实现火星探测发射窗口任意时刻起飞诸元设计方法及系统与流程

本发明涉及火星探测发射轨道设计，具体为实现火星探测发射窗口任意时刻起飞诸元设计方法及系统。

背景技术：

1、深空发射轨道设计技术进行深空探测活动的顶层关键技术。火星探测器地面发射过程通常为首先运载火箭末级将探测器送入约200km高度的近圆停泊轨道，然后滑行至再次加速点附近，末级再次启动将探测器送入预定的逃逸轨道。受地球自转等因素的影响，火星探测理想发射窗口均为零窗口。

2、但运载火箭发射过程测试流程影响因素众多，尤其低温火箭射前程序复杂，发射过程同时受到气象因素、其他偶发因素等方面的影响，为保证发射可靠性，通常做法为设计时间宽度为m(m＝30～50min)的发射窗口，在该窗口内瞄准预定的入轨参数实施发射，偏离预定发射时刻偏差及入轨参数偏差需要由探测器消耗推进剂完成修正，为此，我们提出实现火星探测发射窗口任意时刻起飞诸元设计方法及系统。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种实现火星探测发射窗口任意时刻起飞诸元设计方法及系统，可以使运载火箭实现在当天发射窗口内任意时刻发射起飞，满足探测器奔火星轨道逃逸飞行的精确出发参数要求，节省探测器分离后因起飞时刻偏差引起探测器的额外推进剂消耗。

2、为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种实现火星探测发射窗口任意时刻起飞的诸元设计方法，包括以下步骤：

3、根据发射时间计算探测器出发参数所需初值；

4、根据探测器出发参数初值，设计运载火箭入轨参数，并结合运载火箭入轨参数中的计算量和设计量，通过迭代完成发射轨道设计；

5、调整目标轨道倾角，计算生成随起飞时刻变化规律性强的发射轨道目标诸元；

6、对生成的多条发射轨道目标诸元，采用最小二乘原理将目标诸元拟合为起飞时刻相对于基准起飞时刻的多项式，获取拟合系数；

7、将得到的多项式拟合系数装订运载火箭中；

8、按照实时发射窗口和各根数对应的多项式系数，由多项式函数计算得出实时零窗口发射诸元，实现实时零窗口发射。

9、进一步的，所述根据发射时间计算探测器出发参数所需初值，具体如下：

10、从探测器分离开始，至到达近火点结束，整个探测火星轨道在日心坐标系下完成积分，飞行动力学方程如下：

11、

12、式中μs为太阳引力系数，μj太阳系下扰动天体引力系数，对于火星探测转移轨道，需要考虑8大行星及月球的影响；和两项分别指地球和火星的非球形摄动力项，δe(δm)是开关函数，当探测器在地球(火星)引力影响球界内取1，其余取0，δv(t1,t2)表示t1和t2时刻施加和结束深空机动，fsrp表示太阳辐射压项，fothers表示其它次要影响项；

13、结合地球出发和火星到达要求，通过粒子群优化算法求解式(2)所示优化问题，计算得到探测器理论出发时刻：

14、

15、式中δvpm表示进入目标火星轨道需要的速度增量，g1表示转移过程需满足的等式约束，g2表示转移过程需满足的不等式约束；

16、结合式(1)和式(2)，计算得到出发和到达时刻探测器的位置和速度其中i＝e和i＝m时分别表示地球出发和火星到达时的位置和速度，其可与探测器入轨根数相互转化，具体如下：

17、

18、式(3)中hpe表示近地点高度、c3e表示地球逃逸c3、ie表示轨道倾角、ωe表示近地点幅角，ωe表示升交点经度、fe为真近角，此外，将运载火箭起飞时刻记为tq，其中hpe通常约为停泊轨道高度，ωe与运载火箭飞行路径保直接关联，fe由运载火箭飞行轨道特性决定，轨道倾角ie∈[i0 i1]。

19、进一步的，所述运载火箭计算量包括升交点经度、真近角，设计量包括近地点高度、逃逸c3、轨道倾角、近地点幅角。

20、进一步的，在发射惯性系下，火箭在大气中的飞行动力学方程如下：

21、

22、其中r表示射惯性系下地心至运载火箭质心的矢径，p、r和g是发射惯性系下推力、气动力和重力加速度矢量，和ψ(t)表示飞行程序俯仰角和偏航角，其中俯仰角表示射面内推力方向与发射瞬时射向的夹角，偏航角表示推力方向偏离发射瞬时射面的夹角，飞行过程中通过俯仰和偏航程序角控制推力方向，在入轨目标约束下，以最大运载能力为优化目标完成发射轨道设计，具体方法为：

