專利名稱：利用外航天器自旋抑制純引力軌道萬有引力干擾的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛行器設(shè)計和航天動力學(xué)技術(shù)領(lǐng)域，尤其是涉及一種利用外航天器自旋抑制純引力軌道萬有引力干擾的方法。
背景技術(shù)：
一些以基礎(chǔ)物理實驗為任務(wù)目標(biāo)的空間任務(wù)，如探測引力波和檢驗廣義相對論的LISA (Laser Interferometer Space Antenna,激光干涉空間大線)和ASTROD(Astrodynamical Space Test of Relativity using Optical Devices,激光天文動力學(xué)引力波探測任務(wù))任務(wù)，需要驗證質(zhì)量沿著純引力軌道飛行(參見期刊《經(jīng)典與量子引力》(Classical and Quantum Gravity) 2003 年第 20 卷的文章 “LISA 的集成模型(TheLISA integrated model) ” 和期刊《原子核物理 B》(Nuclear Physics B) 2007 年第 166 ·卷153-158頁文章“ASTR0D (激光天文動力學(xué))and ASTROD I”)。同樣，利用驗證質(zhì)量沿著近地純引力軌道飛行，并獲取驗證質(zhì)量的純引力軌道，能夠用于精確測量地球重力場(參見期刊《國際宇航聯(lián)會刊》(Acta Astronautica) 2012年特刊文章“采用精密編隊飛行技術(shù)獲取純弓I力軌道(Acquirement of pure gravity orbit using precision formation flyingtechnology)，，)。對于這些任務(wù)的科學(xué)目標(biāo)而言，外航天器作用在內(nèi)部驗證質(zhì)量上的萬有引力是一個主要的干擾力，影響純引力軌道的性能水平(參見《經(jīng)典與量子引力》(Classicaland Quantum Gravity) 2004年第21卷第5期S653-S660頁的文章“當(dāng)前的LISA殘余加速度誤差估計(Current error estimates for LISA spurious accelerations)，，)。因此，對純引力軌道的萬有引力干擾進行抑制，是提高純引力軌道性能的重要內(nèi)容?，F(xiàn)有技術(shù)中，LISA模型團隊建立了萬有引力干擾的數(shù)值計算方法，采用航天器有限單元模型提供的結(jié)點質(zhì)量和位置，并將每個單元近似為質(zhì)點計算其對驗證質(zhì)量的引力、力矩和梯度作用，然后對所有單元求和得到整體量(參見《經(jīng)典與量子引力》(Classicaland Quantum Grayity) 2005年第22卷第10期S395-S402頁的文章“LISA自引力分析模型(Self-gravity modeling for LISA)”)。由于萬有引力干擾超過了允許范圍，LISA模型團隊為其先驗任務(wù)LISA探路者設(shè)計了一個環(huán)形補償塊，實現(xiàn)了對萬有引力及其梯度的有效抑制(參見《經(jīng)典與量子引力》(Classical and Quantum Gravity) 2005年第22卷第10期S501-S507頁的文章“LISA探路者的萬有引力干擾補償(Gravitational compensationfor the LISA pathfinder)，，)。但是，這種通過質(zhì)量補償抑制萬有引力干擾的方法，對航天器質(zhì)量模型的精度要求苛刻，而且對所設(shè)計的補償質(zhì)量塊的加工和安裝精度要求極高，所帶來的工程代價較高。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于設(shè)計一種新型的利用外航天器自旋抑制純引力軌道萬有引力干擾的方法，解決上述問題。為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下
