CN107450580B - 一种上面级多星部署全任务周期轨道设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种上面级多星部署全任务周期轨道设计方法，其步骤包括：步骤一、根据上面级多星部署任务，给出多星部署的一般流程，分析多星部署调相误差组成；步骤二、通过对分析出的几种组成的调相误差，轨道摄动、卫星分离和轨道机动造成的调相误差，进行误差补偿后设计漂移轨道；步骤三、再考虑调相漂移过程中其它干扰因素造成的调相误差，进行调相机动中途修正，进一步消除误差。通过充分考虑多星部署过程中的各类误差组成和影响因素，在对各调相误差进行补偿的基础上对上面级漂移轨道的参数进行设计，并通过基于有限阀值的调相机动中途修正方法，进一步有效地抑制消除了调相误差，整体上提高了多星部署的实现效果与所部署星座的初始性能。
Description
技术领域
本发明属于航天器轨道设计领域，具体涉及一种上面级多星部署全任务周期轨道设计方法。
背景技术
为满足低轨微小卫星组网和星座应用的任务需求，利用先进上面级(以下简称上面级)进行多星部署是最佳的星座部署方式。上面级的主要任务是实现多星部署，利用其强大的机动能力，通过上面级的多次点火、起动，加速或减速机动至另一个漂移轨道，进行调相漂移，在完成相位调整后，再回归至目标轨道并完成卫星部署，实现星间相位快速调整，以满足不同卫星入轨的相位或高度要求。虽然卫星自身可以通过轨道控制实现一定的相位调整，但利用上面级进行高精度的多颗卫星部署不仅可以大幅节约卫星的推进剂，增加卫星在轨寿命，还可使星座系统快速投入应用，完成应急救灾、快速响应、低成本商业发射等空间任务。
利用上面级进行多星部署虽然拥有巨大的优势，但多星部署任务面临十分复杂的轨道设计问题，关键原因是评估轨道设计结果优劣的标准不仅仅局限于上面级自身轨道控制的效果，更重要的是被部署星座的初始性能，而影响星座性能的直接因素不仅包含每一颗卫星的部署轨道偏差，也包括各卫星之间的相对位置，而造成部署轨道偏差和相对位置偏差的因素包括：火箭末级入轨偏差、卫星分离偏差、上面级轨道机动控制和摄动干扰等。区别于传统航天器任务的轨道设计，在考虑星间相位差约束后，多星部署轨道设计对轨道控制精度的要求变得十分严苛，并且需要更加全面地考虑分离释放偏差、摄动影响对调相误差和星座性能的不利影响，而这些因素在传统航天器任务的轨道设计中往往是不需要考虑的。
目前，对上面级多星部署轨道设计的研究较少，主要包括针对调相轨道的设计与选择进行优化设计，并对部署过程中的误差修正方法进行了初步探索，尚没有在充分考虑各类误差组成和影响因素后，对多星部署全任务周期范围内的轨道设计方法进行详细的研究的报道。
发明内容
本发明的目的是提供一种上面级多星部署全任务周期轨道设计方法，充分考虑多星部署过程中的各类误差组成和影响因素，实现上面级在整个任务周期的轨道设计，通过误差补偿和基于有限阀值进行调相机动的中途修正，确保上面级部署星座的初始性能满足设计要求。
为了实现上述目的，本发明提供的一种上面级多星部署全任务周期轨道设计方法，其步骤包括：
步骤一、根据上面级多星部署任务，给出多星部署的一般流程，分析多星部署调相误差组成；
步骤二、通过对分析出的几种组成的调相误差，包括轨道摄动、卫星分离和轨道机动造成的调相误差，进行误差补偿后设计漂移轨道；
步骤三、再考虑调相漂移过程中其它干扰因素造成的调相误差，进行调相机动中途修正，进一步消除误差。
具体地，使用了基于误差补偿和进行调相机动中途修正的方法减小调相误差对漂移轨道设计的影响，
