CN101916114B - 一种为卫星星座提供在轨服务的服务轨道设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用较少数量的轨道服务航天器在有限时间内为整个卫星星座进行在轨服务的服务轨道设计方法。所述设计方法利用星座构型的特点，以轨道面为单位，每个星座轨道面布置一颗轨道服务航天器，设计与星座对应轨道以单交点方式共面相交的椭圆服务轨道，让单交点椭圆服务轨道的半长轴和偏心率与星座对应轨道上目标卫星间的相位差满足一定关系，使得单个轨道服务航天器每次通过轨道交点时都与星座对应轨道上的不同目标卫星交会，从而进行各项在轨的服务操作。本发明基于星座目标服务任务，轨道服务航天器与目标卫星交会的相对速度小、时间窗口持续时间长，对不同的在轨服务任务都具有良好的适应性。

Description

一种为卫星星座提供在轨服务的服务轨道设计方法

技术领域

本发明涉及一种航天器轨道的设计方法，尤其涉及一种为卫星星座提供在轨服务的服务轨道设计方法。

背景技术

随着空间技术的发展，如何保证航天器在复杂空间环境中长期正常工作，最大限度地延长航天器的在轨寿命，已经成为航天技术领域亟待解决的问题。“在轨服务”的概念早在20世纪60年代就已经提出了，随着40多年的发展，形成了以增强航天器性能、延长航天器使用寿命、降低费用和风险为目的，以在轨燃料加注、维护修复、功能更换和升级、在轨组装等为内容的在轨服务技术。

目前，国外的在轨服务目标主要以单颗卫星为主，其重点在于演示验证在轨服务技术。轨道设计方法为基于交会对接技术的最优交会轨道设计方法，包括线性最优交会的有限推力最优交会轨道设计方法、脉冲受限的最短时间交会轨道设计方法以及非线性最优交会的霍曼交会算法、Lambert交会算法等。

2005年第6期的《空间科学学报》上的文章：单个航天器对Walker星座中多卫星的近距离接近和2005年第10期《宇航学报》上的文章：无需变轨实现单航天器对星座中多卫星的近距离接近分别提供了多星近距离接近的圆轨道设计方法，即设计与星座卫星轨道同轨道高度的圆轨道，接近星座不同轨道面的多颗卫星。但由于服务轨道和星座目标轨道异面相交，轨道服务航天器与星座卫星接近时，它们之间的相对速度过大，进行轨道服务的难度很大。

发明内容

本发明的目的在于提供一种用较少数量的轨道服务航天器在有限时间内为整个卫星星座进行在轨服务、且相会时服务航天器与星座卫星的相对速度小的为卫星星座提供在轨服务的服务轨道设计方法。

为了实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：

本发明的为卫星星座提供在轨服务的服务轨道设计方法，使所述的服务轨道为以地球为焦点的椭圆轨道，与所述的被服务的卫星星座轨道共面相交，且只有一个焦点，所述椭圆轨道的周期、偏心率和半长轴与所述的卫星星座对应轨道上目标卫星间的相位差的关系，满足运行在所述服务轨道上的轨道服务航天器每次通过轨道交点时，均与所述的卫星星座对应轨道上不同的目标卫星交会。

优化的，所述椭圆轨道的参数确定方法包含以下步骤：

所述服务轨道的半长轴a_α的确定步骤：通过如下公式计算得到：

$a_{\mathrm{\α}}=R\×{\left(\frac{k}{n}\right)}^{\frac{2}{3}}---\left(1\right)$

R——所述被服务的卫星星座轨道半径

n——所述被服务的卫星星座轨道上卫星的个数

k——和n互质的整数，其取值需使求得的a_α和R满足相交条件

其中R₀为地球半径

所述服务轨道的离心率e_α的确定步骤，通过如下公式计算得到：

$e_{\mathrm{\α}}=\frac{R}{a_{\mathrm{\α}}}-1---\left(2\right)$

R——所述被服务的卫星星座轨道半径

a_α——所述服务轨道的半长轴

所述服务轨道的轨道倾角的确定步骤：所述服务轨道的轨道倾角等于所述被服务卫星星座轨道的轨道倾角；

所述的服务轨道的升交点赤经的确定步骤：所述的服务轨道的升交点赤经等于所述的被服务卫星星座轨道的升交点赤经；

所述的服务轨道的近地点幅角的确定步骤：所述的服务轨道的近地点幅角等于所述的被服务卫星星座轨道的近地点幅角；

所述的服务轨道的参考时刻真近点角的确定步骤：包含以下步骤：

第一步：根据式(3)计算所述服务卫星参考时刻的偏近点角E_α

$(\mathrm{\π}-f_0)\sqrt{\frac{R^3}{\mathrm{\μ}}}=\mathrm{\π}\sqrt{\frac{a_{\mathrm{\α}}^3}{\mathrm{\μ}}}-\sqrt{\frac{a_{\mathrm{\α}}^3}{\mathrm{\μ}}}(E_{\mathrm{\α}}-e_{\mathrm{\α}}\sin E_{\mathrm{\α}})---\left(3\right)$

f₀——所述第一颗被选定服务卫星参考时刻真近点角

第二步：将所述服务卫星参考时刻的偏近点角E_α代入式(4)计算得到所述服务卫星参考时刻的真近点角f₀。

${\cos f}_{\mathrm{\α}}=\frac{\cos E_{\mathrm{\α}}-e_{\mathrm{\α}}}{1-e_{\mathrm{\α}}\cos E_{\mathrm{\α}}}---\left(4\right)$