—種利用外航天器自旋抑制純引力軌道萬有引力干擾的方法，包括如下步驟SI，估算驗證質(zhì)量受到的萬有引力干擾；S2，計算萬有引力干擾導(dǎo)致的純引力軌道偏差；S3，選擇航天器自旋軸； S4,設(shè)計航天器自旋頻率；S5，驗證航天器自旋對萬有引力干擾的抑制效果。

優(yōu)選的，所述的SI，是指根據(jù)航天器的質(zhì)量分布數(shù)據(jù)和驗證質(zhì)量的可達范圍，計算出驗證質(zhì)量可達范圍內(nèi)的航天器萬有引力，并取其最大值作為所估算的萬有引力干擾；所述的S2，是指以理想的純引力軌道作為參考軌道，利用航天器相對運動軌道動力學(xué)方程，計算在所要求的任務(wù)周期驗證質(zhì)量在萬有引力干擾作用下與理想純引力軌道的
偏差;所述的S3，是指根據(jù)所計算的純引力軌道偏差在各個方向上的大小，選擇航天器自旋軸；所述的S4，是指根據(jù)航天器自旋對萬有引力干擾的抑制模型，以及對純引力軌道偏差的約束，計算航天器自旋頻率的大??；所述的S5，是指根據(jù)所選取的航天器自旋軸和自旋頻率，重新計算航天器萬有引力所導(dǎo)致的純引力軌道偏差，確認能夠滿足任務(wù)約束。優(yōu)選的，所述的SI，具體包括利用航天器質(zhì)量分布數(shù)據(jù)和驗證質(zhì)量可達范圍，計算航天器對驗證質(zhì)量的萬有引力干擾；所述的S2，具體包括S21，選取步驟SI所計算的萬有引力干擾的最大值作為萬有引力參考值；S22，利用航天器相對運動軌道動力學(xué)方程，建立驗證質(zhì)量在萬有引力干擾作用下與理想純引力軌道的相對運動模型；S23，根據(jù)步驟S21所確定的萬有引力參考值和步驟S22所建立的模型，計算在所要求的任務(wù)周期驗證質(zhì)量在萬有引力干擾作用下與理想純引力軌道的偏差；所述的S3，具體包括根據(jù)步驟S23所計算的偏差在各個坐標(biāo)軸方向的大小，選擇航天器自旋軸；所述的S4，具體包括S41，根據(jù)步驟S3所確定的自旋軸方向，利用航天器相對運動軌道動力學(xué)方程，建立航天器自旋時驗證質(zhì)量在萬有引力干擾作用下與理想純引力軌道的相對運動模型；S42，根據(jù)步驟S41所建立的模型和任務(wù)對純引力軌道偏差的約束，計算航天器自旋頻率的大小；所述的S5，具體包括根據(jù)步驟S3確定的自旋軸方向和步驟S42所設(shè)計的自旋頻率，利用步驟S41所建立的模型，計算驗證質(zhì)量在萬有引力干擾作用下與理想純引力軌道的偏差，以確認能夠滿足任務(wù)約束。優(yōu)選的，所述的S3，具體包括根據(jù)步驟S23所計算的偏差在各個坐標(biāo)軸方向的大小，選擇垂直于軌道平面的航天器自旋軸；在本發(fā)明S3中，選擇航天器自旋軸，可以這樣理解根據(jù)所述的計算出的純引力軌道偏差在各個方向上的大小，通常會發(fā)現(xiàn)飛行方向的偏差最大，這就會要求選擇z軸作為自旋軸。但是這個選擇必須是在計算偏差之后作出的。本發(fā)明的有益效果可以總結(jié)如下1，本發(fā)明在純引力軌道空間系統(tǒng)中，能夠采用航天器自旋這種在工程上易于實現(xiàn)的方式，有效地將萬有引力干擾對純引力軌道的影響抑制到所要求的范圍之內(nèi)。2，本發(fā)明解決了現(xiàn)有技術(shù)中通過質(zhì)量補償抑制萬有引力干擾的方法，對航天器質(zhì)量模型的精度要求苛刻，而且對所設(shè)計的補償質(zhì)量塊的加工和安裝精度要求極高，所帶來的工程代價較高的問題；在更廣泛的純引力飛行任務(wù)中，可以采用本發(fā)明所提出的方法以更為方便的工程措施實現(xiàn)更好的萬有引力干擾抑制。