所述多星部署的一般流程为：
A1步、上面级进入目标轨道后，轨道周期为T0，释放第一颗卫星；
A2步、在目标轨道运行至与漂移轨道切点附近时，加速抬轨，进入漂移轨道，采用漂移圈数为N，部署卫星数量k，漂移轨道周期Tp计算公式为N·(Tp-T0)＝T0/k；
A3步、在漂移轨道运行指定圈数，运行至漂移轨道近地点附近时，减速进入目标轨道，并释放第二颗卫星；
A4步、依次循环，直至完成所有卫星部署；
所述基于误差补偿的漂移轨道设计方法步骤包括：
B1步、首先定义▽u为允许的调相误差，单位为(°)，为便于设计，将其等价为调相时间误差
单位为(s)；
B2步、在不考虑调相时间误差时，漂移轨道周期Tp计算公式为T0×(N+1/k)＝N×Tp；
在考虑摄动调相时间误差ΔTs、分离调相时间误差ΔTf和轨道机动调相时间误差ΔTj后，漂移轨道周期的计算式为T0×(N+1/k)＝N×Tp+(ΔTs+ΔTf+ΔTj)；
B3步.在确定漂移轨道周期后，完成上面级漂移轨道设计参数的设计。
优选地，使用了基于误差补偿和进行调相机动中途修正的方法减小调相误差对漂移轨道设计的影响，
所述进行调相机动中途修正的方法是基于有限阀值的方法，进一步消除调相误差，当前圈次的基于有限阀值的调相机动中途修正，按设计要求，每一次中途修正机动都在漂移轨道近地点附近执行，相关变量定义如下文所述，轨道参数包括：轨道半长轴a，轨道偏心率e，轨道倾角i，升交点赤经Ω，近地点幅角ω，真近点角f和轨道周期T，下标“(i)”表示第i圈漂移轨道，下标“0”表示目标轨道，上标“0”表示设计漂移轨道，具体地：
目标轨道参数：a0,e0,i0,Ω0,ω0,T
设计相位差：
上面级参数：推力F，比冲Vex，质量m
上面级漂移轨道实际参数：ap(i),ep(i),ip(i),Ωp(i),ωp(i),fp(i),Tp(i)
上面级漂移轨道设计参数：
近地点时刻：tp
状态解算值：漂移轨道拉开的相位差
调相时间误差ΔTp(i)；
中途修正轨机动解算值：第i圈理想漂移轨道周期
速度增量Δvi，发动机开机时间Δt(i)与开关机时刻ton(i)、toff(i)；
设定中途修正调相时间误差阀值为ΔTp；
所述基于有限阀值进行调相机动中途修正的方法步骤包括：
C1步.通过加速机动，上面级进行第一次抬轨，进入漂移轨道；
C2步.自由漂移一圈，漂移过程中通过导航系统测量上面级当前轨道参数，通过下式计算上面级以当前轨道状态完成剩余漂移轨道后产生的调相误差
和调相时间误差ΔTp(i)，并记录当前漂移圈数i，
C3步.判断是否到达降轨条件，若为“是”，跳转至第C7步，若为“否”，跳转至第C4步；
C4步.判断ΔTp(i)是否小于阈值ΔTp，若为“是”，则跳转至第C2步，继续自由漂移，若为“否”，则跳转至第C5步，开始进行修正机动的规划解算；
C5步.规划解算，根据下面公式计算修正机动速度增量Δvp(i+1)和修正机动开、关机时间ton、toff，
其中，地球引力常数μe＝3.986005×1014m3/s2；
C6步.根据第C5步计算结果，当到达近地点附近时执行修正机动；
C7步.完成调相漂移，上面级运行至漂移轨道近地点时执行降轨，进入目标轨道；
C8步.完成卫星的分离释放。
本发明提出一种上面级多星部署全任务周期轨道设计方法，针对上面级多星部署任务特点，给出多星部署的一般流程，通过充分考虑多星部署过程中的各类误差组成和影响因素，在对轨道摄动、卫星分离、轨道机动造成的调相误差进行补偿的基础上对上面级漂移轨道的参数进行设计，并通过基于有限阀值的调相机动中途修正方法，进一步有效地抑制消除了调相误差，提高上面级调相机动过程的变轨精度，实现上面级在整个任务周期的轨道设计，整体上提高了多星部署的实现效果与所部署星座的初始性能。
