删除或更新信息,请邮件至freekaoyan#163.com(#换成@)

行星三体引力摄动对卫星探测器大气制动的影响*

本站小编 Free考研考试/2021-12-25

大气制动是一种气动力辅助的航天器变轨方式[1]。将转移轨道的近拱点置于环绕天体的大气内,利用大气阻力降低航天器的轨道速度,通过多次穿越大气,使轨道远拱点高度逐步降低至目标高度,此时在远拱点执行脉冲变轨,即可实现环绕目标天体的任务轨道。这个过程所消耗的推进剂质量远小于直接变轨消耗的推进剂,可以大量节省深空探测器宝贵的燃料,从而延长寿命周期。到目前为止,已经有3次火星探测任务成功使用了大气制动技术。2016年欧洲太空局发射的ExoMars任务的火星微量气体轨道器(TGO)目前正在实施大气制动。应用结果表明大气制动技术对于深空探测任务的价值极大[2]。在未来也是深空探测技术的重点组成部分。
近年来,随着航天技术的发展,大气制动在轨道建模、优化和控制等问题的研究越来越深入。大量的研究集中在大气层内飞行轨迹的优化和制导方面,如在满足热流的条件下使得探测器消耗的燃料最少[3-4],为防止热流过大对近拱点高度进行控制[5],在气动参数变化的情况下能跟踪设计轨迹等[6-7]。还有一部分研究涉及到轨道建模,如近拱点选择对大气制动过程的影响[8],大气制动期间的气动模拟方法[9-10],时间消耗与探测器、轨道参数的关系[11],以及旋转和静止大气环境下的轨道特性[12]等。但都没有涉及到气动力辅助变轨期间三体引力的影响。
众所周知,太阳系中最有科学价值的天体是木卫二、土卫六和土卫二,而土卫六是太阳系中唯一拥有浓密大气层的卫星,同地球一样富含氮气,成为当前国际深空探测的热点之一[13]。"卡西尼-惠更斯"计划的顺利进行更推动了对土卫六的探测活动。土卫六具有稠密的大气,在未来探测任务中可以在其附近实施大气制动以节约变轨的燃料消耗。
在过去火星等天体的大气制动轨道研究中,三体引力摄动比较微弱,或摄动引起的偏心率/近拱点震荡周期与大气制动的时间相比很长,三体摄动基本被忽略。然而,土卫六附近的探测器轨道受到土星周期为8 d(土卫六轨道周期的一半)的显著三体引力摄动[14],引起偏心率/近拱点的大幅震荡,会对探测器所处环境的大气密度产生显著影响,可能会加速大气制动的过程,也可能导致大气制动失败或探测器坠毁。因此,有必要对土星三体引力摄动对土卫六附近大气制动的影响进行详细研究。
本文采用基于Milankovitch参数的半解析轨道方程来研究探测器在环绕土卫六大气制动过程中土星三体引力摄动的影响。首先,考虑扁率摄动、三体引力摄动以及大气阻力,基于无奇异的Milankovitch参数建立了半解析轨道模型。然后,通过数值计算分析土星初始方位角选择对土卫六大气制动轨道运动的影响,为地外天体大气制动变轨方案提供参考。
1 轨道动力学模型及分析 1.1 轨道动力学建模 对于大气制动的轨道来说,大气阻力与三体引力摄动均为长期影响,适用于平均轨道要素建模。将长周期和短周期摄动隔离开,就得到摄动影响和轨道变化的直接关系。而Milankovitch轨道要素具有简洁的向量形式和对物理关系的显式表达,没有奇异,有利于摄动影响的讨论[15]
大气制动过程中,探测器围绕卫星运行,将反复穿越卫星的大气层,同时卫星绕行星运动。卫星、探测器和行星的几何关系示意图如图 1所示,p为卫星自转轴方向矢量,H为探测器轨道角动量矢量,e为探测器轨道偏心率矢量,dS为行星相对于卫星的位置矢量,θ为行星相对于轨道拱线的方位角,rv分别为探测器的位置和速度向量。
图 1 大气制动过程中卫星、探测器和行星的几何关系示意图 Fig. 1 Sketch map of geometric relation among moon, explorer and planet during aerobraking
图选项




将角动量H和偏心率矢量e写成位置r和速度v运算的形式
(1)

(2)

式中:μ为卫星的引力常数;r为探测器距卫星的距离。
He建立高斯方程,并且将其平均化,有[15]
(3)

(4)

