CN109725648B - 一种相对导航卫星伴飞机动窗口计算方法、装置及介质 - Google Patents

一种相对导航卫星伴飞机动窗口计算方法、装置及介质 Download PDF

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Abstract

一种相对导航卫星伴飞机动窗口计算方法，首先根据主星和伴星的位置和速度参数，计算给定主星点火时刻和轨道转移时间情况下的变轨速度增量和与伴星交会时的相对速度；其次，给定主星点火时刻范围和轨道转移时间范围，以点火时刻为横坐标、轨道转移时间为纵坐标，获取主星加速的速度增量和交会时相对伴星的速度等高线图；最后，根据速度等高线图，得到满足主星变轨速度增量约束的点火时刻和轨道转移时间。此外，根据速度等高线图，还可得到主星变轨速度增量最优和轨道转移时间最优的机动窗口。该发明还可对给定的点火时刻和轨道转移时间，得到主星点火的方向和速度增量需求，以及交会时相对伴星的速度大小和方向。

Description

一种相对导航卫星伴飞机动窗口计算方法、装置及介质
技术领域
本发明涉及一种相对导航卫星伴飞机动窗口计算方法、装置及介质，属于卫星控制技术领域。
背景技术
空间已成为维护国家安全和利益至关重要的战略制高点，开展空间相对导航任务研究，是我国空间技术向智能化、自主化迈出的重要一步。相对导航任务轨道机动涉及主星和伴星两个目标的相互运动，由主星择机点火进行轨道机动，在规定时间实现与伴星的伴飞任务。
由于相对导航任务双星均在空间环绕地球运行，满足轨道转移条件(变轨速度增量、点火方向、轨道转移行时间等约束)的窗口并非时刻存在，需对轨道机动分布、速度增量分布情况进行研究分析，为双星伴飞构型构建提供基础。传统方法主要是基于点火诸元解算，对给定的点火时刻和速度增量，计算点火方向，实现对伴星的交会，但无法对伴飞任务轨道机动窗口和变轨速度的整体分布进行分析。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种相对导航卫星伴飞机动窗口计算方法、装置及介质，在给定主星轨道机动时刻范围和轨道转移时间范围，即可根据主星和伴星轨道参数，获取主星变轨速度和交会时相对伴星的速度等高线图，解决了主星轨道机动窗口和变轨速度增量整体分布的问题，为空间相对导航任务伴飞构型的构建提供依据。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种相对导航卫星伴飞机动窗口计算方法，包括如下步骤：
步骤一、确定主星点火时刻TL(i)和轨道转移时间TOF(j)，其中第一序数i＝1且i≤N1，第二序数j＝1；
步骤二、根据步骤一中所述的主星点火时刻TL(i)和轨道转移时间TOF(j)，获得主星变轨时刻TL(i,j)和交会时刻TF(i,j)；
步骤三、根据T0时刻主星轨道参数和步骤二所述TL(i,j)时刻，获得TL(i,j)时刻主星的轨道参数；根据T1时刻伴星轨道参数和步骤二所述TF(i,j)时刻获得TF(i,j)时刻伴星的轨道参数；
步骤四、根据步骤三中所述TL(i,j)时刻主星的轨道参数和TF(i,j)时刻伴星的轨道参数，采用求解兰伯特问题的方法，获得TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星变轨速度增量大小和方向；根据TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星变轨速度增量大小和方向，获得TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星速度大小和方向；
步骤五、判断第二序数j≤N2是否成立，若成立，则令j的值增加1，然后转入步骤二；否则转入步骤六；
步骤六、判断第一序数i≤N1是否成立，若成立，则令i的值增加1且j等于1，然后转入步骤二；否则转入步骤七；
步骤七、基于步骤四获得的所有时刻主星变轨速度增量大小和主星速度大小，即获得相对导航卫星伴飞机动窗口。
上述相对导航卫星伴飞机动窗口计算方法，所述第一序数i取值范围的最大值N1为点火时刻分布区间内的采样点数量。
上述相对导航卫星伴飞机动窗口计算方法，所述第二序数j取值范围的最大值N2为主星飞行时间区间内的采样点数量。
一种相对导航卫星伴飞机动窗口计算装置，包括参数输入模块、数据计算模块、循环迭代模块；
所述参数输入模块用于接收外部参数，所述外部参数包括T0时刻主星轨道参数、T1时刻伴星轨道参数、主星点火时刻TL(i)、轨道转移时间TOF(j)，然后参数输入模块将外部参数输出给所述循环迭代模块；