23、调整使

24、式中，tg(t)表示主动段关机时刻、th(tq)表示滑行时间，下标1表示运载火箭实现的入轨参数，下标2表示探测器需求的入轨参数，迭代中采用ωe和fe，ε表示期望的迭代精度。

25、进一步的，所述生成发射轨道的方法，具体如下：

26、用αo-αl表示逃逸赤经与起飞时刻发射场的格林威治恒星时角之差，则αo-αl与逃逸赤纬和射向、相对起飞时刻δtq关系式如下：

27、

28、δtq＝(αo-αl)/ωe (6)

29、式中δ0表示逃逸赤纬、ωe表示地球自转角速率、φl表示发射场纬度；

30、在目标逃逸赤纬下，发射时刻与射向具有强相关性，而

31、ie＝ie(al(tq)) (7)

32、ωe＝ωe(tq,th(tq)) (8)

33、即目标诸元均可表达为起飞时刻的连续函数，同时，由于地球发射属性，工程实现中施加偏航角ψ(tq)可实现与调整射向al(tq)等效，具体通过在末级二次加速工作段施加常值偏航ψi(t)并调整起飞时刻、滑行时间和关机时刻，即可使运载火箭发射轨道满足入轨要求。

34、进一步的，将窗口内不同起飞时刻轨道倾角、近地点幅角和滑行时间拟合为起飞时刻相对于基准起飞时刻之差的多项式，获取拟合系数，计算方法如下：

35、c＝(ata)-1atb (9)

36、式中c表示拟合系数，b表示样本点结果序列，a是由发射时刻组成的矩阵，对于n个样本点(n≥4)，以通过三次曲线拟合轨道倾角为例，表达式如下：

37、ieδt＝c3δt3+c2δt2+c1δt+c0 (10)

38、式中，δt为在发射窗口内发射时刻相对于基准发射时刻的时间差，ieδt为与基准发射时刻相差δt时发射对应的轨道倾角，ck,k＝0,1,2,3为拟合系数，已知不少于4组样本点时，即可通过式(9)求解出拟合系数，同理可计算近地点幅角、发射c3和滑行时间的拟合系数。

39、进一步的，由多项式函数计算得出实时零窗口发射诸元，实现实时零窗口发射：

40、在发射窗口内，对于任意给定的发射时刻，根据装订的拟合系数和发射时刻相对于基准时刻的偏差，根据式(10)快速计算目标轨道参数，导引运载火箭按照瞄准拟合得到的轨道根数飞行，实现精确入轨。

41、根据本发明的第一方面，本发明提供一种实现火星探测发射窗口任意时刻起飞的诸元设计系统，包括：

42、第一计算模块：用于根据发射时间计算探测器出发参数所需初值；

43、发射轨道设计模块：用于根据探测器出发参数初值，设计运载火箭入轨参数，并结合运载火箭入轨参数中的计算量和设计量，通过迭代完成发射轨道设计；

44、第二计算模块：用于通过采用调整轨道倾角的方法，计算生成入轨参数规律性强的发射轨道；

45、第三计算模块：用于对生成的多条发射轨道，按照最小二乘原理进行多项式拟合，得到固定近地点高度下，设计量参数随发射时刻变化的多项式拟合系数；

46、装订模块：用于将得到的多项式拟合系数装订运载火箭中；

47、第四计算模块：用于按照实时发射窗口和各根数对应的多项式系数，由多项式函数计算得出实时零窗口发射诸元，实现实时零窗口发射。

48、根据本发明的第二方面，本发明提供一种终端设备，包括存储器、处理器及存储在存储器中并能够在处理器上运行的计算机程序，所述存储器中存储有能够在处理器上运行的计算机程序，所述处理器加载并执行计算机程序时，采用了所述的实现火星探测发射窗口任意时刻起飞的诸元设计方法。

49、根据本发明的第三方面，本发明提供一种包含计算机可执行指令的存储介质，所述计算机可执行指令在由计算机处理器执行时用于执行所述的实现火星探测发射窗口任意时刻起飞的诸元设计方法。

50、本发明至少具备以下有益效果：

51、本发明所述的发射诸元确定方法，能够使运载火箭实现在当天发射窗口内任意时刻发射起飞，满足探测器奔火星轨道逃逸飞行的精确出发参数要求，节省探测器分离后因起飞时刻偏差引起探测器的额外推进剂消耗，提升探测器平台运输能力，同时提升了设计工作效率。

52、当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。