式中:M为平近点角;ap=aJ2+aS+aatm为摄动力,包括扁率摄动力aJ2、行星三体引力摄动力aS和大气阻力aatm,定义分别为[15-16]
(5)

(6)

(7)

(8)

式中:J2为卫星扁率;RE为卫星平均半径;分别为位置和卫星自转轴单位向量;μS为行星引力常数;ρ为大气密度,此处采用指数模型;δ=SCD/m为探测器的弹道系数,SCDm分别为探测器的有效面积、气动系数和质量;vatm为大气速度矢量;ρp0rp0处的大气密度;Hatm为大气标高。
将式(5)~式(8)代入式(3)和式(4)经过运算化简后可得到与文献[15]类似的结果:
(9)


(10)

式中:分别为dSe的单位向量,e为偏心率;a为轨道半长轴;z=ae/Hatm为轨道运动的平均角速度;
1.2 摄动力影响分析 考虑式(9)、式(10)等号右边第1项,均与e垂直,因此扁率只会影响轨道平面和半长轴进动,而不影响轨道大小变化。
同样地,考虑式(9)、式(10)等号右边第3项,大气阻力只会引起半长轴和偏心率的减小,而不影响轨道平面方向变化。
而行星三体引力摄动的分析就比较复杂。由可以看到偏心率变化的大小和符号由土星相对于椭圆轨道拱线的方位角θ=〈dS, e〉(见图 1)决定。以土星为例,该依赖关系可近似由正弦曲线描述,如图 2所示。
图 2 偏心率变化率与土星相对于轨道拱线的方位角近似关系 Fig. 2 Approximation of eccentricity variation with respect to azimuth between Saturn and apse line
图选项




土星的运动导致其相对于轨道拱线的方位角不断增大,从而导致椭圆轨道的偏心率发生震荡。由图 2可知,该震荡的周期为土卫六轨道周期的一半,且震荡的初始相位由土星的初始方位角决定:若土星初始方位角为0°,则初始偏心率为震荡的最高点;而若土星初始方位角为90°,则初始偏心率为震荡的最低点。
因此土星三体引力摄动会引起轨道偏心率的震荡,从而使轨道的近拱点抬高或者降低。对于有大气的天体来说,这影响着轨道的寿命。而对于大气制动过程来说,近拱点的抬高或降低意味着探测器穿越大气层时利用大气制动效果的减弱或者加强。
2 数值仿真及分析 按照轨道模型式(9)、式(10),本文给出一组不同初始方位角情况下的土卫六探测器大气制动轨道数值仿真,并分析土星三体引力摄动对大气制动过程的影响。大气制动可以节省的燃料消耗主要与轨道的初始和结束状态相对目标轨道的关系有关,不在本文的讨论范围,因此在仿真中并未考虑。仿真参数如表 1所示,其中大气密度参数根据文献[17]数据拟合得到。
表 1 仿真参数 Table 1 Simulation parameters
参数 数值
土卫六引力系数/(km3·s-2) 2.218 7×1010
土卫六平均半径/km 2 575.5
扁率 5.044 6×10-6
土星引力系数/(km3·s-2) 3.792 098×107
土卫六距土星距离/km 1.221 87×106
土卫六偏心率 0
黄赤交角/(°) 0
探测器面值比/(m2·kg-1) 0.01
初始近拱点高度/km 2 000
初始近拱点处大气密度/(kg·km-3) 3.162 278×10-8
标高/km 57.906
探测器阻力系数 2.2
初始远拱点高度/km 20 000
初始轨道倾角/(°) 20
初始升交点赤经/(°) 0
近拱点幅角/(°) 0


表选项






表 1中轨道根数与Milankovitch参数的转换关系可参见文献[15]。仿真时长为200 d,仿真步长为10 s,并设置偏心率和近拱点高度阈值分别为0.008和100 km,如果偏心率或轨道近拱点高度达到此值,中断仿真。
下面暂不考虑大气阻力,给出不同土星初始方位角时的轨道运动如图 3所示。
图 3 不考虑大气阻力,土星初始方位角分别为30°、40°、50°时轨道偏心率、近拱点高度曲线 Fig. 3 Curves of eccentricity and periapsis height withinitial azimuth of Saturn choices of 30°, 40° and 50°, when atmospheric drag is excluded
图选项