本发明的有益效果如下：

本发明的为卫星星座提供在轨服务的服务轨道设计方法，在轨道服务航天器数目一定的情况下，可实现较小的目标访问时间，并可以遍历同一轨道面内的不同目标；同时，轨道服务航天器与目标卫星交会的相对速度小，能够降低对轨道服务航天器的机动能力要求。

附图说明

图1为发明单交点椭圆服务轨道设计方法原理图；

图2本发明单交点椭圆服务轨道设计方法具体实施图。

具体实施方式

本发明提供的服务轨道设计方法是一种用较少数量的轨道服务航天器在有限时间内为整个卫星星座进行在轨服务的单交点椭圆服务轨道设计方法。本发明的服务轨道设计方法利用星座每个轨道面上的卫星均匀分布的构型特点，以轨道面为单位，每个星座轨道面布置一颗轨道服务航天器。设计轨道服务航天器的轨道为以地球为焦点的椭圆轨道，该椭圆轨道与星座对应轨道在远地点处以单交点方式共面相交，且半长轴和偏心率与星座对应轨道上目标卫星间的相位差满足一定关系，使得单个轨道服务航天器每次通过轨道交点时都与星座对应轨道上的不同目标卫星交会，从而进行各项在轨的服务操作。本发明基于星座目标服务任务，适用于星座每个轨道面上的卫星均匀分布或近似均匀分布的情况，轨道服务航天器与目标卫星交会的相对速度小、时间窗口持续时间长，对不同的在轨服务任务都具有良好的适应性。

下面结合实例和附图对本发明的单交点椭圆服务轨道设计方法做进一步说明。

图1给出了本发明单交点椭圆服务轨道设计方法的原理图。单交点椭圆服务轨道12和星座目标轨道11以单交点方式共面相交，轨道服务航天器14每次与星座目标轨道面上的不同目标卫星13在交点处交会。

参照图2介绍本发明的服务轨道设计方法的具体实施过程。以星座卫星一个轨道面为例，n颗卫星——卫星1、卫星2、卫星3、……卫星n在轨道半径为R的圆轨道上均匀分布。

轨道服务航天器两次经过轨道交点之间的时间差为T_α，即单交点椭圆服务轨道的轨道周期；而在目标轨道上，目标卫星经过轨道交点的时间差为其中T₀是目标轨道的轨道周期，k为整数。欲使轨道服务航天器与目标轨道上的所有卫星交会，应满足条件：

$T_{\mathrm{\α}}=2\mathrm{\π}\sqrt{\frac{a_{\mathrm{\α}}^3}{\mathrm{\μ}}}=\frac{k}{n}{T}_0=\frac{k}{n}\×2\mathrm{\π}\sqrt{\frac{R^3}{\mathrm{\μ}}}---\left(5\right)$

其中k与n互质，且k的取值需要使服务轨道半长轴a_α满足相交条件其中R₀为地球半径，由公式(5)可以得到服务轨道的半长轴公式：

$a_{\mathrm{\α}}=R\×{\left(\frac{k}{n}\right)}^{\frac{2}{3}}---\left(1\right)$

根据椭圆服务轨道在远地点处与星座对应轨道以单交点方式共面相交，有：

R＝a_α+a_αe_α            (6)

可求出服务轨道的偏心率公式：

$e_{\mathrm{\α}}=\frac{R}{a_{\mathrm{\α}}}-1---\left(2\right)$

设计服务轨道的参考时刻真近点角。根据第一颗被选定服务卫星和轨道服务航天器在远地点处以单交点方式共面相交，有：

$(\mathrm{\π}-f_0)\sqrt{\frac{R^3}{\mathrm{\μ}}}=\mathrm{\π}\sqrt{\frac{a_{\mathrm{\α}}^3}{\mathrm{\μ}}}-\sqrt{\frac{a_{\mathrm{\α}}^3}{\mathrm{\μ}}}(E_{\mathrm{\α}}-e_{\mathrm{\α}}\sin E_{\mathrm{\α}})---\left(3\right)$

${\cos f}_{\mathrm{\α}}=\frac{\cos E_{\mathrm{\α}}-e_{\mathrm{\α}}}{1-e_{\mathrm{\α}}\cos E_{\mathrm{\α}}}---\left(4\right)$

