应用借力机制选择星际探测目标的探测器发射方法 |
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| 申请号 | CN200610010008.1 | 申请日 | 2006-04-30 | 公开(公告)号 | CN100393585C | 公开(公告)日 | 2008-06-11 |
| 申请人 | 哈尔滨工业大学; | 发明人 | 崔平远; 乔栋; 崔祜涛; 栾恩杰; | ||||
| 摘要 | 应用借 力 机制选择星际探测目标的探测器发射方法，属于深空探测转移轨道技术领域。为了解决轨道半长轴较大或者偏心率较大的探测目标的可接近性评价这一难题，本 发明 的探测器发射方法包括：最优两脉冲转移轨道求取、借力飞行轨道类型选择和借力飞行轨道拼接三个部分。先求取从目标星到发射星体的最优两脉冲转移轨道，把发射星体作为借力星体，两脉冲转移在发射星体处的参数作为借力飞行时的匹配参数，然后采用周期约为发射星体公转周期整数倍的日心大椭圆轨道和远日点处的深空机动，搜索满足匹配条件的发射参数。本发明通过引入借力机制实现对原有两脉冲转移的扩展，提高半长轴较大或偏心率较大目标的可接近性。 | ||||||
| 权利要求 | |||||||
| 说明书全文 | 应用借力机制选择星际探测目标的探测器发射方法技术领域本发明属于深空探测转移轨道技术领域，涉及一种应用借力机制选择星际 探测目标的探测器，方法。 背景脉 二十世纪九十年代初，美国、欧空局及日本等国家与机构的空间研究单位， 再次掀起了旨在加深对太阳系的了解，进一步探索深空奥秘，从而揭示宇宙的 演变规律的深空探测活动的高潮。此时，探测目标的重点开始转向太阳系内为 数众多的小行星与彗星，即那些体积较小、质量较轻、形状不规则、旋,性 不固定、引力场较弱且分布不均匀的非合作型小天体目标，以及八大行星及其 对于星p示探测任务而言，科学探测目标的选择无疑是任务设计与规划的第 一步，也是重要的一步。在选择探测目标时，首先要考虑它的可接近性。因此 开展星际探测目标的可接近性评价方法研究是非常重要和必要的。目标可接近 性的优劣通常是通过实现与目标星的交会任务所需的总的速度增量的大小来评 价的。 在己有的星际探测目标可接近性评价方法中，在先方法[l](参见Hulkower, N.D" Lau, CO" and Bender, D.F.， Optimum Two-Impulse Transfer for Preliminary In鄉lanetaiy Trajectory Design, Journal of Guidance, Control and Pynamic， 1984， 7:458461; Helin, E.F" Hulko窗，N.D., Bender, D.F" The Discovery of脂DB， the Most Accessible Asteroid Known, Icarus, 1984， 57:42~47; C.O.Lau, N.D. Hulkower, "Accessibility of Near-Earth Asteroids", Journal of Guidance, Control and Dynamic, May-June 1987,10(3):225-232)基于异面非共轴椭圆轨道的最优两脉巧 计算方法，给出了通过绘制给定真近点角的最优总的速度增量等高线图与圆ii 曲线拼接法相结合来确定目标可接近性的方法。这种方法不但可以求得全局最 优的两脉冲转移轨道的解，估算出从地球直接转移至小天体所需的最小两脉冲 转移的速度增量，而且这种方法是'时间自由"的。该方法是进行目标选择与可 ^a性分析的经典方法。 在先方法[2](参见Ettore Perozzi, Alessandro Rossi, Giovanni B. Valsecchi, Basic targeting strategies for rendezvous and flyby missions to the near-Earth asteroids, Planetary and Space Science, 2001,49:3-22; Apostolos A.Christou^ The statistics of flight opporftinities to accessible near-Earth asteroids, Planetary and Space Science, 2003, 51:221-231; Richard