图 3可以发现,不同的土星初始方位角将导致明显不同的偏心率运动范围和近拱点高度运动范围。当土星初始方位角从30°增加到50°时,近拱点高度震荡中心明显变小。这意味着如果在有大气的情况下,初始方位角为50°的轨道将在穿越大气过程中经历更高的大气密度,减速效果更强烈。
考虑大气阻力后,不同土星初始方位角情况下的轨道运动如图 4所示。
图 4 土星初始方位角分别为30°、40°、50°时大气制动过程中轨道偏心率、近拱点高度和远拱点高度曲线 Fig. 4 Curves of eccentricity, periapsis height and apoapsis height with initial azimuth of Saturn choices of 30°, 40° and 50°, during aerobraking
图选项




图 4可以发现,在三体引力摄动和大气阻力的双重作用下,不同土星初始方位角的轨道偏心率运动和近拱点高度运动范围和趋势明显不同。图 4(a)表明在土星初始方位角为50°时,轨道偏心率很快达到了结束阈值,而30°情况下时大气阻力作用并不明显。从图 4(b)可以看出土星初始方位角为50°时近拱点高度震荡谷值最低,气动作用最明显,同时近拱点高度震荡的峰值也降低,这是由于气动阻力的作用,轨道半长轴也在减小,相应地近拱点也会降低。图 4(c)显示随着时间的变化,大气制动作用越来越快。考虑大气制动最关注的指标热流率,此处v为探测器速度大小,结合表 2可以看到,土星初始方位角为50°的情况下,虽然大气制动经历的时间最短,但是热流率远高于其他情况,这将指导大气制动过程初始方位的选择。同时可以看到,远拱点和近拱点高度的波动状态,与之前在二体运动假设下的大气制动过程中单调下降的趋势不同,将影响大气制动退出条件以及燃料消耗。
表 2 不同土星初始方位角下大气制动参数 Table 2 Aerobraking parameters at different initial azimuth of Saturn
土星初始方位角/(°) 仿真结束时的半长轴/km 最大热流率/(W·m-2) 大气制动经历时间/d
30 13 559 0.134 5 200
40 7 596.2 38.19 200
50 2 694.5 3 331.7 22.66


表选项






在大气制动过程中,如果不考虑土星三体引力摄动,相同的轨道初始条件,期间不加入远拱点机动降低近拱点高度,大气制动过程将超过数十年。
3 结论 通过轨道动力学建模和数值仿真讨论了土星三体引力对土卫六大气制动过程的影响,仿真结果表明:
1) 土星的三体引力摄动对土卫六大气制动过程的影响较大,会极大地影响大气制动过程。在土卫六大气制动设计中不能忽略土星三体引力摄动。
2) 三体引力摄动对大气制动的影响主要取决于土星的初始方位角。初始方位角的不同导致椭圆轨道的偏心率震荡范围的不同,从而引起近拱点高度震荡范围的变化,导致不同的大气制动效果。
3) 本文采用了Milankovitch参数和平均轨道要素的方法来计算大气制动过程,拓宽了大气制动的仿真手段,为未来进一步开展地外天体气动力辅助变轨技术的研究奠定了良好的基础。