附图说明
图1为本发明实例提供的“多星部署”发射示意图；
图2为本发明实例提供的调相机动中途修正流程图；
图3为本发明实例提供的采用误差补偿和基于有限阀值进行调相机动的中途修正前后多星部署情况。
图中，1-运载火箭转移轨道；2-卫星部署目标轨道；3-上面级漂移轨道；4-上面级离轨轨道；5-地球；S1-S1卫星在卫星部署目标轨道位置；S2-old-S2卫星调相前在卫星部署目标轨道位置；S2-new-S2卫星调相后在卫星部署目标轨道位置；S3-old-S3卫星调相前在卫星部署目标轨道位置；S3-new-S3卫星调相后在卫星部署目标轨道位置。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
一种上面级多星部署全任务周期轨道设计方法，根据上面级多星部署任务，给出多星部署的一般流程，分析多星部署调相误差组成；然后，通过对几种调相误差进行误差补偿来设计漂移轨道，包括轨道摄动、卫星分离和轨道机动造成的调相误差；考虑调相漂移过程中其它干扰因素造成的调相误差，利用有限阀值方法进行调相机动中途修正，进一步消除误差。上面级多星部署全任务周期轨道设计方法如下：
如图1“多星部署”发射示意图所示，上面级多星部署的一般流程为：
A1步、运载火箭离开地球沿运载火箭转移轨道使上面级进入卫星部署目标轨道后，释放第一颗卫星；
A2步、在目标轨道运行至与漂移轨道切点附近时，上面级加速抬轨，进入漂移轨道；
A3步、上面级在漂移轨道运行指定圈数，运行至漂移轨道近地点附近时，减速进入卫星部署目标轨道，并释放第二颗卫星；
A4步、依次循环，直至完成所有卫星部署。最后上面级沿上面级离轨轨道离开卫星部署目标轨道。
本发明不仅仅局限于太阳同步轨道的轨道设计，但为便于说明，选取目标轨道为700km太阳同步圆轨道，轨道周期T0＝5926.3886s，采用漂移圈数为N＝22，调整星间相位Δu＝120°，部署卫星数量k＝3的方案，卫星编号分别为S1、S2和S3，漂移轨道计算式可表示为N·(Tp-T0)＝T0/3。
由此计算得漂移轨道周期Tp＝6016.1824s，加速需要的速度增量ΔV＝37.3353m/s，并计算漂移轨道参数，如表1所示。
表1轨道参数
基于误差补偿的漂移轨道设计方法：
B1步、首先定义▽u＝2°为允许的调相误差，单位为(°)，为便于设计，将其等价为调相时间误差ΔT，单位为(s)，则根据开普勒轨道公式可求得
B2步、在不考虑调相时间误差时，可以通过公式T0×(N+1/k)＝N×Tp得到漂移轨道周期Tp；
N为上面级在漂移轨道上运行圈数，k为释放卫星数量；
在考虑摄动调相时间误差ΔTs、分离调相时间误差ΔTf和轨道机动调相时间误差ΔTj后，漂移轨道周期的计算式为T0×(N+1/k)＝N×Tp+(ΔTs+ΔTf+ΔTj)；
B3步、在确定漂移轨道周期后，完成漂移轨道各参数设计；
针对700km太阳同步轨道等相位部署三颗卫星的任务，在不考虑调相误差补偿与中途修正的情况下，最终部署情况和误差情况如采用误差补偿后，上面级漂移轨道情况如表3所示。
表2所示。从仿真结果可知，该情况下，两次卫星部署的调相误差分别达到了3.620°和3.479°。
采用误差补偿后，上面级漂移轨道情况如表3所示。
表2不考虑调相误差补偿与中途修正情况下的部署和误差情况
表3采用误差补偿后的上面级漂移轨道参数
