CN104599300B - 一种适应多尺度显示的航天器轨道实时绘制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了属于航天器轨道设计及计算机图形学技术领域的一种适应多尺度显示的航天器轨道实时绘制方法。包括轨道数据的动态坐标基表示方法和轨控参数优先显示方法，在航天仿真及飞行测控的轨道监视过程中，利用变坐标基表示、轨道线快速采样以及参数突出表现等技术方法，通过计算机图形学方式展现航天器状态，为航天测控提供信息保障。

Description

一种适应多尺度显示的航天器轨道实时绘制方法

技术领域

本发明属于航天器轨道设计及计算机图形学技术领域，具体涉及一种适应多尺度显示的航天器轨道实时绘制方法。

背景技术

航天器飞行控制过程中，决策人员需要根据下传的飞行器位置、姿态等数据，监视航天器的飞行轨道、姿态等状态参数，是航天器飞行控制的关键环节之一。监视的实现途径是利用计算机图形学进行轨道曲线绘制，其中常用的方法是用地球坐标系表示轨道线，在此坐标系下绘制轨道线的每一个点，由于航天器尺度为米级，因此近距离观察航天器近景工况和状态时，地球坐标系下的轨道线会出现在航天器部位抖动的现象，造成了近景状态下不能同步显示轨道线，不利于其姿态、轨道参数的监视。对于轨道的微量控制、精确控制等具体的任务，常规的绘制显示方法，卫星的轨道参数变化量在轨道显示上变化不明显，不能有效地发挥轨控过程的监视作用。

发明内容

本发明的目的在于提供一种适应多尺度显示的航天器轨道实时绘制方法。采用了天体坐标系与航天器本体坐标系相结合的轨道参数表达方法，在航天器近景监视条件下采用航天器体坐标系进行轨道数据表示和计算机绘制，在绕飞天体尺度显示条件下采用天体坐标系进行数据处理，同时在轨控过程展示方面，提出了轨控变量优先的显示方法，保证了轨控监视的有效性。

一种适应多尺度显示的航天器轨道实时绘制方法，包括轨道数据的动态坐标基表示方法和轨控参数优先显示方法；

所述轨道数据的动态坐标基表示方法步骤为：

航天器近景显示条件下，轨道线所有数据点转移到以航天器质心为原点，轨道面所在的平面为坐标平面，航天器运动方向为X轴方向，轨道面内垂直于X轴方向远离中心天体的方向为Z方向的坐标系；

天体宏观显示条件下轨道显示，该状态下航天器采用放大显示或航天器不可见状态，轨道线所有数据点转移到以天体质心为原点的坐标系；

依据轨道参数对轨道线上的点进行采样，绘制并显示；

所述轨控参数优先显示方法的步骤为：

轨道线所有数据点转移到以航天器质心为原点，轨道面所在的平面为坐标平面，航天器运动方向为X轴方向，轨道面内垂直于X轴方向远离中心天体的方向为Z方向的坐标系；

分别以根据变轨时间和轨道参数放大倍数m、n，以及轨道变化参数Δa、Δb，确定变轨过程中时刻t的轨道形状；

对时刻t的轨道进行轨道点采样，进行轨道线绘制。

本发明的有益效果：本发明的方法实现了天体尺度轨道展示与航天器尺度轨道、姿态展示的兼容，实现了航天器轨控过程的同步展示与轨控参数的突出展示、提高了轨控监视的直观性。

附图说明

图1为本发明中航天器体坐标系下椭圆轨道的示意图；

图中，o-xy表示航天器坐标系的轨道平面，E所示实体表示航天器所饶飞的天体，a，b分别是椭圆轨道曲线的长半轴和短半轴。

图2为轨控参数优先显示方法示意图；

图中，o-xy表示航天器坐标系的轨道平面，E所示实体表示航天器所饶飞的天体，a₁，b₁分别是变轨前椭圆轨道曲线的长半轴和短半轴，a₂，b₂分别是实际变轨后椭圆轨道曲线的长半轴和短半轴，分别是优化显示的变轨后椭圆轨道曲线的长半轴和短半轴。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步说明。

实施例1

一种适应多尺度显示的航天器轨道实时绘制方法，包括轨道数据的动态坐标基表示方法和轨控参数优先显示方法；

所述轨道数据动态坐标基表示方法为：

(1)从天体坐标系到航天器体坐标系转换

利用天体坐标系下航天器运行轨道根数(a，e，i，v，φ，Ω，)，计算航天器轨道椭圆曲线短半轴，其中椭圆长半轴即为轨道根数a，轨道偏心率e，则短半轴b计算公式如下：

