【摘要】：在引力輔助過程中施加脈沖可以有效地改善變軌效果.目前只能對施加小脈沖的情況進行近似計算,當脈沖大于近拱點速度的1%時無法進行分析.針對這一問題,提出了一種解析分析方法,可以計算施加任意大小和方向脈沖的三維引力輔助變軌.基于二體問題,建立了帶任意脈沖的三維引力輔助模型,采用8個相互獨立的參數對模型進行描述,其中5個參數表征三維引力輔助、一個參數表征脈沖的大小、兩個參數表征脈沖的方向;建立了一組坐標系,可以方便地對軌道進行描述;以施加脈沖為界,將軌道劃分為前后兩段,分別進行公式推導;應用雙曲線軌道動力學與坐標變換等技術方法,可以將飛行器的位置矢量和速度矢量表示為上述8個參數的解析公式,進而可以求出變軌導致的速度、能量和軌道傾角的變化量.通過與基于圓型限制性三體問題的數值仿真結果進行對比,驗證公式的有效性.應用導出的解析公式分析了施加脈沖的大小和方向對飛行器能量和軌道傾角的影響,并給出了相應規(guī)律.結果表明:以最大能量改變?yōu)閮?yōu)化目標,施加脈沖的最優(yōu)方向往往并不是該點速度方向;軌道傾角受到脈沖方向的影響顯著.
[Abstract]:The effect of orbit-shifting can be effectively improved by applying a pulse in the gravity-assisted process. At present, the case of small pulse can only be approximately calculated, when the pulse is greater than 1% of the velocity near the arch point, the analysis can not be carried out. In order to solve this problem, an analytical method is proposed, which can be used to calculate three-dimensional gravity-assisted orbit transformation with arbitrary size and direction pulse. Based on the two-body problem, a three-dimensional gravity-assisted model with arbitrary pulses is established. Eight independent parameters are used to describe the model, in which five parameters represent the three-dimensional gravity assistance and one represents the pulse size. Two parameters indicate the direction of the pulse. A set of coordinate system can be set up to describe the orbit conveniently, and the orbit is divided into two segments with pulse as the boundary, and the formulas are deduced respectively. By means of hyperbolic orbit dynamics and coordinate transformation, the position vector and velocity vector of aircraft can be expressed as analytical formulas of the above eight parameters, and then the velocity caused by orbit change can be calculated. The amount of change in energy and orbital inclination. Compared with the numerical simulation results based on circular restricted three-body problem, the validity of the formula is verified. By using the derived analytical formula, the influence of the magnitude and direction of the pulse applied on the energy and orbit inclination of the vehicle is analyzed, and the corresponding rules are given. The results show that when the maximum energy change is taken as the optimization target, the optimal direction of the pulse is often not the velocity direction of the point, and the orbital inclination is significantly affected by the direction of the pulse.
【作者單位】： 北京航空航天大學航空科學與工程學院;
【基金】：國家自然科學基金資助項目(11372018)
【分類號】：V412.41

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