圖I為本發(fā)明的示意圖，以理想純引力軌道為參考軌道，建立直角軌道坐標(biāo)系·o(x, y，Z)，其中y向為軌道飛行方向，X向為從地心指向航天器的方向，z向為垂直軌道面的方向。
具體實施例方式為了使本發(fā)明所解決的技術(shù)問題、技術(shù)方案及有益效果更加清楚明白，以下結(jié)合附圖及實施例，對本發(fā)明進行進一步詳細說明。應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實施例僅僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。如圖I所示的一種利用外航天器自旋抑制純引力軌道萬有引力干擾的方法，步驟如下步驟I、利用航天器質(zhì)量分布數(shù)據(jù)和驗證質(zhì)量可達范圍，計算航天器對驗證質(zhì)量的萬有引力干擾；步驟2、選取步驟I所計算的萬有引力干擾的最大值作為萬有引力參考值；步驟3、利用航天器相對運動軌道動力學(xué)方程，建立驗證質(zhì)量在萬有引力干擾作用下與理想純引力軌道的相對運動模型；步驟4、根據(jù)步驟2所確定的萬有引力參考值和步驟3所建立的模型，計算在所要求的任務(wù)周期驗證質(zhì)量在萬有引力干擾作用下與理想純引力軌道的偏差；步驟5、根據(jù)步驟4所計算的偏差在各個坐標(biāo)軸方向的大小，確定航天器自旋軸是否垂直于軌道平面；步驟6、根據(jù)步驟5所確定的自旋軸方向，利用航天器相對運動軌道動力學(xué)方程，建立航天器自旋時驗證質(zhì)量在萬有引力干擾作用下與理想純引力軌道的相對運動模型；步驟7、根據(jù)步驟6所建立的模型和任務(wù)對純引力軌道偏差的約束，計算航天器自旋頻率的大小；步驟8、根據(jù)步驟5確定的自旋軸方向和步驟7所設(shè)計的自旋頻率，利用步驟6所建立的模型，計算驗證質(zhì)量在萬有引力干擾作用下與理想純引力軌道的偏差，以確認能夠滿足任務(wù)約束。具體實施中空間純引力飛行系統(tǒng)的相對保持控制總是能夠使得驗證質(zhì)量處于腔體中心的一個較小的鄰域內(nèi)，且外航天器的姿態(tài)運動范圍很小。為了簡化問題的分析，不妨假設(shè)驗證質(zhì)量始終處于腔體中心位置，并忽略外航天器的姿態(tài)運動。那么，驗證質(zhì)量在其軌道坐標(biāo)系內(nèi)受到恒定的外航天器萬有引力作用(fx，fy，fz)。為了保證一定的余量，(fx，fy，fz)實際上選取驗證質(zhì)量在其可達范圍內(nèi)受到的萬有引力干擾的最大值。在(fx，fy，fz)的作用下，驗證質(zhì)量將逐漸偏離理想的純引力軌道。假定驗證質(zhì)量的理想純引力軌道是圓軌道，則在驗證質(zhì)量偏離理想純引力軌道不太大的情況下，以理想純引力軌道為參考軌道，驗證質(zhì)量在外航天器萬有引力干擾作用下的相對運動可以用Hill方程表示為
權(quán)利要求
1.一種利用外航天器自旋抑制純引力軌道萬有引力干擾的方法，其特征在于，包括如下步驟 Si，估算驗證質(zhì)量受到的萬有引力干擾； S2，計算萬有引力干擾導(dǎo)致的純引力軌道偏差； 53,選擇航天器自旋軸； 54,設(shè)計航天器自旋頻率； S5，驗證航天器自旋對萬有引力干擾的抑制效果。