CN113297672B - 基于轨道误差分析的卫星绕飞机动参数确定方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了基于轨道误差分析的卫星绕飞机动参数确定方法，根据监视卫星和目标的实时位置差异，利用轨道位置误差和速度误差的相互关系，计算的得到卫星的初始相对速度参数，在此基础上，按照绕飞的条件约束，快速准确得到卫星在初始位置处的速度增量，从而形成绕飞任务规划的轨道机动参数，对天基空间目标监视的机动详查具有重要意义。本发明可适应于空间目标监视卫星的绕飞详查任务，可快速分析得到绕飞所需的轨道机动参数，原理清晰，计算简单，可广泛应用于天基空间目标监视的轨道机动任务规划。

Description

基于轨道误差分析的卫星绕飞机动参数确定方法
技术领域
本发明涉及卫星轨道机动技术领域，具体涉及一种基于轨道误差分析的卫星绕飞机动参数确定方法。
背景技术
在天基空间目标监视中，为了获取目标详实的特性信息，需要将监视卫星抵近到距离目标较近的位置，并从各个角度进行观测，通常情况下，为实现不间断的观测效果，监视卫星需对空间目标形成绕飞或者伴飞的轨道。由于绕飞运动中关注的重点是相对运动，因此绕飞运动常以监视目标为坐标原点，在相对坐标系中描述，其中最典型的是以相对位置、速度分量表示的C-W方程。但是，C-W方程仅仅描述了绕飞的基本条件，并不具备快速计算在特定绕飞初始位置所需要的轨道机动量，难以有效支撑实际绕飞监视的机动参数确定和任务规划。
因此在对于空间目标的抵近详查的任务规划中，亟需一种能够满足卫星绕飞初始参数快速确定的需求的方案。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了基于轨道误差分析的卫星绕飞机动参数确定方法，能够利用轨道误差分析确定初始相对速度，再根据绕飞的约束条件，快速且准确计算所需的轨道机动速度。
为达到上述目的，本发明的技术方案为：
1、基于轨道误差分析的卫星绕飞机动参数确定方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、根据监视卫星和目标星始相对位置，计算监视卫星和目标的初始相对速度vx0和vy0；
其中vx0为监视卫星和目标星初始相对速度的x轴分量，x轴为目标星的RTN坐标系的R方向；vy0为监视卫星和目标星初始相对速度的y轴分量，y轴为目标星的RTN坐标系的T方向；
S2、利用公式
Figure GDA0003762125730000021
计算监视卫星在x轴和y轴方向所需要的速度机动量Δvx和Δvy，即为绕飞机动参数；
其中n为目标星的运行角速度；a为目标星的半长轴；e为目标星的偏心率；Δa、Δe分别为监视卫星与目标星半长轴差异和偏心率差异；在目标星的RTN坐标系中，监视卫星在初始时刻时相对于目标星的三维位置在x轴的分量为Px。
进一步地，S1中，利用式
Figure GDA0003762125730000022
计算监视卫星和目标的初始相对速度vx0和vy0。
进一步地，根据监视卫星和目标星始相对位置，利用式
Figure GDA0003762125730000023
计算监视卫星和目标的初始相对速度vx0和vy0。
具体为：
S101、以目标星为中心，构建RTN坐标系，R方向为x轴，T方向为y轴，N方向为z轴。在目标星的RTN坐标系中，预先设置监视卫星在初始时刻时相对于目标星的三维位置为Px、Py、Pz；
S102、计算监视卫星与目标星之间在x轴和y轴方向的绝对速度差Vx、Vy；
Figure GDA0003762125730000031
S103、根据绝对速度与相对速度vx0和vy0的关系
Figure GDA0003762125730000032
得到相对速度与相对位置的相互关系为
Figure GDA0003762125730000033
S104、计算监视卫星和目标的初始相对速度vx0和vy0。
进一步地，近地轨道目标n≈1/1000rad/s，同步轨道目标n≈1/14000rad/s。
进一步地，S1与S2之间还包括：
根据C-W方程可以得到监视卫星若要围绕目标为中心形成椭圆绕飞，则最终绕飞状态下的相对速度vx和vy满足下式：
Figure GDA0003762125730000034
则
Figure GDA0003762125730000035
有益效果：
