基于STK的空間交會對接系統(tǒng)的可視化研究

呂慶莉

(陜西中醫(yī)學(xué)院基礎(chǔ)醫(yī)學(xué)院, 陜西 咸陽 712046)

0 引 言

美國AGI公司的STK衛(wèi)星工具包軟件是支持航空、航天和防御的分析和可視化軟件工具，它通過提供易于解釋和分析的圖表和文本，方便地分析復(fù)雜情況下的陸地、海洋、航空和航天任務(wù).在研究追蹤航天器和目標(biāo)衛(wèi)星的空間交會對接過程以及仿真演示時(shí)采用STK，可以方便地進(jìn)行仿真計(jì)算和結(jié)果演示，避免了復(fù)雜的公式計(jì)算，并且結(jié)果演示直觀、逼真.

1 空間交會對接軌道機(jī)動數(shù)學(xué)模型

追蹤航天器運(yùn)行在待機(jī)軌道上，接到任務(wù)命令后開始遠(yuǎn)距離導(dǎo)引.當(dāng)其運(yùn)行至升交點(diǎn)處時(shí)，發(fā)動機(jī)點(diǎn)火，調(diào)整軌道傾角使其與目標(biāo)衛(wèi)星軌道傾角一致，根據(jù)當(dāng)前追蹤航天器與目標(biāo)衛(wèi)星的相位差進(jìn)行調(diào)相.這里調(diào)相方式有兩種：一是自然調(diào)相，即追蹤航天器在當(dāng)前軌道上運(yùn)行，被動等待合適的相位差的到來；二是速度調(diào)相，即追蹤航天器在某點(diǎn)機(jī)動到調(diào)相軌道.當(dāng)其在調(diào)相軌道上運(yùn)行一圈回到初始點(diǎn)時(shí)，相位差就已經(jīng)調(diào)整合適.然后，追蹤航天器就可以進(jìn)行霍曼轉(zhuǎn)移接近目標(biāo)，直到距其20～30 km.

1.1 待機(jī)軌道的選擇

追蹤航天器的待機(jī)軌道的選擇主要從以下幾個(gè)方面[1]來考慮：

(1)能量消耗:包括保持軌道以及接近目標(biāo)時(shí)進(jìn)行軌道機(jī)動所需的能量；(2)運(yùn)載火箭能力的限制；(3)追蹤航天器與己方天地系統(tǒng)之間的通信保障.

考慮到以上因素我們在選取待機(jī)軌道時(shí)要盡可能地使待機(jī)軌道與目標(biāo)軌道共面的傾角近于一致，而使其軌道高度有一定差距.這樣做一方面是因?yàn)樽粉櫤教炱髟谶M(jìn)行機(jī)動時(shí)改變傾角需要消耗較多能量，而改變高度相對而言消耗能量較少；另一方面是因?yàn)橛幸欢ǖ能壍栏叨炔羁梢詽M足調(diào)相要求以增強(qiáng)追蹤航天器的快速反應(yīng)能力.

1.2 軌道異面的調(diào)整

因?yàn)樽粉櫤教炱鞯拇龣C(jī)軌道與目標(biāo)軌道在傾角上還有一定的差距，所以可以先進(jìn)行軌道傾角的調(diào)整.一個(gè)簡單而且常用的方式是單脈沖轉(zhuǎn)移[2]，在圓軌道的某個(gè)點(diǎn)產(chǎn)生速度脈沖Δv，使速度矢量由v1變?yōu)関2，而v1=v2=vc，達(dá)到改變軌道平面的目的：

(1)

有

(2)

這里μ=398 600.44 km3/s2，r為圓軌道半徑.

一般情況下，軌道平面的改變角δ不僅引起軌道傾角i的變化，而且會引起升交點(diǎn)赤經(jīng)Ω的變化.只有機(jī)動在赤道上(在升交點(diǎn)或者降交點(diǎn))進(jìn)行，δ才為兩軌道傾角之差，且軌道升交點(diǎn)赤經(jīng)Ω不變.

1.3 共面軌道機(jī)動

當(dāng)追蹤航天器運(yùn)行在與目標(biāo)軌道共面的軌道上時(shí)，要進(jìn)一步機(jī)動到目標(biāo)軌道就必須考慮到能量和機(jī)動時(shí)間的問題.本文著重分析了最省能量的軌道機(jī)動方式——霍曼方式.