所述循环迭代模块用于将接收到的外部参数输出给所述数据计算模块，其中，循环迭代模块将不同的主星点火时刻TL(i)和不同的轨道转移时间TOF(j)进行排列组合；
所述数据计算模块根据所述的主星点火时刻TL(i)和轨道转移时间TOF(j)，获得主星变轨时刻TL(i,j)和交会时刻TF(i,j)；然后根据T0时刻主星轨道参数和TL(i,j)时刻，获得TL(i,j)时刻主星的轨道参数，根据T1时刻伴星轨道参数和TF(i,j)时刻获得TF(i,j)时刻伴星的轨道参数；最后根据所述TL(i,j)时刻主星的轨道参数和TF(i,j)时刻伴星的轨道参数，采用求解兰伯特问题的方法，获得TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星变轨速度增量大小和方向，根据TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星变轨速度增量大小和方向，获得TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星速度大小和方向。
上述相对导航卫星伴飞机动窗口计算装置，还包括显示模块，所述显示模块用于将所述数据计算模块获得的所有时刻主星变轨速度增量大小和主星速度大小进行显示。
上述相对导航卫星伴飞机动窗口计算装置，所述第一序数i取值范围的最大值N1为点火时刻分布区间内的采样点数量。
上述相对导航卫星伴飞机动窗口计算装置，所述第二序数j取值范围的最大值N2为主星飞行时间区间内的采样点数量。
一种计算机存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现上述相对导航卫星伴飞机动窗口计算方法的步骤。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)本发明方法与现有技术相比，通过绘制速度等高线图，可从图中直观获取变轨窗口，得到主星变轨最佳时机；
(2)本发明方法与现有技术相比，可以根据主星变轨时刻、轨道转移时间即交会时刻，得到主星变轨速度方向和交会时刻相对伴星的速度需求；
(3)本发明方法与现有技术相比，可以根据变轨时刻、轨道转移时间和变轨速度约束，得到主星的变轨方向；
(4)本发明方法面向相对导航领域，对主星变轨窗口、变轨速度增量、交会时刻相对伴星速度、轨道转移时间的整体分布清晰明了，对相对导航任务具有极强参考价值。
附图说明
图1为本发明方法的步骤流程图；
图2为本发明实施例的步骤流程图；
图3为本发明实施例的主星变轨速度等高线示意图；
图4为本发明实施例的交会时刻主星相对伴飞的速度等高线示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
一种相对导航卫星伴飞机动窗口计算方法，如图1所示，包括如下步骤：
步骤101、确定主星点火时刻TL(i)和轨道转移时间TOF(j)，其中第一序数i＝1且i≤N1，第二序数j＝1；第一序数i取值范围的最大值N1为点火时刻分布区间内的采样点数量；第二序数j取值范围的最大值N2为主星飞行时间区间内的采样点数量；
步骤102、根据步骤101中所述的主星点火时刻TL(i)和轨道转移时间TOF(j)，获得主星变轨时刻TL(i,j)和交会时刻TF(i,j)；
步骤103、根据T0时刻主星轨道参数和步骤102所述TL(i,j)时刻，获得TL(i,j)时刻主星的轨道参数；根据T1时刻伴星轨道参数和步骤102所述TF(i,j)时刻获得TF(i,j)时刻伴星的轨道参数；
步骤104、根据步骤103中所述TL(i,j)时刻主星的轨道参数和TF(i,j)时刻伴星的轨道参数，采用求解兰伯特问题的方法，获得TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星变轨速度增量大小和方向；根据TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星变轨速度增量大小和方向，获得TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星速度大小和方向；
步骤105、判断第二序数j≤N2是否成立，若成立，则令j的值增加1，然后转入步骤102；否则转入步骤106；
步骤106、判断第一序数i≤N1是否成立，若成立，则令i的值增加1且j等于1，然后转入步骤102；否则转入步骤107；