1、本发明提供的基于轨道误差分析的卫星绕飞机动参数确定方法，根据监视卫星和目标的实时位置差异，利用轨道位置误差和速度误差的相互关系，计算的得到卫星的初始相对速度参数，在此基础上，按照绕飞的条件约束，快速准确得到卫星在初始位置处的速度增量，从而形成绕飞任务规划的轨道机动参数，对天基空间目标监视的机动详查具有重要意义。本发明可适应于空间目标监视卫星的绕飞详查任务，可快速分析得到绕飞所需的轨道机动参数，原理清晰，计算简单，可广泛应用于天基空间目标监视的轨道机动任务规划。
2、本发明提供的基于轨道误差分析的卫星绕飞机动参数确定方法，为了进行绕飞的任务规划，首先必须确定初始的相对运动参数，一般来说，监视卫星是通过连续的轨道机动抵近到初始的停泊点，很难通过短弧定轨实时获得目标的速度矢量，更难以直接计算相对于目标的相对速度。本发明采用的方法是根据轨道运动中的速度误差与位置误差相互关系，利用初始相对位置快速计算得到监视卫星与目标的初始相对速度。由于目标的位置矢量可以利用设备实时测量，因此通过位置矢量直接分析相对运动速度的实用价值非常高。
3、本发明的基于轨道误差分析的卫星绕飞机动参数确定方法，根据轨道绕飞的条件约束，得到绕飞机动速度的计算过程，从而快速分析得到监视卫星在初始条件下进行目标绕飞所需的速度机动增量，有力支撑天基空间目标监视的任务规划。该过程计算过程简单，精度较高，可作为任务规划的初步设计的输入量。
具体实施方式
下面结合实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种本发明研究并提出了基于轨道误差分析的卫星绕飞机动参数确定方法。该方法的核心是利用轨道速度误差与位置误差的关系，计算卫星与绕飞目标的相对运动初始参数，在此基础上，利用绕飞的条件约束，快速确定所需的机动速度增量，可有效支持绕飞监视的任务规划。
本发明的实现方案，主要由初始相对运动参数分析、绕飞机动参数确定两部分组成。
(一)、初始相对运动参数分析方法
为了进行绕飞的任务规划，首先必须确定初始的相对运动参数，一般来说，监视卫星是通过连续的轨道机动抵近到初始的停泊点，很难通过短弧定轨实时获得目标的速度矢量，更难以直接计算相对于目标的相对速度。但是，目标的位置矢量可以利用设备实时测量，因此通过位置矢量直接分析相对运动速度的实用价值非常高。
为形成有效绕飞，监视卫星的初始停泊点与目标的轨道较为接近，可以通过轨道误差传播的原理，基于相对位置分析初始相对速度。以目标星为中心，构建RTN坐标系，R方向为x轴，T方向为y轴，N方向为z轴。在目标星的RTN坐标系中，设监视卫星在初始时刻时相对于目标星的三维位置为Px、Py、Pz，由于轨道目标在z轴方向一直都是轨道面的绕飞关系，轨道机动也很少进行轨道面调整，所以，本文主要关注的是xy平面内的绕飞。轨道根数较为接近的两个目标的位置和绝对速度相互关系可以等同于轨道误差传递的相互关系，即：
Figure GDA0003762125730000051
其中，Vx、Vy为监视卫星与目标之间在x和y方向的绝对速度差，n为目标星的运行角速度，近地轨道目标n≈1/1000rad/s，同步轨道目标n≈1/14000rad/s，a为目标半长轴，e目标星偏心率，Δa、Δe分别为监视卫星与目标星半长轴和偏心率差异。已知绝对速度与相对速度vx0和vy0的关系为：
Figure GDA0003762125730000052
因此，将式(1)代入式(2)可以得到相对速度与相对位置的相互关系为
Figure GDA0003762125730000053
可以看出，若二者的半长轴和偏心率差异Δa、Δe较小时，x方向上相对速度几乎为零，主要是y方向存在相对速度。根据式(3)可以利用相对位置差异快速确定监视卫星和目标之间的相对速度，确定初始相对运动参数。
(二)、绕飞机动参数确定方法
根据C-W方程可以得到监视卫星若要围绕目标为中心形成椭圆绕飞，则最终绕飞状态下的相对速度vx和vy需要满足下式：
Figure GDA0003762125730000061
利用式(4)最终绕飞状态下的速度差异减去式(3)的初始绝对速度差异，可以得到：
Figure GDA0003762125730000062
式(5)就表示了在初始状态下，监视卫星在x和y方向所需要的速度机动量，即绕飞机动参数Δvx、Δvy，计算过程简单，精度较高，可作为任务规划的初步设计的输入量。以地球同步轨道目标为例，主星为半长轴42165公里的圆轨道目标，假设监视卫星初始位置位于目标正下方28公里处的圆轨道，则根据式(5)只需要Δvy＝1.017m/s速度增量就能实现绕飞，实际上也就是将半长轴抬高28公里；若监视卫星初始位置位于目标正东侧14公里的圆轨道处，根据式(5)计算，只需要Δvx＝0.5m/s就能实现绕飞，即调整了监视卫星的偏心率和近地点角，也能实现绕飞。利用式(5)，就可以简便计算得到任意相对初始位置下的绕飞机动参数，对于监视卫星执行抵近详查任务具有十分重要的意义。
