CN110830103B - 一种空间卫星星群的集中推力式部署方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种空间卫星星群的集中推力式部署方法,具体为:创建母子星星群结构组合体;将星群结构组合体送入预定轨道;基于三轴定姿的星群结构组合体初始化;建立卫星星群几何构型;建立星群结构组合体内各卫星的通信策略;能够满足未来空间卫星星群的部署测控需求,以及卫星任务规划和测控资源调度等领域的应用需求。本发明针对现有星群部署技术存在的问题,提供一种成本低、精确度高、易于实现、适用性强的空间卫星星群集中推力式部署方法。
Description
技术领域
本发明属于空间卫星星群部署技术领域,具体涉及一种空间卫星星群的集中推力式部署方法。
背景技术
卫星星群是利用大量成本较低的卫星,在空间以特定的几何构型,例如长方体、球体、椭球体、锥体等,组建分布式的空间网,而整个星群构成一个大的“虚拟航天器”。由于卫星星群具有较多的优点,得到全世界各国的重视。而卫星星群的部署动力方式,直接影响卫星星群的规模,组网结构,通信方式等,因此对卫星星群部署动力方式的研究越来越有必要。
传统的动力方式,是以“串联”方式安装于火箭上,按照火箭的飞行程序,通过多次调姿,分批次实现舱体与火箭分离,入轨后进行多颗卫星再分离,各颗卫星根据星群组网需求,通过大范围轨道机动控制,到达某一空间领域,并和其他卫星维持星群构型,而后沿同一轨道运动,以此方式实现多星发射和星群部署。这种依靠组合体分步分离的方法适合一箭多星发射,但飞行程序复杂,所搭载的卫星数量有限,不适合大批量卫星星群的发射和空间部署。
传统的卫星星群组网完全主要依靠火箭的推力和卫星的机动能力,主要是以增加发射成本、依靠卫星轨控,耗用测控资源和卫星能源为代价完成的。这与未来卫星任务的增多、测控资源日益紧张的趋势是不相符的。
发明内容
本发明的目的是提供一种空间卫星星群的集中推力式部署方法,能够实现一箭多星,逐步分离。
本发明采用的技术方案是,一种空间卫星星群的集中推力式部署方法,具体按照以下步骤实施:
步骤1、创建母子星星群结构组合体;
步骤2、将星群结构组合体送入预定轨道;
步骤3、基于三轴定姿的星群结构组合体初始化;
步骤4、建立卫星星群几何构型;
步骤5、建立星群结构组合体内各卫星的通信策略。
本发明的特点还在于:
步骤1具体过程为:选取母星,以母星中心体为动力舱,四周均匀连接多个封闭管道,每个封闭管道内连接多个子星。
步骤2具体过程为:将星群结构组合体负载于火箭上,根据轨道特征和火箭的运载能力,将星群结构组合体送入预定轨道。
步骤3具体过程为:星群结构组合体采用三轴(X,Y,Z)定姿,星群结构组合体入轨过程中,进行姿态调整,进入轨道后,初始化完成姿态稳定;动力舱根据地面指令,将封闭管道中的第一批次子星送入预设空间位置,并计算地心坐标直角赤道坐标系中母星的位置和速度。
计算地心坐标直角赤道坐标系中母星的位置和速度过程为:
计算平近点角Mt:
Mt=M+nt (1)
n为卫星的平均角速度,有:
其中,a为椭圆轨道的半长轴,G为引力常数,M为地球质量,μ=GM=3.986005×1014m3/s2;
根据普勒方程计算偏近点角Et:
Et=Mt+esinEt (3)
将式(1)代入开普勒方程反复迭代,直至收敛;
计算真近点角θt:
计算椭圆轨道半通径p:
p=a(1-e2) (5)
式(5)中,a为母星轨道半长轴,e为偏心率;
计算母星在轨道坐标系O1X1Y1Z1中位置矢量和速度矢量:
计算地心坐标直角赤道坐标系中母星位置矢量和速度矢量:
母星位置矢量:
母星速度矢量:
步骤4具体过程为:母星根据地面指令,以母星质心为中心按一定的规则自旋α或β或γ角度,计算推力部署下各批子星轨道根数,根据各批轨道根数,建立卫星星群几何构型。
计算推力部署下各批子星轨道根数具体过程为:
1)计算子星轨道半长轴a′:
2)子星轨道偏心率e′:
3)子星轨道t时刻真近点角θ′t:
e′cosθ′t=p′tg/r′tg-1 (10);
由以上两式可唯一确定真近点角θ′t;
4)子星轨道t时刻平近点角M′t:
M′t=E′t-e′sinE′t (12);
5)子星轨道倾角i′和升交点赤经Ω′:
进而可求得:
6)子星轨道近地点幅角ω′
可唯一确定近地点幅角ω′;
通过1)-6)确定各批子星的轨道参数,根据轨道参数确定推力部署下各批子星轨道根数。
由于子星在空间自由运行中仅受地球引力作用,且引力指向X轴负方向,其它方向不受力作用,因此子星在t时刻的位置和速度为:
子星相对母星在地心赤道直角坐标系中的位置矢量为:
步骤5具体过程为:结合卫星星群几何构型,针对母星特点和任务需求,采用“子--母”星星间链路和“子--子”星星间链路通信共同传输策略,完成对整个星群的测控。
本发明的有益效果是:
1.本发明面向卫星星群在空间的部署方法,成本低、易于实现,不仅继承了一箭多星逐步分离的传统方法,还进一步能够满足未来大批量卫星发射部署需求,最大限度的发挥了火箭的运载能力。
2.本发明将卫星的三轴定姿和自旋特点融入到方法当中,建立了星群构型。
3.本发明基于“子--母”星星间链路和“子--子”星星间链路通信共同传输策略,提高了通信效率和测控能力。
4.本发明不仅适用于空间卫星星群部署,也适用于天基对抗、天基操控等技术。
5.本发明采用创建“母子星”星群结构组合体、星群结构组合体入轨分离、基于三轴定姿的母星初始化、建立星群几何构型、卫星星群通信策略五个环节,实现了满足未来空间卫星星群的部署测控需求,能够较好地满足卫星任务规划和测控资源调度等领域的应用需求。
附图说明
图1是本发明一种空间卫星星群的集中推力式部署方法流程图;
图2是“母子星”星群结构组合体的结构示意图;
图3是“母子星”星群轨道示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
本发明一种空间卫星星群的集中推力式部署方法,如图1所示,具体按照以下步骤实施:
步骤1、创建母子星星群结构组合体:
选取母星,如图2所示,以母星中心体为动力舱,四周均匀连接多个封闭管道,每个封闭管道内连接多个子星,多个子星位于与动力舱连通的封闭管道内,在母星周围呈均匀分布。
步骤2、将星群结构组合体送入预定轨道:
将星群结构组合体负载于火箭上,根据轨道特征和火箭的运载能力,将星群结构组合体送入预定轨道。
如图3所示,通常将地心赤道直角坐标系OXYZ作为惯性坐标系,坐标原点O位于地球质心,OZ轴为地球自转轴,指向北极方向,OXY平面为地球赤道面,OX轴指向春分点,OY轴与OX轴和OZ轴构成右手系。
建立星群坐标系O1X1Y1Z1(转动坐标系),坐标原点位于母星质心,Z1轴指向轨道面正法向,X1,Y1轴位于轨道平面上,X1轴为母星与地心连线,指向母星方向,Y1轴与X1轴垂直,与X1,Z1轴构成右手系。
已知子星发射时刻,母星轨道半长轴为a,偏心率为e,轨道倾角为i,升交点赤经为Ω,近地点幅角为ω,平近点角为M。
设子星发射时刻,母星轨道真近点角为θ,偏近点角为E。
设任意一颗子星在星群坐标系中的发射速度矢量为与三轴的夹角为(εx,εy,εz);子星在空间自由运行,仅受地球引力作用,设引力加速度为g;设子星自由运行时间t后,制动定位,设此时母星轨道平近点角为Mt,近点角为θt,偏近点角为Et,设子星轨道半长轴为a′,偏心率为e′,轨道倾角为i′,升交点赤经为Ω′,近地点幅角为ω′,此时平近点角为M′t,真近点角为θ′t,偏近点角为E′t。
步骤3、基于三轴定姿的星群结构组合体初始化:
星群结构组合体采用三轴(X,Y,Z)定姿和自旋特点,建立星群构型,星群结构组合体入轨过程中,进行姿态调整,进入轨道后,初始化完成姿态稳定,母星动力舱根据地面指令,将封闭管道中的第一批次子星送入预设空间位置,并计算地心坐标直角赤道坐标系中母星的位置和速度。
计算地心坐标直角赤道坐标系中母星的位置和速度过程为:
计算平近点角Mt:
Mt=M+nt (1)
n为卫星的平均角速度,有:
其中,a为椭圆轨道的半长轴,G为引力常数,M为地球质量,μ=GM=3.986005×1014m3/s2;
根据普勒方程计算偏近点角Et:
Et=Mt+esinEt (3)
将式(1)代入开普勒方程反复迭代,直至收敛;
计算真近点角θt:
计算椭圆轨道半通径p:
p=a(1-e2) (5)
式(5)中,a为母星轨道半长轴,e为偏心率;
计算母星在轨道坐标系O1X1Y1Z1中位置矢量和速度矢量:
计算地心坐标直角赤道坐标系中母星位置矢量和速度矢量:
母星位置矢量:
母星速度矢量:
步骤4、建立卫星星群几何构型:
母星根据地面指令,以母星质心为中心按一定的规则自旋α或β或γ角度,计算推力部署下各批子星轨道根数:
在星群坐标系中,设子星的发射速度为(v′0x,v′0y,v′0z)T,则:
由于子星在空间自由运行中仅受地球引力作用,且引力指向X轴负方向,其它方向不受力作用,因此子星在t时刻的位置和速度为:
子星相对母星在地心赤道直角坐标系中的位置矢量为:
1)计算子星轨道半长轴a′:
2)子星轨道偏心率e′:
3)子星轨道t时刻真近点角θ′t:
e′cosθ′t=p′tg/r′tg-1 (10);
由以上两式可唯一确定真近点角θ′t;
4)子星轨道t时刻平近点角M′t:
M′t=E′t-e′sinE′t (12);
5)子星轨道倾角i′和升交点赤经Ω′:
进而可求得:
6)子星轨道近地点幅角ω′
可唯一确定近地点幅角ω′;
通过1)-6)确定各批子星的轨道参数,根据轨道参数确定推力部署下各批子星轨道根数,根据各批轨道根数,建立卫星星群几何构型。
步骤5、建立星群结构组合体内各卫星的通信策略:
结合卫星星群几何构型,针对母星特点和任务需求,采用“子--母”星星间链路和“子--子”星星间链路通信共同传输策略,完成对整个星群的测控。
通过上述方式,本发明面向卫星星群在空间的部署方法,成本低、易于实现,不仅继承了一箭多星逐步分离的传统方法,还进一步能够满足未来大批量卫星发射部署需求,最大限度的发挥了火箭的运载能力。本发明将卫星的三轴定姿和自旋特点融入到方法当中,建立了星群构型。本发明基于“子--母”星星间链路和“子--子”星星间链路通信共同传输策略,提高了通信效率和测控能力。本发明不仅适用于空间卫星星群部署,也适用于天基对抗、天基操控等技术。本发明采用创建“母子星”星群结构组合体、星群结构组合体入轨分离、基于三轴定姿的母星初始化、建立星群几何构型、卫星星群通信策略五个环节,实现了满足未来空间卫星星群的部署测控需求,能够较好地满足卫星任务规划和测控资源调度等领域的应用需求。
Claims (6)
1.一种空间卫星星群的集中推力式部署方法,其特征在于,具体按照以下步骤实施:
步骤1、创建母子星星群结构组合体;
步骤2、将星群结构组合体送入预定轨道;
步骤3、基于三轴定姿的星群结构组合体初始化;步骤3具体过程为:星群结构组合体采用三轴(X,Y,Z)定姿,星群结构组合体入轨过程中,进行姿态调整,进入轨道后,初始化完成姿态稳定;动力舱根据地面指令,将封闭管道中的第一批次子星送入预设空间位置,并计算地心坐标直角赤道坐标系中母星的位置和速度;
所述计算地心坐标直角赤道坐标系中母星的位置和速度过程为:
计算平近点角Mt:
Mt=M+nt (1)
n为卫星的平均角速度,有:
其中,a为椭圆轨道的半长轴,G为引力常数,M为地球质量,μ=GM=3.986005×1014m3/s2;
根据开普勒方程计算偏近点角Et:
Et=Mt+esinEt (3)
将式(1)代入开普勒方程反复迭代,直至收敛;
计算真近点角θt:
计算椭圆轨道半通径p:
p=a(1-e2) (5)
式(5)中,a为母星轨道半长轴,e为偏心率;
计算母星在轨道坐标系O1X1Y1Z1中位置矢量和速度矢量:
计算地心坐标直角赤道坐标系中母星位置矢量和速度矢量:
母星位置矢量:
母星速度矢量:
步骤4、建立卫星星群几何构型;步骤4具体过程为:母星根据地面指令,以母星质心为中心按一定的规则自旋α或β或γ角度,计算推力部署下各批子星轨道根数,根据各批轨道根数,建立卫星星群几何构型;
步骤5、建立星群结构组合体内各卫星的通信策略。
2.根据权利要求1所述一种空间卫星星群的集中推力式部署方法,其特征在于,步骤1具体过程为:选取母星,以母星中心体为动力舱,四周均匀连接多个封闭管道,每个封闭管道内连接多个子星。
3.根据权利要求1所述一种空间卫星星群的集中推力式部署方法,其特征在于,步骤2具体过程为:将星群结构组合体负载于火箭上,根据轨道特征和火箭的运载能力,将星群结构组合体送入预定轨道。
4.根据权利要求1所述一种空间卫星星群的集中推力式部署方法,其特征在于,所述计算推力部署下各批子星轨道根数具体过程为:
1)计算子星轨道半长轴a′:
2)子星轨道偏心率e′:
3)子星轨道t时刻真近点角θ′t:
e′cosθ′t=p′tg/r′tg-1 (10);
由以上两式可唯一确定真近点角θ′t;
4)子星轨道t时刻平近点角M′t:
M′t=E′t-e′sinE′t (12);
5)子星轨道倾角i′和升交点赤经Ω′:
进而可求得:
6)子星轨道近地点幅角ω′
可唯一确定近地点幅角ω′;
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6.根据权利要求1所述一种空间卫星星群的集中推力式部署方法,其特征在于,步骤5具体过程为:结合卫星星群几何构型,针对母星特点和任务需求,采用“子--母”星星间链路和“子--子”星星间链路通信共同传输策略,完成对整个星群的测控。
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