霍曼過渡為同一軌道平面中，兩不相交軌道之間的過渡，以兩圓軌道最為簡單，可以證明當(dāng)ra與rp相差不大時(shí)，兩圓軌道之間能量最省的過渡軌道是同時(shí)切于兩圓的橢圓.整個(gè)過程是：首先對追蹤航天器進(jìn)行相位調(diào)整，使其達(dá)到霍曼相位，而后再進(jìn)行霍曼轉(zhuǎn)移，追蹤航天器在霍曼軌道上運(yùn)行半個(gè)周期之后，就可進(jìn)入目標(biāo)航天器軌道.

在這里，霍曼相位為

(3)

設(shè)追蹤航天器在半徑為rp的軌道上運(yùn)動，調(diào)整相位的方式有以下兩種[4]：

(1)自然調(diào)相.當(dāng)目標(biāo)與追蹤航天器的相位差Δθ=θH時(shí)，追蹤航天器必須在原軌道上等待一段時(shí)間Δt，當(dāng)Δθ=θH時(shí)才開始霍曼轉(zhuǎn)移.所需等待時(shí)間為：

(4)

(2)速度調(diào)相.追蹤航天器在調(diào)相軌道上運(yùn)行1圈后，目標(biāo)與追蹤航天器的相位差Δθ=θH，再開始霍曼轉(zhuǎn)移.調(diào)相時(shí)間為：

(5)

由上可解得調(diào)相軌道的長(短)半軸r，ra為調(diào)相軌道的短(長)半軸.

2 空間交會對接任務(wù)仿真

2.1 采用STK進(jìn)行模型計(jì)算結(jié)果的顯示

圖1 空間交會對接系統(tǒng)仿真模塊框圖

在仿真應(yīng)用中，我們采用VC6.0，OpenGL作為開發(fā)工具，用到了STK8.1.1開發(fā)包[4]中的三維顯示控件CAgUiAxVOCntrl，該控件提供了一個(gè)三維顯示界面，并用到了二維顯示控件CAgUiAx2DCntrl，該控件提供了一個(gè)二維顯示界面，還用到了2個(gè)類：CAgSTKXAppljcacion 和 CagExeccmdResult. 其中CAgSTKXApplication為執(zhí)行STK所有功能的應(yīng)用接口類，所有功能的執(zhí)行都需要該類將命令傳遞給三維顯示控件；CAgSTKxApplication將執(zhí)行命令的結(jié)果返回給CAgExecCmdResult類，根據(jù)CAgExecCmdResult的值可以判斷命令執(zhí)行成功與否.

2.2 空間交會對接任務(wù)的仿真實(shí)現(xiàn)

整個(gè)系統(tǒng)仿真的模塊框圖如圖1所示.具體設(shè)置如圖2所示.最后，STK分析模塊在場景初始數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，計(jì)算分析得出異面調(diào)整、速度相位調(diào)整和霍曼轉(zhuǎn)移所需的各個(gè)速度脈沖，啟動了軌道的實(shí)時(shí)3D和2D顯示以及目標(biāo)識別3D顯示模塊.目標(biāo)識別3D顯示模塊演示了從遠(yuǎn)到近的目標(biāo)衛(wèi)星3D顯示結(jié)果.仿真結(jié)果如圖3所示.

圖2 場景設(shè)置 圖3 仿真結(jié)果圖

3 結(jié)束語

本文在對空間交會對接進(jìn)行了階段分析，在建立計(jì)算模型的基礎(chǔ)上，通過STK對空間交會對接進(jìn)行了可視化仿真實(shí)現(xiàn)，驗(yàn)證和演示了軌道機(jī)動過程和目標(biāo)航天器識別過程，達(dá)到了良好的仿真效果，為今后的空間交會對接的相關(guān)仿真實(shí)驗(yàn)提供了借鑒與參考.

參考文獻(xiàn)

[1] 王 佳，于小紅. 軌道機(jī)動作戰(zhàn)中的待機(jī)軌道研究[J]. 航天控制，2005,10(5)：59-62.

[2] 肖業(yè)倫. 航天器飛行動力學(xué)的理論基礎(chǔ)[M]. 北京：宇航出版社，1994.

[3] 王 佳，于小紅，沈世祿. 航天器軌道機(jī)動策略研究[J]. 裝備指揮技術(shù)學(xué)院學(xué)報(bào)，2007,6(18)：42-47.

[4] STK/Pro Tutorial[M]. STKManuals, 2003.