P. Binzel, Ettore Perozzi, Andrew S.Rivkin, Alessandro Rossi, Alan W.harris, Schelte J. Bus, Giovanni B.Valsecchi, Stephen M.Slivan, Dynamical and compositioml assessment of near-Earth object mission targets, Meteoritics & Planetmy Science 39, No.3， 351-366,2004)通过采用经典的霍曼转移 方法计算交会任务所需的总的速度增量来评价探测目标的可接近性。该方法计 算简便，适合于大规模的计算与搜索。 随着技术的进步和深空探测任务的进一步开展，对探测目标的选择M趋 向于要求探测目标兼备科学价值和技术可实现性。就技术上的可实现性而言， 主要考虑它的可接近性。评价探测目标可接近性的在先方法主要有两种： 一种 是通过采用全局最优两脉冲转移方式计算交会任务所需的总的速度增量，另一 种是通过采用经典的霍曼转移策略计算交会任务所需的总的速度增量。采用这 些经典的两脉冲转移策略，评价的结果是那些轨道与地球相近的小天体的可接 近性很好（实现交会任务所需的总的速度增量较小)，而那些具有较大科学价值， 但轨道半长轴较大或者偏心率较大的小天体的可接近性很差（实现交会任务所 需的总的速度增量和发射能量均很大，已经超出了目前人类技术所能实现的程 度)。这就使得任务的设计者很有可能把科学家们认为极具科学价值的目标排除 在可选的探测目标之外。 发明内容 本发明要解决的技术问题是克服上述已有方法的技术困难，提供一种设计 方式简单，技术上可行的应用借力机制选择星际探测目标的探测器，方法， 从而可以解决轨道半长轴较大或者偏心率较大的探测目标的可接近性评价i^; 难题。 本发明的应用借力机制选择星际探测目标的探测器MT方纟跑括：最优两 脉冲转移mit求取、借力飞行轨道类型选择和借力飞行轨道皿三个部分。先 求取从目标星到，星体的最优两脉冲转移车iiji， teMf星体作为借力星体， 两脉冲转移在皿星体处的参数作为借力飞行时的匹配参数，然后采用周期为 ，星体公转周期»倍的日心大椭圆«和远日点处的深空机动，^i足 匹配劍牛的，参数，即反向递推设计策略。具,术:^法为： i、应用借力机帝跑«际探测目标的探测器皿方法，，征在于ff^方 法为： 一、采用异面非共轴椭圆轨道的最优两脉冲计算方法，iiii公式（i)〜（4) 和牛顿迭代方法織U给定真近点角的最优总的ffi增歸高线图，确定全局最 體两脉冲转移可能出现的区域，采用sqp方法得到从目标星体到MT星体的 全局最优的两脉冲转移， 式中：^和A分别标鄉星体和目标星体^a的单位方向矢量，^为引力常 数，p,为转移车爐的半交弦，《和《分别为初始和糊的健矢量，e为角度改 二、选择两脉冲转移的皿星体作为借力星体，探测器imf星体^M进 入飞行周期为，星体公转周期MW咅，近日点，为，星体平均公转， 的日心大椭圆勒道，根据目标星体的参数，M公式（5)〜（7)确定日心大 椭圆转移IWt的周期P,、远日点速度v。、远日点，r。： 式中：^是太阳的引力常数，〜为近日点判5; 三、以两脉冲转移在微星体处的参数作为借力飞行时的匹配参数，采用 周期为发射星体公转周期整数倍的日心大椭圆轨道和调整远日点处的深空机 动，在远日点雖加一个深空机动吣，使得近日点^g:小于織星体的鹏半 径，探测器的鹏和鄉星体的轨道相切，M采用C,即双曲^i的平方的 方法将不同的執道段,起来，利用公式（8)〜（12)确定探领!t^深空机动后 轨道的长半轴。r,轨道周期g，偏心率e。探测器返回iW的远日点速度v、从 ，到与皿星体交会时的飞行时间7;: 式中：、为探测器从交会点至顿始l^日点的时间。 本发明的基本原理：，经典的两脉冲转移方法计算交会任务所需的« 增量包括两锦分：魏时的驗增量和交会时的驗增量。对于半长轴较大 或者偏心報大的目标，通常会出现交会时相对速度增量较小，而鄉时所需 的速度增量很大，从而导致总的舰增量和織能翻艮大。正是基于这一点， 劍门考虑将借力飞行机制弓l入到星际探测目标的可舰性i愤方法中。借力飞 行可以有效降低星际探测任务所需的鎌倉糧，进而M^、总的纖增量。同时， 为了减少动力学的要求和避^f时间的^W，这里OT皿星体借力和深空机 动相结合的策略设计转移M，取代两脉冲转移方法。 本发明与深空探测转移fiii有关，特别是深空探测目标的选择与可,性 i愤分析。