以航天器体坐标系为基础，建立轨道曲线的描述方程，在体坐标系下的轨道线描述如下：

(2)沿着轨道曲线逐点采样，依次获取轨道线上所有点(x_i，y_i)，其具体方法参考由另一个专利给出。

(3)将所有采样点(x_i，y_i)，送到计算机渲染通道，将依次将所有采样点用设定的曲线连接，即可完成曲线绘制。

所述轨控参数优先显示方法为：

(1)轨道参数确定

实际变轨过程为，在时间T内，轨道参数的半长轴、半短轴(a₁，b₁)变化为参数(a₂，b₂)，设定优化显示过程中半长轴和半短轴最终变化为其关系为：

Δa＝(a₂-a₁)

Δb＝(b₂-b₁)

其中m，n为根据优化显示的需求所确定的大于1的数值。

在变轨过程中的时刻t，轨道参数的计算方法为：

(2)沿着轨道曲线逐点采样，依次获取轨道线上所有点(x_i，y_i)。

(3)将所有采样点(x_i，y_i)，送到计算机渲染通道，将依次将所有采样点用设定的曲线连接，即可完成曲线绘制。

本发明的方法在航天器运行、测量与控制、飞行轨道设计等三维可视化任务中，解决了天体尺度下航天器近景显示的轨道线抖动问题，满足了任务多种显示需求下的轨道显示问题；该实时绘制方法提高了轨道绘制的实时性、大量节省了计算资源；有效提供了变轨过程监视，为航天控制监控决策提供了重要的信息保障。该方法可应用于空间探测、轨道设计、飞行仿真等领域的三维可视化。

Claims (1)

1.一种适应多尺度显示的航天器轨道实时绘制方法，其特征在于，包括轨道数据的动态坐标基表示方法和轨控参数优先显示方法；

所述轨道数据的动态坐标基表示方法步骤为：

航天器近景显示条件下，轨道线所有数据点转移到以航天器质心为原点，轨道面所在的平面为坐标平面，航天器运动方向为X轴方向，轨道面内垂直于X轴方向远离中心天体的方向为Z方向的坐标系；

天体宏观显示条件下轨道显示，航天器采用放大显示或航天器不可见状态，轨道线所有数据点转移到以天体质心为原点的坐标系；依据轨道参数对轨道线上的点进行采样，绘制并显示；

所述轨控参数优先显示方法为：

(1)轨道参数确定

实际变轨过程为，在时间T内，轨道参数的半长轴、半短轴(a₁，b₁)变化为参数(a₂，b₂)，设定优化显示过程中半长轴和半短轴最终变化为(a′₂，b′₂)，其关系为：

Δa＝(a₂-a₁)

Δb＝(b₂-b₁)

a′₂＝a₁+mΔa

b′₂＝b₁+nΔb

其中m，n为根据优化显示的需求所确定的大于1的数值；

在变轨过程中的时刻t，轨道参数的计算方法为：

<mrow> <mfrac> <msup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>x</mi> <mo>-</mo> <mo>(</mo> <mrow> <msub> <mi>a</mi> <mn>1</mn> </msub> <mo>+</mo> <mi>&amp;Delta;</mi> <mi>a</mi> <mi>t</mi> <mo>/</mo> <mi>T</mi> </mrow> <mo>)</mo> <mo>)</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <msup> <mrow> <mo>(</mo> <msub> <mi>a</mi> <mn>1</mn> </msub> <mo>+</mo> <mi>&amp;Delta;</mi> <mi>a</mi> <mi>t</mi> <mo>/</mo> <mi>T</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> </mfrac> <mo>+</mo> <mfrac> <msup> <mi>y</mi> <mn>2</mn> </msup> <msup> <mrow> <mo>(</mo> <msub> <mi>b</mi> <mn>1</mn> </msub> <mo>+</mo> <mi>&amp;Delta;</mi> <mi>b</mi> <mi>t</mi> <mo>/</mo> <mi>T</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> </mfrac> <mo>=</mo> <mn>1</mn> </mrow>

(2)沿着轨道曲线逐点采样，依次获取轨道线上所有点(x_i，y_i)；

(3)将所有采样点(x_i，y_i)，送到计算机渲染通道，将依次将所有采样点用设定的曲线连接，即可完成曲线绘制。