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的利用外航天器自旋抑制純引力軌道萬有引力干擾的方法，其特征在于所述的SI，是指根據(jù)航天器的質(zhì)量分布數(shù)據(jù)和驗證質(zhì)量的可達范圍，計算出驗證質(zhì)量可達范圍內(nèi)的航天器萬有引力，并取其最大值作為所估算的萬有引力干擾； 所述的S2，是指以理想的純引力軌道作為參考軌道，利用航天器相對運動軌道動力學(xué)方程，計算在所要求的任務(wù)周期驗證質(zhì)量在萬有引力干擾作用下與理想純引力軌道的偏差; 所述的S3，是指根據(jù)所計算的純引力軌道偏差在各個方向上的大小，選擇航天器自旋軸； 所述的S4，是指根據(jù)航天器自旋對萬有引力干擾的抑制模型，以及對純引力軌道偏差的約束，計算航天器自旋頻率的大小； 所述的S5，是指根據(jù)所選取的航天器自旋軸和自旋頻率，重新計算航天器萬有引力所導(dǎo)致的純引力軌道偏差，確認能夠滿足任務(wù)約束。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的利用外航天器自旋抑制純引力軌道萬有引力干擾的方法，其特征在于 所述的SI，具體包括利用航天器質(zhì)量分布數(shù)據(jù)和驗證質(zhì)量可達范圍，計算航天器對驗證質(zhì)量的萬有引力干擾； 所述的S2,具體包括 S21，選取步驟SI所計算的萬有引力干擾的最大值作為萬有引力參考值； S22，利用航天器相對運動軌道動力學(xué)方程，建立驗證質(zhì)量在萬有引力干擾作用下與理想純引力軌道的相對運動模型； S23，根據(jù)步驟S21所確定的萬有引力參考值和步驟S22所建立的模型，計算在所要求的任務(wù)周期驗證質(zhì)量在萬有引力干擾作用下與理想純引力軌道的偏差； 所述的S3，具體包括根據(jù)步驟S23所計算的偏差在各個坐標(biāo)軸方向的大小，選擇航天器自旋軸； 所述的S4,具體包括 S41，根據(jù)步驟S3所確定的自旋軸方向，利用航天器相對運動軌道動力學(xué)方程，建立航天器自旋時驗證質(zhì)量在萬有引力干擾作用下與理想純引力軌道的相對運動模型； S42，根據(jù)步驟S41所建立的模型和任務(wù)對純引力軌道偏差的約束，計算航天器自旋頻率的大??； 所述的S5，具體包括根據(jù)步驟S3確定的自旋軸方向和步驟S42所設(shè)計的自旋頻率，利用步驟S41所建立的模型，計算驗證質(zhì)量在萬有引力干擾作用下與理想純引力軌道的偏差，以確認能夠滿足任務(wù)約束。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的利用外航天器自旋抑制純引力軌道萬有引力干擾的方法，其特征在于所述的S3，具體包括根據(jù)步驟S23所計算的偏差在各個坐標(biāo)軸方向的大小，選擇垂直于軌道平面的航天器自旋軸。
全文摘要
一種利用外航天器自旋抑制純引力軌道萬有引力干擾的方法，包括如下步驟S1，估算驗證質(zhì)量受到的萬有引力干擾；S2，計算萬有引力干擾導(dǎo)致的純引力軌道偏差；S3，選擇航天器自旋軸；S4，設(shè)計航天器自旋頻率；S5，驗證航天器自旋對萬有引力干擾的抑制效果。本發(fā)明在純引力軌道空間系統(tǒng)中，能夠采用航天器自旋這種在工程上易于實現(xiàn)的方式，有效地將萬有引力干擾對純引力軌道的影響抑制到所要求的范圍之內(nèi)。本發(fā)明解決了現(xiàn)有技術(shù)對航天器質(zhì)量模型的精度要求苛刻，而且對所設(shè)計的補償質(zhì)量塊的加工和安裝精度要求極高，工程代價較高的問題；在更廣泛的純引力飛行任務(wù)中，本發(fā)明能夠以更為方便的工程措施實現(xiàn)更好的萬有引力干擾抑制。
文檔編號B64G7/00GK102785785SQ201210333649
公開日2012年11月21日 申請日期2012年9月10日 優(yōu)先權(quán)日2012年9月10日
發(fā)明者劉紅衛(wèi), 張育林, 楊雪榕, 王兆魁, 范麗, 谷振豐 申請人:清華大學(xué)