参考文献
[1] MUNK M M, POWELL R W. Aeroassist technology planning for exploration[J].Advances in the Astronautical Sciences, 2000, 105(2): 1073–1083.
[2] SPENCER D A, TOLSON R. Aerobraking cost and risk decisions[J].Journal of Spacecraft and Rockets, 2007, 44(6): 1285–1293.DOI:10.2514/1.24303
[3] RAO A V, TANG S, HALLMAN W P. Numerical optimization study of multiple-pass aeroassisted orbital transfer[J].Optimal Control Applications and Methods, 2002, 23(4): 215–238.DOI:10.1002/(ISSN)1099-1514
[4] 吴德隆, 王小军. 航天器气动力辅助变轨动力学与最优控制[M].北京: 中国宇航出版社, 2006: 10.
WU D L, WANG X J. Aeroassisted orbit transfer dynamics and optimal control for spacecraft[M].Beijing: China Astronautics Publishing House, 2006: 10.(in Chinese)
[5] 季英良, 朱宏玉, 杨博. 利用气动力的大气制动过程中近心点高度控制[J].北京航空航天大学学报, 2015, 41(3): 517–522.
JI Y L, ZHU H Y, YANG B. Perigee altitude control using aerodynamic force during aerobraking[J].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2015, 41(3): 517–522.(in Chinese)
[6] JITS R Y, WALBERG G D. Blended control, predictor-corrector guidance algorithm:An enabling technology for mars aerocapture[J].Acta Astronautica, 2004, 54(6): 385–398.DOI:10.1016/S0094-5765(03)00159-0
[7] LU P, CERIMELE C J, TIGGES M A, et al. Optimal aerocapture guidance[J].Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2015, 38(4): 553–565.DOI:10.2514/1.G000713
[8] 陈统, 徐世杰. 火星轨道大气制动策略研究[C]//全国第十四届空间及运动体控制技术学术年会论文集. 北京: 中国自动化学会空间及运动体控制专业委员会, 2010: 129-134.
CHEN T, XU S J. Research on mars orbit aerobraking strategy[C]//Proceedings of the 14th National Academic Conference on Space-and Moving-body Control Technology. Beijing: Space and Moving-body Control Committee of Chinese Association of Automation, 2010: 129-134(in Chinese).
[9] KUMAR M, TEWARI A. Trajectory and attitude simulation for mars aerocapture and aerobraking[J].Journal of Spacecraft and Rockets, 2006, 43(3): 585–593.DOI:10.2514/1.15458
[10] 张文普, 韩波, 张成义. 大气制动期间探测器的气动特性和轨道计算[J].应用数学和力学, 2010, 31(9): 1016–1026.
ZHANG W P, HAN B, ZHANG C Y. Spacecraft aerodynamics and trajectory simulation during aerobraking[J].Applied Mathematics and Mechanics, 2010, 31(9): 1016–1026.(in Chinese)
[11] 周垂红, 刘林. 利用行星大气制动形成环绕型目标轨道的耗时问题[J].飞行器测控学报, 2013, 32(5): 438–443.
ZHOU C H, LIU L. Time needed to use aerobraking to insert planetary low orbiters[J].Journal of Spacecraft TT&C Technology, 2013, 32(5): 438–443.(in Chinese)
[12] 吕敬, 张明明, 龚胜平. 旋转大气下火星探测器轨道捕获[J].北京航空航天大学学报, 2013, 39(3): 315–319.
LV J, ZHANG M M, GONG S P. Aerocapture period under rotating atmospheric environment for mars vehicle[J].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2013, 39(3): 315–319.(in Chinese)
[13] 吴耀, 姚伟, 吕晓辰, 等. 一种用于土卫六探测的热机浮空器性能分析[J].宇航学报, 2016, 37(2): 223–228.
WU Y, YAO W, LV X C, et al. Performance analysis of a heat engine aeroboat for titan exploration[J].Journal of Astronautics, 2016, 37(2): 223–228.(in Chinese)
[14] VAN HOOLST T, RAMBAUX N, KARATEKIN ?, et al. The effect of gravitational and pressure torques on Titan's length-of-day variations[J].ICARUS, 2009, 200(1): 256–264.DOI:10.1016/j.icarus.2008.11.009
[15] WANG Y, GURFIL P. Dynamical modeling and lifetime analysis of geostationary transfer orbits[J].Acta Astronautica, 2016, 128: 262–276.DOI:10.1016/j.actaastro.2016.06.050
[16] ROSENGREN A J, SCHEERES D J. Long-term dynamics of high area-to-mass ratio objects in high-earth orbit[J].Advances in Space Research, 2013, 52(8): 1545–1560.DOI:10.1016/j.asr.2013.07.033
[17] WAITE J H, BELL J, LORENZ R, et al. A model of variability in Titan's atmospheric structure[J].Planetary and Space Science, 2013, 86: 45–56.DOI:10.1016/j.pss.2013.05.018