步骤107、基于步骤104获得的所有时刻主星变轨速度增量大小和主星速度大小，即获得相对导航卫星伴飞机动窗口。
一种相对导航卫星伴飞机动窗口计算装置，包括参数输入模块、数据计算模块、循环迭代模块、显示模块；
所述参数输入模块用于接收外部参数，所述外部参数包括T0时刻主星轨道参数、T1时刻伴星轨道参数、主星点火时刻TL(i)、轨道转移时间TOF(j)，然后参数输入模块将外部参数输出给所述循环迭代模块；第一序数i取值范围的最大值N1为点火时刻分布区间内的采样点数量；第二序数j取值范围的最大值N2为主星飞行时间区间内的采样点数量；
所述循环迭代模块用于将接收到的外部参数输出给所述数据计算模块，其中，循环迭代模块将不同的主星点火时刻TL(i)和不同的轨道转移时间TOF(j)进行排列组合；
所述数据计算模块根据所述的主星点火时刻TL(i)和轨道转移时间TOF(j)，获得主星变轨时刻TL(i,j)和交会时刻TF(i,j)；然后根据T0时刻主星轨道参数和TL(i,j)时刻，获得TL(i,j)时刻主星的轨道参数，根据T1时刻伴星轨道参数和TF(i,j)时刻获得TF(i,j)时刻伴星的轨道参数；最后根据所述TL(i,j)时刻主星的轨道参数和TF(i,j)时刻伴星的轨道参数，采用求解兰伯特问题的方法，获得TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星变轨速度增量大小和方向，根据TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星变轨速度增量大小和方向，获得TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星速度大小和方向；
所述显示模块用于将所述数据计算模块获得的所有时刻主星变轨速度增量大小和主星速度大小进行显示。
一种计算机存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现上述相对导航卫星伴飞机动窗口计算方法的步骤。
实施例：
一种相对导航卫星伴飞机动窗口计算方法，首先根据主星和伴星的位置和速度参数，计算给定主星点火时刻和轨道转移时间情况下的变轨速度增量和与伴星交会时的相对速度；其次，给定主星点火时刻范围和轨道转移时间范围，以点火时刻为横坐标、轨道转移时间为纵坐标，获取主星加速的速度增量和交会时相对伴星的速度等高线图；最后，根据速度等高线图，得到满足主星变轨速度增量约束的点火时刻和轨道转移时间。此外，根据速度等高线图，还可得到主星变轨速度增量最优和轨道转移时间最优的机动窗口。该发明还可对给定的点火时刻和轨道转移时间(与伴星交会时刻)，得到主星点火的方向和速度增量需求，以及交会时相对伴星的速度大小和方向。
具体的，在给定主星轨道机动时刻范围和轨道转移时间范围，即可根据主星和伴星轨道参数，获取主星变轨速度和交会时相对伴星的速度等高线图，解决了主星轨道机动窗口和变轨速度增量整体分布的问题，为空间相对导航任务伴飞构型的构建提供依据。本发明方法包括如下步骤，如图2所示：
(1)确定T0时刻主星轨道参数和T1时刻伴星轨道参数，以及主星点火时刻TL(i)和轨道转移时间TOF(j)。其中：
i＝1,2,…,N1
j＝1,2,…,N2
(2)根据主星点火时刻TL(i)和轨道转移时间TOF(j)，得到主星变轨时刻TL(i,j)和交会时刻TF(i,j)；
(3)根据T0时刻主星轨道参数和T1时刻伴星轨道参数，得到TL(i,j)时刻主星的轨道参数和TF(i,j)时刻伴星轨道参数；
(4)根据TL(i,j)时刻主星的轨道参数和TF(i,j)时刻伴星轨道参数，通过求解兰伯特问题，得到TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星变轨速度增量大小和方向，据此得到主星TL(i,j)时刻的速度大小和方向，以及TF(i,j)时刻与伴星交会的速度大小和方向；
(5)判断是否满足j小于等于N2。若是，则令j＝j+1，返回第(2)步循环计算；若否，则进入第(6)步；
(6)判断是否满足i小于等于N1。若是，则令i＝i+1,j＝1，返回第(2)步循环计算；若否，则进入第(7)步；
(7)根据计算得到的变轨时刻矩阵TL和飞行时间分布矩阵TOF,绘制变轨速度和交会速度等高线图，得到变轨窗口分布情况。
图3为本发明实施例的主星变轨速度等高线图。图中每个点均代表一个变轨时机，图中不同曲线代表不同的变轨速度增量需求，同一曲线上的点代表变轨速度增量大小相同。
