0)，且上一周期t-1时刻控制系统向第i个推力器发送的喷气脉宽指令为TRCS,i(t-1)，m为航天器的质量，Δt＝tk-tk-1；N为与主发动机推力方向不垂直的姿控推力器数量，第i台发动机推力方向与主发动机推力方向的夹角为αi，0≤αi<90°，第i台姿控推力器的推力大小为FRCS,i，1≤i≤N。
4.根据权利要求1所述的一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，其特征在于：进行二次轨控条件判断具体为：
若近点中心距rp低于最低安全值，即rp≤rpsafe，并且平近点角M<0或M>Mmin，则满足二次轨控条件，否则不满足；rpsafe代表不需要实施二次轨控的安全近点中心距，Mmin代表必须实施自主二次轨控的平近点角阈值。
5.根据权利要求4所述的一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，其特征在于：计算二次轨控的速度增量具体为：
(3.1)预报二次轨控开机时刻航天器的位置和速度；
(3.2)按照脉冲点火计算轨控速度增量。
6.根据权利要求5所述的一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，其特征在于：所述步骤(3.1)预报二次轨控开机时刻航天器的位置和速度：
(a)计算开机时刻的平近点角 Toc是轨控准备时间，如果Moc的取值
不在-π～π之间，则需要将Moc加上2nπ，n是整数，使得加后的Moc取值在-π～π之间；
(b)以Moc为Eoc的初值，进行迭代计算，即用 给Eoc重新赋值，赋
值过程反复进行，直到重新赋值前后Eoc的差的绝对值小于预设阈值；
(c)计算出开机时刻的真近点角 其中：
(d)计算出二次开机点时刻的惯性位置roc和速度voc：
7.根据权利要求6所述的一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，其特征在于：按照脉冲点火计算轨控速度增量：
(a1)计算控后目标半长轴 控后目标轨道与当前轨控点相位相差180°
位置的中心距的安全值为rpsafe；
(b1)计算控后轨道法线
(c1)计算控后惯性速度
(d1)按照脉冲量计算的轨控速度增量矢量Δv＝voc2-voc；
(e1)补偿重力损耗，计算最终二次轨控的速度增量Δvs＝(1+kgrav)·Δv
其中，kgrav是重力补偿系数，Δvs的大小记为ΔVs，即
8.根据权利要求1所述的一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，其特征在于：所述步骤(4)建立点火姿态，具体为：以Δvs矢量的方向为目标进行姿态调整，使得在t0+Toc时间之前航天器推力器方向与Δvs矢量重合。
9.根据权利要求1所述的一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，其特征在于：所述步骤(5)实施二次轨控，直到实际点火速度增量的大小达到二次轨控速度增量的大小，具体为：
当时间到达t0+Toc之后，启动预先设定的姿控推力器进行二次轨控，轨控过程用加速度计累计速度增量，直到剩余速度增量小于等于零，则完成二次轨控。
10.一种动力上升二次轨控可靠入轨系统，其特征在于包括：
轨道根数计算模块：用于根据航天器上升过程中的位置和速度，计算轨道根数；
故障判定模块：用于根据轨道根数计算模块计算得到的轨道根数，加速度计测量出的非引力加速度，计算主发动机产生的平均推力估值；当计算得到的所述主发动机的平均推力估值低于预设发动机推力阈值，认为主发动机故障；
二次轨控的速度增量计算模块：用于故障判定模块判定的主发动机故障情况下进行二次轨控条件判断，满足条件的情况下计算二次轨控的速度增量；
点火姿态建立模块：用于根据二次轨控的速度增量计算模块计算得到的二次轨控的速度增量建立点火姿态，使得推力方向和所述二次轨控速度增量的方向一致；
二次轨控模块：用于实施二次轨控，直到实际点火速度增量的大小达到二次轨控速度增量的大小，从而完成动力上升二次轨控可靠入轨。
一种动力上升二次轨控可靠入轨方法及系统
技术领域
背景技术
发明内容
具体实施方式
16.511km，满足安全环月要求。
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