其中f₀为第一颗被选定服务卫星参考时刻的真近点角；f_α为服务卫星参考时刻的真近点角；E_α为服务卫星参考时刻的偏近点角。

根据共面条件，最终可以确定单交点椭圆服务轨道的轨道倾角、升交点赤经和近地点幅角。

以Walker-δ型星座的一个轨道面为例，设计单交点椭圆服务轨道。目标轨道参数为：

半长轴：26578km

偏心率：0

轨道倾角：55°

升交点赤经：0°

近地点幅角：0°

卫星数目：6

参考时刻真近点角分别为：0°、60°、120°、180°、240°、300°

目标轨道上相邻两颗卫星之间的相位差为60°，要与全部的6颗卫星交会，单交点椭圆服务轨道的轨道周期T_α和目标轨道的周期T₀之间应满足关系式(4)。

当

时，可求出单交点椭圆服务轨道的半长轴a_α＝8049km，不满足相交条件

时，可求出单交点椭圆服务轨道的半长轴a_α＝23536km，满足相交条件。根据式

(4)求出单交点大椭圆服务轨道的偏心率e_α＝0.1292。

选定参考时刻真近点角为180°的星座卫星为第一颗被服务卫星，根据式(3)、式(4)求出单交点大椭圆服务轨道的参考时刻真近点角f_α＝180°。

根据共面条件，可以最终确定与该Walker-δ型星座一条目标轨道相对应的椭圆服务轨道的轨道参数为：

半长轴：23536km

偏心率：0.1292

轨道倾角：55°

升交点赤经：0°

近地点幅角：0°

参考时刻真近点角：180°

根据求得的服务轨道的半长轴及偏心率可以计算得到服务轨道近地点高度约为14117km，和星座卫星交会时轨道服务航天器与目标卫星的速度差约为0.26km/s，相邻两次交会的时间间隔约为10h。可见，本发明能够使每条服务轨道上的单个轨道服务航天器在有限时间内与对应星座轨道上的所有卫星交会，从而进行各项在轨的服务操作。且本发明轨道服务航天器与目标卫星交会的相对速度小、时间窗口持续时间长，能够有效地缩短服务任务时间，减少对轨道服务航天器的数量需求和降低对轨道服务航天器的机动能力要求。

Claims (2)

1.一种为卫星星座提供在轨服务的服务轨道设计方法，其特征在于：所述的服务轨道为以地球为焦点的椭圆轨道，与所述的被服务的卫星星座轨道共面相交，且只有一个交点，所述椭圆轨道的周期、离心率和半长轴与所述的卫星星座对应轨道上目标卫星间的相位差的关系，满足运行在所述服务轨道上的轨道服务航天器每次通过轨道交点时，均与所述的卫星星座对应轨道上不同的目标卫星交会。

2.根据权利要求1所述的为卫星星座提供在轨服务的服务轨道设计方法，其特征在于：所述椭圆轨道的参数确定方法包含以下步骤：

所述服务轨道的半长轴a_α的确定步骤：通过如下公式计算得到：

$a_{\mathrm{\α}}=R\×{\left(\frac{k}{n}\right)}^{\frac{2}{3}}---\left(1\right)$

R——所述被服务的卫星星座轨道半径

n——所述被服务的卫星星座轨道上卫星的个数

k——和n互质的整数，其取值需使求得的a_α和R满足相交条件

$\frac{R+R_0}{2}<a_{\mathrm{\&alpha;}},$ 其中R₀为地球半径

所述服务轨道的离心率e_α的确定步骤，通过如下公式计算得到：

$e_{\mathrm{\&alpha;}}=\frac{R}{a_{\mathrm{\&alpha;}}}-1---\left(2\right)$

R——所述被服务的卫星星座轨道半径

a_α——所述服务轨道的半长轴

所述服务轨道的轨道倾角的确定步骤：所述服务轨道的轨道倾角等于所述被服务卫星星座轨道的轨道倾角；

所述的服务轨道的升交点赤经的确定步骤：所述的服务轨道的升交点赤经等于所述的被服务卫星星座轨道的升交点赤经；

所述的服务轨道的近地点幅角的确定步骤：所述的服务轨道的近地点幅角等于所述的被服务卫星星座轨道的近地点幅角；

所述的服务轨道的参考时刻真近点角的确定步骤：包含以下步骤：

第一步：根据公式(3)计算所述服务卫星参考时刻的偏近点角Eα

$(\mathrm{\&pi;}-f_0)\sqrt{\frac{R^3}{\mathrm{\&mu;}}}=\mathrm{\&pi;}\sqrt{\frac{a_{\mathrm{\&alpha;}}^3}{\mathrm{\&mu;}}}-\sqrt{\frac{a_{\mathrm{\&alpha;}}^3}{\mathrm{\&mu;}}}(E_{\mathrm{\&alpha;}}-e_{\mathrm{\&alpha;}}\sin E_{\mathrm{\&alpha;}})---\left(3\right)$

f₀——第一颗被选定服务卫星参考时刻真近点角

第二步：将所述服务卫星参考时刻的偏近点角E_α代入公式(4)计算得到所述服务卫星参考时刻的真近点角f₀。

$\cos f_{\mathrm{\&alpha;}}=\frac{\cos E_{\mathrm{\&alpha;}}-e_{\mathrm{\&alpha;}}}{1-e_{\mathrm{\&alpha;}}\cos E_{\mathrm{\&alpha;}}}---\left(4\right)$

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