本发明的一个实施例可以按照如下方式实施：首先根据轨道误差传播关系，利用初始位置差异计算初始相对速度，然后根据卫星绕飞的条件约束，分析初始相对速度与所需的最终绕飞速度的差异，确定绕飞机动参数。具体步骤是：
S1、根据监视卫星和目标初始相对位置，利用式(3)计算二者的初始相对速度vx0和vy0。
S2、利用公式(5)计算卫星绕飞所需的机动速度参数时长、目标轨道以及多星定位误差Δvx、Δvy。
至此，本发明提供的面向天基空间目标监视的多星定位定轨精度快速分析的设计实现方法结束。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.基于轨道误差分析的卫星绕飞机动参数确定方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、根据监视卫星和目标星始相对位置，计算监视卫星和目标的初始相对速度vx0和vy0；
其中vx0为监视卫星和目标星初始相对速度的x轴分量，x轴为目标星的RTN坐标系的R方向；vy0为监视卫星和目标星初始相对速度的y轴分量，y轴为目标星的RTN坐标系的T方向；
S1中，利用式
Figure FDA0003762125720000011
计算监视卫星和目标的初始相对速度vx0和vy0；具体为：
S101、以目标星为中心，构建RTN坐标系，R方向为x轴，T方向为y轴，N方向为z轴；在目标星的RTN坐标系中，预先设置监视卫星在初始时刻时相对于目标星的三维位置为Px、Py、Pz；
S102、计算监视卫星与目标星之间在x轴和y轴方向的绝对速度差Vx、Vy；
Figure FDA0003762125720000012
S103、根据绝对速度与相对速度vx0和vy0的关系
Figure FDA0003762125720000013
得到相对速度与相对位置的相互关系为
Figure FDA0003762125720000014
S104、计算监视卫星和目标的初始相对速度vx0和vy0；
S2、利用公式
Figure FDA0003762125720000021
计算监视卫星在x轴和y轴方向所需要的速度机动量Δvx和Δvy，即为绕飞机动参数；
其中n为目标星的运行角速度；a为目标星的半长轴；e为目标星的偏心率；Δa、Δe分别为监视卫星与目标星半长轴差异和偏心率差异；在目标星的RTN坐标系中，监视卫星在初始时刻时相对于目标星的三维位置在x轴的分量为Px。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，近地轨道目标n≈1/1000rad/s，同步轨道目标n≈1/14000rad/s。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述S1与S2之间还包括：
根据C-W方程可以得到监视卫星若要围绕目标为中心形成椭圆绕飞，则最终绕飞状态下的相对速度vx和vy满足下式：
Figure FDA0003762125720000022
则
Figure FDA0003762125720000023
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107450578B (zh) * 2017-07-26 2020-06-30 中国人民解放军空军工程大学 一种绕地球同步轨道卫星分布式共轨飞行的卫星群轨道设计方法
CN109375648B (zh) * 2018-12-07 2020-04-10 北京理工大学 一种多约束条件下椭圆轨道卫星编队构形初始化方法
CN110647163B (zh) * 2019-10-22 2022-09-06 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 对geo空间目标持续可见光探测的绕飞轨道设计方法
CN113671455A (zh) * 2021-09-07 2021-11-19 辽宁工程技术大学 一种中高轨道sar卫星几何定位精度仿真分析方法

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