地球交会对接任务发射时刻分析

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1、工程报告载人航天2010年第4期地球交会对接任务发射时刻分析王为马晓兵(中国空间技术研究院载人航天总体部)摘要为减少交会对接过程中轨道面修正的推进剂消耗，考虑到地球交会对接任务中两航天器高度差异带来的升交点漂移速度差异的影响，对追踪航天器发射时刻选取进行了分析，提出了精确发射时刻的迭代计算方法。仿真结果表明该计算方法能够快速精确地得到交会对接任务发射时刻。关键词交会对接发射时刻升交点分类号V412．4+1文献标识码A文章编号1674—5825(2010)04—0037-05l引言地球交会对接任务要求追踪航天器人轨时刻的轨道面与目标航天器轨道面近似共面，以尽量减少交会对接过程中用

2、于轨道面修正的燃料消耗。由于地球自转，火箭发射点在一天之中有两个时刻处在目标航天器轨道面内，为了达到追踪航天器人轨时刻与目标航天器近似共面的要求，一般选择发射点处于目标航天器面内的时刻附近进行交会对接发射。然而交会对接过程中追踪航天器与目标航天器轨道高度不同，升交点漂移速率存在差异。因此若入轨时刻追踪航天器与目标航天器轨道升交点赤经一致，且过程中不做轨道面修正，则交会对接末期两者的升交点赤经反而会不一致。为了使不进行轨道面修正的情况下，交会对接末期追踪航天器与目标航天器轨道升交点赤经一致，则追踪航天器入轨时刻与目标航天器的升交点赤经应有一定的差异，可以通过选取发射时刻来控制这一

3、差异。本文考虑该因素对交会对接追踪航天器发射时刻的选取进行了分析。2升交点漂移影响分析地球非球形摄动中的扁率项是造成人造地球航天器轨道的主要摄动项(厶)，其对轨道根数的影响可用如下公式表示：．d．．g_a---0(1)dt磐=o(2)dt誓=0(3)誓一赫c∞i㈩誓一翥备暗sin2叫㈥警一翥葑愕sin2叫侣(6)其中口为半长轴，e为偏心率，i为轨道倾角，Q为升交点赤经，∞为近地点幅角，肘为平近点角，^为地球扁率摄动项，ae为地球赤道半径，p为地球引力常数。从式中可以看到上对半长轴、偏心率和轨道倾角没有影响，对升交点赤经、近地点幅角、平近点角有影响。从对轨道面的影响来看则^项通过

4、影响升交点赤经使轨道面发生改变。公式(4)表明升交点在惯性空间的漂移速率与半长轴的7／2次方成反比，也就是说轨道越高升交点漂移速度越慢。对于地球交会对接任务在交会过程中目标航天器的轨道一般比追踪航天器要高，因此目标航天器的升交点漂移速来稿日期：2010-08—29；修回日期：2010-11-23。作者简介：王为(1981．03一)，男，博士，工程师，主要从事航天器交会对接方案设计。37竺主碧矍竺天望筻翌曼鉴航蚕兰要要茎望萼竺翌竺交点赤经随时间品变化函数为tT“t)o由于火箭的芳考竺竺至套：睾譬塑耋竺二。苎套釜苎堡中苎譬墅蚕磊茹釜二磊葙爵；主爵量杀纂给出，吾盎妥弄戛：兰翌翌呈塑篓

5、霆嚣要毫芝篓兰塑竺塞奎：，则署曼壁茎薹翥常舅虿乏矗_。磊喜差嘉叉磊I；寸茹某磊筹三言蚕雾套塞譬篓堡竺道圭2至堂竺竺鐾冀篓二茎銮曼霁薹羔柔篡器某蒿：蒌i藻磊美茹艾磊弃萎黑蒙三鋈篓粪赛兰譬警奎二呈此交会过程中两航天器升交矗篇筹翥蒿差茬≥荔磊：i釜薹篡茹竿霎点漂移的差值也就越大。“一⋯”””。“⋯”’””州”””。一一1”””～1轨道历元(U'I'cG)半长轴(kin)偏心率轨道倾角(o)升交点赤经(o)近地点幅角(o)真近点角(o)31Dec201000：00．．006720．49lO．00070551．967105．068112．805176-069衰2追踪航天器入轨点参数：半长

6、轴(km)偏心率轨道倾角(o)升交点经度(o)近地点幅角(。)真近点角(o)66360．Ol52359．842I∞O工程报告载人航天2010年第4期衰3初始近似入轨时刻目标航夭器轨道数据轨道历元(U1阢G)半长轴(km)偏心率轨道倾角(o)升交点赤经(。)近地点幅角(。)真近点角(o)lJ鲫201l00：．00：00．0063700．000552200l∞O衰4初始近似入轨时刻追踪航天器轨道数据撕(UTCG)半长轴(km)偏心率轨道倾角(o)升交点赤经(o)近地点幅角(o)真近点角(。)1Jan20--00：00：00．006336O．Ol52i00l∞O交会对接远距离导引段采

7、用表5所示变轨策略：远距离导引段的飞行时间取为145000a，远距离导引终端瞄准相对状态(目标航天器轨道坐标系下)如下表6所示：根据上述初轨数据与远距离导引交会方案得到的变轨时间与速度增量计算结果如表7所示：裹5交会对接远距离导引段变轨策略序号圈次变轨点机动方向l第3圈远地点横向2第9圈纬度幅角(900-”oo)法向3第15圈近地点横向4第20圈远地点附近，纬度幅角(250'一360。)横向裹6远距离导引终端瞄准相对状态I径向相对位置(km)横向相对位置(km)法向相对位置(km)横向相对速