基于有限阀值的调相机动中途修正方法：
基于有限阀值的调相机动中途修正方法，进一步消除调相误差，当前圈次的基于有限阀值的调相机动中途修正，按设计要求，每一次中途修正机动都在漂移轨道近地点附近执行，相关变量定义如下文所述，轨道参数包括：轨道半长轴a，轨道偏心率e，轨道倾角i，升交点赤经Ω，近地点幅角ω，真近点角f和轨道周期T，下标“(i)”表示第i圈漂移轨道，下标“0”表示目标轨道，上标“0”表示设计(理想)漂移轨道，具体地：
目标轨道参数：a0,e0,i0,Ω0,ω0,T
设计(理想)相位差：
上面级参数：推力F，比冲Vex，质量m
上面级漂移轨道实际参数：ap(i),ep(i),ip(i),Ωp(i),ωp(i),fp(i),Tp(i)
上面级漂移轨道设计(理想)参数：
近地点时刻：tp
状态解算值：漂移轨道拉开的相位差
调相时间误差ΔTp(i)；
中途修正轨机动解算值：第i圈理想漂移轨道周期
速度增量Δvi，发动机开机时间Δt(i)与开关机时刻ton(i)、toff(i)；
设定中途修正调相时间误差阀值为ΔTp；
如图2调相机动中途修正流程图所示，所述基于有限阀值进行调相机动中途修正的方法步骤包括：
C1步、抬轨机动，通过加速机动，上面级进行第一次抬轨，进入漂移轨道；
C2步、自由漂移、测量(轨道参数)、预计(调相误差)，自由漂移一圈，漂移过程中通过导航系统测量上面级当前轨道参数，通过下式计算上面级以当前轨道状态完成剩余漂移轨道后产生的调相误差
和调相时间误差ΔTp(i)，并记录当前漂移圈数i，
C3步、判断是否到达降轨条件(即是否到达近地点)，若为“是”，跳转至第C7步，若为“否”，跳转至第C4步；
C4步、判断ΔTp(i)是否小于阈值ΔTp，若为“是”，则跳转至第C2步，继续自由漂移，若为“否”，则跳转至第C5步，开始进行修正机动的规划解算；
C5步、规划解算，根据下面公式计算修正机动速度增量Δvp(i+1)和修正机动开、关机时间ton、toff，
其中，地球引力常数μe＝3.986005×1014m3/s2；
C6步、根据第C5步计算结果，当到达近地点附近时执行修正机动(开环制导，即让变轨发动机工作)；
C7步、完成调相漂移，上面级运行至漂移轨道近地点时执行降轨机动，进入目标轨道；
C8步、完成卫星的分离释放。
通过基于有限阀值的调相机动中途修正，上面级的中途修正情况如表4所示。
表4中途修正情况
采用本发明所述误差补偿和中途修正方法后，最终部署误差情况如表5和图3所示，由仿真可知，采用误差补偿与基于有限阀值的调相中途修正后，最终调相误差可以控制在1°以内，调相时间误差不超过15s。本发明提出的上面级多星部署全任务周期轨道设计，可以有效提高最终卫星部署的相位精度。
表5采用补偿与基于有限阀值的调相中途修正后调相误差
以上所述为本发明的较佳实施例而已，但本发明不应该局限于该实施例和附图所公开的内容。所以凡是不脱离本发明所公开的精神下完成的等效或修改，都落入本发明保护的范围。
Claims (1)
1.一种上面级多星部署全任务周期轨道设计方法，其步骤包括：
步骤一、根据上面级多星部署任务，给出多星部署的一般流程，分析多星部署调相误差组成；
步骤二、通过对分析出的几种组成的调相误差，包括轨道摄动、卫星分离和轨道机动造成的调相误差，进行误差补偿后设计漂移轨道；
步骤三、再考虑调相漂移过程中其它干扰因素造成的调相误差，进行调相机动中途修正，进一步消除误差；
使用了基于误差补偿和进行调相机动中途修正的方法减小调相误差对漂移轨道设计的影响，其特征在于，
所述多星部署的一般流程为：