图4为本发明实施例的交会时刻主星相对伴星的速度等高线图。图中每个点均代表一个变轨时机，图中不同曲线代表不同的相对伴星的速度，同一曲线的点代表相对速度大小相同。
一种相对导航卫星伴飞机动窗口计算方法，通过多次求解轨道中的兰伯特问题，获取点火时刻和交会时刻的速度等高线图，得到轨道机动窗口和速度增量的整体分布，为我国空间相对导航任务的伴飞构型构建窗口选择提供直观依据。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (4)

1.一种相对导航卫星伴飞机动窗口计算方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤一、确定主星点火时刻TL(i)和轨道转移时间TOF(j)，其中第一序数i的初始值为1，第二序数j的初始值为1；
步骤二、根据步骤一中所述的主星点火时刻TL(i)和轨道转移时间TOF(j)，获得主星变轨时刻TL(i,j)和交会时刻TF(i,j)；
步骤三、根据T0时刻主星轨道参数和步骤二所述TL(i,j)时刻，获得TL(i,j)时刻主星的轨道参数；根据T1时刻伴星轨道参数和步骤二所述TF(i,j)时刻获得TF(i,j)时刻伴星的轨道参数；
步骤四、根据步骤三中所述TL(i,j)时刻主星的轨道参数和TF(i,j)时刻伴星的轨道参数，采用求解兰伯特问题的方法，获得TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星变轨速度增量大小和方向；根据TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星变轨速度增量大小和方向，获得TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星速度大小和方向；
步骤五、判断第二序数j≤N2是否成立，若成立，则令j的值增加1，然后转入步骤二；否则转入步骤六；
步骤六、判断第一序数i≤N1是否成立，若成立，则令i的值增加1且j等于1，然后转入步骤二；否则转入步骤七；
步骤七、基于步骤四获得的所有时刻主星变轨速度增量大小和主星速度大小，即获得相对导航卫星伴飞机动窗口；
所述第一序数i取值范围的最大值N1为点火时刻分布区间内的采样点数量；所述第二序数j取值范围的最大值N2为主星飞行时间区间内的采样点数量。
2.一种相对导航卫星伴飞机动窗口计算装置，其特征在于：包括参数输入模块、数据计算模块、循环迭代模块；
所述参数输入模块用于接收外部参数，所述外部参数包括T0时刻主星轨道参数、T1时刻伴星轨道参数、主星点火时刻TL(i)、轨道转移时间TOF(j)，然后参数输入模块将外部参数输出给所述循环迭代模块；
所述循环迭代模块用于将接收到的外部参数输出给所述数据计算模块，其中，循环迭代模块将不同的主星点火时刻TL(i)和不同的轨道转移时间TOF(j)进行排列组合；
所述数据计算模块根据所述的主星点火时刻TL(i)和轨道转移时间TOF(j)，获得主星变轨时刻TL(i,j)和交会时刻TF(i,j)；然后根据T0时刻主星轨道参数和TL(i,j)时刻，获得TL(i,j)时刻主星的轨道参数，根据T1时刻伴星轨道参数和TF(i,j)时刻获得TF(i,j)时刻伴星的轨道参数；最后根据所述TL(i,j)时刻主星的轨道参数和TF(i,j)时刻伴星的轨道参数，采用求解兰伯特问题的方法，获得TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星变轨速度增量大小和方向，根据TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星变轨速度增量大小和方向，获得TL(i,j)时刻和TF(i,j)时刻的主星速度大小和方向；
第一序数i取值范围的最大值N1为点火时刻分布区间内的采样点数量；
第二序数j取值范围的最大值N2为主星飞行时间区间内的采样点数量。
3.根据权利要求2所述的一种相对导航卫星伴飞机动窗口计算装置，其特征在于：还包括显示模块，所述显示模块用于将所述数据计算模块获得的所有时刻主星变轨速度增量大小和主星速度大小进行显示。
4.一种计算机存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于：该程序被处理器执行时实现权利要求1所述方法的步骤。
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