该方法将用在深空探测（特别是小天條测）的目織择、可舰 性iffc等方面，也可为深空探测任务的设计与规划ii^一种im与分析的ifii径。本发明与在先方法[l]、在先方銜2]的不同之处在于，本发明M过引入借 力机制实5舰原有两脉冲转移的扩展，提高半长轴较大或偏心率较大目标的可 接近性。其优点在于- 1) 减少半长轴较大或偏心M大的目标星体实现交会任务所需的速度增量 和发射能量，为兼备科学价值和技术可实现性探测目标的选取，提供重要的参 考； 2) 选择两脉冲转移的发射星体作为借力星体，减小了设计方法的旨性， 同时也避免了将时间约束弓l入刑介方法； 3) 反向递推的设计策略，有效地保存了原有最优两脉冲转移轨道的«信 息，避免了不必要的重复计算； 4) 这种弓i力机制的星际探测目标可接近性刑介方法也是对间自由"的，可 用于交会机会的预测。 附图说明 图1为两脉冲转移的示意图，图2为交会4015小行星交会的最优两脉冲总 的速度增量等高线图，图3为发射星体借力飞行示意图，图4为，星体借力 飞行转移的性能关系图，图5为猜测的似,,。和匹配误差5(:之间的关系图，图6 为采用2年周期地球借力转移方案与4015小行星交会的飞行轨迹图。 具体实施方式一：本实施方式结合图1~6对本发明进行详细介绍： l)鄉星体到目标星体的最优两脉冲转移fiii该段轨道的示意图，如图i所示。 这里定义：〖《，（发射时的双曲线M)， /2《2 (交会时的双曲线,)。 假设探测器与鄉星体分离的速度为^、与目标星体交会时的職为^，则为: R, =±("z《）=7,(1) ^ =±(》—z《）=(^ —72 (2) 这里^,和6分别是Mt星体和目标星体绕太阳公转的速度矢量，以上两式 中+号是措'短程"（即鹏小于;rM的角度改变量0实现的f爐转移)，-号是 措'长程"（即通过大于;r弧度而小于2;r弧度的改变量实现的轨道转移)。《和仏 分别表示发射星体和目标星体位置的单位方向矢量，^和z可由如下方程（3)和 以计算得到两个J (探测驗日心转移轨道所需的总的驗增量）即"长程"情况 下的J—和"短程"情况下的L ，这里仅保留其中较小的一个。给定不同鄉星 体的平近点角和交会星体的平近点角，通过（5)〜（8)式和牛顿迭代方法就可 以得到最优两脉冲转移等高线图。这里以4015小行星为目标星体，地球为皿 星体，给出其最优两脉冲转移flit的等高线图，如图2所示。 由图2可以得到两脉冲转移所需总的速度增量最小的区域，从而猜测出较 好的初值，通过采用SQP (序列二次规划）方法求解出精确的^tt两脉冲转移 轨道，具体的参数如表1所示。全局最优两脉冲转移方法求解出来的地球在发 射时的平近点角可作为借力方案中地球在借力时的平近点角。 2)借力飞行轨道类型选择 借力飞行可以有效的斷氐星际探测任务所需的发射能量和总的速度增量， 这里采用借力飞行技术去扩展经典的两脉冲转移策略。为了减少动力学的要求 和避免时间的,，采用mt星体借力的策略。这种借力飞行策略可以描述为： 一个探测器从皿星体，进入飞行周期比发射星体公转周期MW咅稍大，近 日点半径为，星体平均公转半径的日心大椭圆轨道。在远曰点处施加一， 度脉冲，使得近日点判圣小于发射星体的轨道半径，探测器的轨道和发射星体 的车爐相切，这样就可以利用鄉天体的甩摆作用，减小探澳!器的鄉能量和 总的速度增量。该借力飞行策略如图3所示。 假设发射星体公转轨道为圆轨道，从发射星体发射的探测器速度、比标称 轨i!3I度稍大，方向平行于发射星体的速度K,.，这种情况下，飞行器在日心轨道 的近日点开,动，则近日点的速度^,为： v,K,.十K, (9) 探测器从发射星体发射时相对于日心的位置为。,，则有探测器日心位置等 于魏星体的日心位置，艮P- （10) 己知。,和v,,，即可以确定探测器远日点半径r。、速度v。和探测l^刀始轨道 周期S为： 这里是太阳的引力常数。探测器初始轨道周期比标称的轨道周期稍 长，如果将此轨道递推到近日点，发射星体必定不在原来的位置。若假设在远 日点处加一个深空机动气，加深空机动的目的是修正远日点处的速度v。，使 其能与地球交会，因此返回地球的远日点速度v为： -化， （】2) 探测器在远日点处的半径不变，但在近日点处的半径减少，这样就可以与 織星体公转轨道相交，实现借力飞行。远日点速度^与远日点半径r。已知， 就可以确定从远日点返回与发射星体交会段轨道的一些其它的性质。探测器深 空机动后轨道的长半轴。,，轨道周期e，偏心率e.即为： QQ群二维码
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