相关话题/大气 卫星 运动 过程 控制

  • 领限时大额优惠券,享本站正版考研考试资料!
    大额优惠券
    优惠券领取后72小时内有效,10万种最新考研考试考证类电子打印资料任你选。涵盖全国500余所院校考研专业课、200多种职业资格考试、1100多种经典教材,产品类型包含电子书、题库、全套资料以及视频,无论您是考研复习、考证刷题,还是考前冲刺等,不同类型的产品可满足您学习上的不同需求。 ...
    本站小编 Free壹佰分学习网 2022-09-19
  • 基于自适应通信拓扑四旋翼无人机编队重构控制*
    近年来,多个体协调控制问题成为众多领域的研究热点[1-2],无人机编队作为其重要的应用方向吸引了大量的关注[3-4]。相比于单个无人机,无人机编队在执行任务时间消耗、任务完成效率、带载能力以及容错性上都具有显著优势[5-6]。在军事领域,无人机编队能根据不同的任务需求调整结构,提高对战场环境的适应性 ...
    本站小编 Free考研考试 2021-12-25
  • 磁悬浮控制敏感陀螺转子前馈解耦内模控制*
    随着中国航天事业的飞速发展,对航天器姿态控制能力的要求越来越高[1]。基于磁阻力磁轴承支承的磁悬浮控制力矩陀螺(MagneticallySuspendedControlMomentumGyroscope,MSCMG)具有输出力矩大[2]、响应速度快[3]、精度高、寿命长[4]等优点,是飞船、卫星和空 ...
    本站小编 Free考研考试 2021-12-25
  • 大前置角拦截攻击时间控制导引律*
    现代战争中,对于威胁程度较大的敌方目标,往往需要采取多弹齐射的方式进行拦截以保证毁伤概率。为了达到这种饱和攻击的战术效果,需要对多枚导弹实现一致性的攻击时间控制,各枚导弹根据指定的攻击时间,各自独立或者相互协同地完成攻击任务。自从Kim等首次提出攻击时间控制的导引问题以来[1],各国****基于不同 ...
    本站小编 Free考研考试 2021-12-25
  • 基于北斗GEO卫星反射信号的渤海海冰检测*
    中国渤海每年冬天会因寒潮侵袭而冻结造成海冰灾害,海冰灾害直接造成的经济损失引起了国家气象局的重视[1]。这使得对海冰监测技术的探究和对海冰的预警技术成为重要的研究方向。传统的海冰观测站测量、机载监测和卫星遥感观测等手段受环境限制并且成本高。全球导航卫星系统反射信号(GNSS-R)具有全球覆盖、全天候 ...
    本站小编 Free考研考试 2021-12-25
  • 大挠性机动飞行器改进型正向位置反馈振动控制*
    新的航天任务对在轨飞行器的机动能力提出了更高的要求。一类可完成快速跟踪和精确定向等任务的机动飞行器日益受到重视,其特点是轨道机动和姿态机动可同时进行。机动过程的执行机构多采用推力发动机,其干扰将激发飞行器上的挠性附件振动。随着航天技术的发展,挠性附件的尺寸和挠性越来越大,振动模态频率也越来越低。由于 ...
    本站小编 Free考研考试 2021-12-25
  • 平衡摇臂式移动机器人姿态控制算法*
    移动机器人由移动装置、工作平台以及控制系统组成,能够协助甚至替代人类完成多种工作。随着机器人技术的发展,其应用范围越来越广,不仅在工业、农业等领域得到广泛的应用,而且在国防、深空探测中发挥了重要的作用[1-2]。在一些特殊的场合中,移动机器人对通过障碍路面时的平稳性提出了很高的要求,而提高移动机器人 ...
    本站小编 Free考研考试 2021-12-25
  • 飞翼无人机机动飞行非线性鲁棒控制方法*
    机动飞行是指作战飞机根据任务需求、战场环境等作出的快速改变飞行姿态的飞行行为[1-2]。随着战场复杂化,无人机向高机动性发展已成为不可避免的趋势。一般而言,机动动作是三维空间内的复杂飞行状态,为了研究方便,在控制器设计研究中,通常用二维空间的机动动作组合表示三维空间的机动飞行动作[3-5]。具有机动 ...
    本站小编 Free考研考试 2021-12-25
  • 分层网络控制系统的分布式H控制*
    网络控制系统是一类利用网络构成闭环的自动控制系统[1]。由于网络的介入,改变了自动控制系统点对点连接的传统模式,简化了系统的连接,降低了成本,便于维护与升级,因此在工业控制、航空航天、汽车、机器人等领域得到了广泛的应用。与此同时,由于网络带宽有限,分时复用等特征,改变了控制系统信息传输的方式,带来了 ...
    本站小编 Free考研考试 2021-12-25
  • 基于Q-Learning算法和神经网络的飞艇控制*
    飞艇飞行所需升力主要来自于气体浮力,不必为平衡自身重力而做相对运动,消耗能量小,续航时间长。与固定翼飞机、直升机和旋翼机相比,飞艇具有飞行速度低、姿态稳定、安全性高等特点。近年来,重载飞艇[1]、平流层飞艇[2]等受到世界各强国的广泛关注,而控制策略一直是飞艇研究的重要问题。飞艇的体密度小,所受惯性 ...
    本站小编 Free考研考试 2021-12-25
  • 基于SQCQP算法的变循环发动机性能寻优控制*
    20世纪80年代,NASA提出了性能寻优控制(PerformanceSeekingControl,PSC)技术,并将该技术在F-15/F100飞机/发动机上进行了一系列飞行试验,取得了良好的预期效果。NASA研究结果显示,最大推力控制模式在亚声速状态下可使推力提高15%,在超声速状态下可使推力提高达 ...
    本站小编 Free考研考试 2021-12-25