[发明专利]一种航天器Lambert变轨的多脉冲发动机总冲修正方法及系统

说明书

本发明提供了一种航天器Lambert变轨的多脉冲发动机总冲修正方法及系统，所述方法包括：根据多脉冲发动机推进剂单元的发动机参数、推进剂属性参数和性能设计要求建立发动机零维内弹道模型；求解所述发动机零维内弹道模型得到发动机总冲，确定所述发动机总冲是否满足预设发动机总冲条件，若不满足，重新建立发动机零维内弹道模型并求解直至得到的发动机总冲满足预设发动机总冲条件；根据满足预设发动机总冲条件的管型装药参数设计发动机推进剂单元，本发明可在多脉冲发动机设计阶段对其所能提供的总冲进行校正，保证航天器能够精确入轨。

技术领域

本发明涉及航天器发动机设计技术领域，尤其涉及一种航天器Lambert变轨的多脉冲发动机总冲修正方法及系统。

背景技术

航天器最优脉冲变轨是航天领域备受关注的一个问题，最常用的方式有霍曼变轨和Lambert变轨。一般当航天器初始轨道和目标轨道均为圆轨道时，其平面内最优变轨策略为双脉冲霍曼变轨。但是霍曼变轨仅适用于共面圆轨道，而Lambert变轨既可用于共面圆轨道，也可适用于非共面椭圆轨道，因此近年来Lambert变轨问题成为研究热点。

多脉冲发动机是在燃烧室内装填隔离开的多个推进剂单元，而不分离燃烧室和尾喷管，可使各部分推进剂分别任意定时燃烧，而产生多次推力控制的发动机。相对于常规固体发动机，多脉冲发动机具有平均比冲大、射程远、突防能力强以及末端可推力矢量控制等优势。但是，多脉冲发动机在推进剂燃烧完毕后时常存在推力拖尾现象，如果将多脉冲发动机用于航天器的变轨，多脉冲发动机的推力拖尾现象会导致航天器不能精确变轨。

发明内容

本发明的一个目的在于提供一种航天器Lambert变轨的多脉冲发动机总冲修正方法，在多脉冲发动机设计阶段对其所能提供的总冲进行校正，保证航天器能够精确入轨。本发明的另一个目的在于提供一种航天器Lambert变轨的多脉冲发动机总冲修正系统。

为了达到以上目的，本发明一方面公开了一种航天器Lambert变轨的多脉冲发动机总冲修正方法，包括：

根据多脉冲发动机推进剂单元的发动机参数、推进剂属性参数和性能设计要求建立发动机零维内弹道模型；

求解所述发动机零维内弹道模型得到发动机总冲，确定所述发动机总冲是否满足预设发动机总冲条件，若不满足，重新建立发动机零维内弹道模型并求解直至得到的发动机总冲满足预设发动机总冲条件；

根据满足预设发动机总冲条件的管型装药参数设计发动机推进剂单元。

优选的，所述求解所述发动机零维内弹道模型得到发动机总冲具体包括：

采用四阶龙格库塔法求解所述发动机零维内弹道模型，并通过数值积分梯度法得到发动机总冲。

优选的，所述根据多脉冲发动机推进剂单元的发动机参数、推进剂属性参数和性能设计要求建立发动机零维内弹道模型具体包括：

根据发动机结构参数、推进剂属性参数和推进剂单元设计要求确定初始参数中的管型装药参数；

根据管型装药参数、发动机结构参数和推进剂属性参数建立装药燃去的肉厚模型、燃烧室自由容积模型、燃烧室压强模型和燃烧室推进剂密度模型形成发动机零维内弹道模型。

优选的，所述根据发动机结构参数、推进剂属性参数和推进剂单元设计要求确定初始参数中的管型装药参数具体包括：

根据推进剂的比热比确定特征参数；

根据所述比热比和所述特征参数确定发动机喷管出口与燃烧室内部压强之比的膨胀比和发动机喷管出口与喉部的面积之比的扩张比对应的第一对应关系；

确定所述比热比、所述特征参数、所述膨胀比和所述扩张比与真空推力系数的第二对应关系；