A1步、上面级进入目标轨道后，轨道周期为T0，释放第一颗卫星；
A2步、在目标轨道运行至与漂移轨道切点附近时，加速抬轨，进入漂移轨道，采用漂移圈数为N，部署卫星数量k，漂移轨道周期Tp计算公式为N·(Tp-T0)＝T0/k；
A3步、在漂移轨道运行指定圈数，运行至漂移轨道近地点附近时，减速进入目标轨道，并释放第二颗卫星；
A4步、依次循环，直至完成所有卫星部署；
所述基于误差补偿的漂移轨道设计方法步骤包括：
B1步、首先定义
为允许的调相误差，单位为(°)，为便于设计，将其等价为调相时间误差
单位为(s)；
B2步、在不考虑调相时间误差时，漂移轨道周期Tp计算公式为T0×(N+1/k)＝N×Tp；
在考虑摄动调相时间误差ΔTs、分离调相时间误差ΔTf和轨道机动调相时间误差ΔTj后，漂移轨道周期的计算式为T0×(N+1/k)＝N×Tp+(ΔTs+ΔTf+ΔTj)；
B3步、在确定漂移轨道周期后，完成上面级漂移轨道设计参数的设计；
所述进行调相机动中途修正的方法是基于有限阀值的方法，进一步消除调相误差，当前圈次的基于有限阀值的调相机动中途修正，按设计要求，每一次中途修正机动都在漂移轨道近地点附近执行，相关变量定义如下文所述，轨道参数包括：轨道半长轴a，轨道偏心率e，轨道倾角i，升交点赤经Ω，近地点幅角ω，真近点角f和轨道周期T，下标“(i)”表示第i圈漂移轨道，下标“0”表示目标轨道，上标“0”表示设计漂移轨道，具体地：
目标轨道参数：a0,e0,i0,Ω0,ω0,T
设计相位差：
上面级参数：推力F，比冲Vex，质量m
上面级漂移轨道实际参数：ap(i),ep(i),ip(i),Ωp(i),ωp(i),fp(i),Tp(i)
上面级漂移轨道设计参数：
近地点时刻：tp
状态解算值：漂移轨道拉开的相位差
调相时间误差ΔTp(i)；
中途修正轨机动解算值：第i圈理想漂移轨道周期
速度增量Δvi，发动机开机时间Δt(i)与开关机时刻ton(i)、toff(i)；
设定中途修正调相时间误差阀值为ΔTp；
所述基于有限阀值进行调相机动中途修正的方法步骤包括：
C1步、通过加速机动，上面级进行第一次抬轨，进入漂移轨道；
C2步、自由漂移一圈，漂移过程中通过导航系统测量上面级当前轨道参数，通过下式计算上面级以当前轨道状态完成剩余漂移轨道后产生的调相误差
和调相时间误差ΔTp(i)，并记录当前漂移圈数i，
C3步、判断是否到达降轨条件，若为“是”，跳转至第C7步，若为“否”，跳转至第C4步；
C4步、判断ΔTp(i)是否小于阈值ΔTp，若为“是”，则跳转至第C2步，继续自由漂移，若为“否”，则跳转至第C5步，开始进行修正机动的规划解算；
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C6步、根据第C5步计算结果，当到达近地点附近时执行修正机动；
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C8步、完成卫星的分离释放。
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Legal Events
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|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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