CN113978764B - 一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法 - Google Patents

一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113978764B
CN113978764B CN202111440373.7A CN202111440373A CN113978764B CN 113978764 B CN113978764 B CN 113978764B CN 202111440373 A CN202111440373 A CN 202111440373A CN 113978764 B CN113978764 B CN 113978764B
Authority
CN
China
Prior art keywords
separation
satellite
rocket
satellites
separation speed
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202111440373.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113978764A (zh
Inventor
范林东
贺小军
戴路
徐开
刘东宸
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Chang Guang Satellite Technology Co Ltd
Original Assignee
Chang Guang Satellite Technology Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Chang Guang Satellite Technology Co Ltd filed Critical Chang Guang Satellite Technology Co Ltd
Priority to CN202111440373.7A priority Critical patent/CN113978764B/zh
Publication of CN113978764A publication Critical patent/CN113978764A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113978764B publication Critical patent/CN113978764B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/002—Launch systems
    • B64G1/005—Air launch
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/645—Separators
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radio Relay Systems (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明涉及一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法，包括步骤：确定星箭分离时的火箭末级姿态及卫星布局方式；沿轨道坐标系X轴对各个叠层内卫星的分离速度大小及方向进行分配，并计算确定每一个叠层的弹簧分离速度大小，且弹簧分离速度由上到下依次减小；沿轨道坐标系X轴的正向按照由小到大的顺序对所有卫星的分离速度进行排序，并分配各个卫星所属的叠层序号，确定卫星在火箭末级内的安装位置；确定各个叠层之间的卫星分离间隔时长；最终根据弹簧分离速度和卫星分离间隔时长完成星箭分离。本发明无需火箭末级频繁进行姿态机动控制，节省了火箭末级姿态机动的时间和燃料消耗，降低了火箭要求，同时有效防止一箭多星入轨碰撞的发生。

Description

一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法
技术领域
本发明涉及航空航天领域中的卫星星座发射入轨技术领域，具体的说是提出了一种通过设计星箭分离时卫星的分离速度大小和矢量方向，兼顾了一箭多星入轨防碰撞要求和星座组网需求，可以满足批量组网卫星一次性快速入轨的星箭分离方法。
背景技术
随着商业卫星星座的快速发展，为了有效的降低发射成本实现商业模式运作，对运载火箭的一箭多星发射入轨的技术要求越来越紧迫。2013年11月21日俄罗斯用一枚第聂伯号运载火箭发射了32颗卫星创造了世界记录，2017年02月15日印度空间研究组织实现了一箭104星的成功发射，2021年01月24日美国的SpaceX的猎鹰9号火箭携带143颗卫星顺利发射升空。一箭多星入轨技术中最重要的一个问题就是怎么解决多星入轨防碰撞的问题。
近年来，人们针对星箭分离的安全性开展了广泛的分析，其中最主要的方式是通过研究分离机构的动力学特性，利用虚拟样机技术进行数值仿真，对实体、爆炸螺栓、弹簧等建模，通过人为设置偏差及干扰，根据仿真结果评估碰撞的安全性，进而迭代分离方案的设计。当搭载的卫星数量较多时，为了保障安全性主要通过以下三种手段或者相结合的方式解决多星分离碰撞风险的问题：首先是每颗卫星适配不同的弹簧分离力，但是这种方案很容易因为各弹簧的制作误差无法保障导致可搭载的卫星数量有限；其次是延长分离时序，例如SpaceX的一箭143星需要90分钟才能完成全部分离，显然这种方案的分离时间较长，不利于火箭快速的宣布任务状态，且对火箭的工作时间以及卫星的待机时间提出新的要求，导致工程技术成本增加；最后是火箭末级多次调整飞行攻角，使卫星朝不同方向分离，这样要求火箭末级具备频繁的姿态机动能力，对火箭携带的燃料提出了新的要求。另外，目前的星箭分离任务与星座组网任务相互割裂，不利于工程大系统的优化。
发明内容
为了克服上述现有技术中多星星箭分离方式存在的不足和难点，本发明提供一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法，该方法能够在不频繁调整火箭末级姿态和保证卫星分离不对火箭末级姿态产生影响的前提条件下，解决一箭多星入轨防碰撞问题，同时还兼顾了批量卫星入轨相位调整的早期星座布网需求。
为实现上述目的，本发明采取如下的技术方案：
一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法，包括以下步骤：
步骤一：确定星箭分离时的火箭末级姿态及卫星布局方式，所述火箭末级姿态为箭体方向XR轴的正向沿轨道坐标系Z轴的负向，所述卫星布局方式为所有卫星在整流罩内呈叠层式布局，且每一个叠层内的卫星等相位分布；
步骤二：沿轨道坐标系X轴对各个叠层内卫星的分离速度大小及方向进行分配，并根据分离偏置角、预设分离速度差、相位角间隔和弹簧分离速度大小所需满足的条件计算确定每一个叠层的弹簧分离速度大小，且弹簧分离速度在火箭末级叠层中的分布方式为由上到下依次减小；
步骤三：沿轨道坐标系X轴的正向按照由小到大的顺序对所有卫星的分离速度进行排序，并根据排序结果和各个叠层的弹簧分离速度大小分配各个卫星所属的叠层序号，根据所述叠层序号确定各个卫星在火箭末级内的安装位置；
步骤四：根据星箭分离安全距离和各个叠层的弹簧分离速度大小确定各个叠层之间的卫星分离间隔时长；
步骤五：根据每一个叠层的弹簧分离速度和各个叠层之间的卫星分离间隔时长完成星箭分离。
与现有技术相比，本发明所提出的防碰撞星箭分离方法具备以下优点：
(1)无需火箭末级频繁进行姿态机动控制，节省了火箭末级姿态机动的时间和燃料消耗，降低了火箭要求，同时有效防止一箭多星入轨碰撞的发生；
(2)可以实现快速的入轨，便于火箭快速退场；
(3)为批量卫星星座组网提供了轨道控制输入，节省了卫星相位调整的燃料消耗，实现了大系统工程的接口设计优化。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明所述的一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法的流程图；
图2为本发明中用于描述卫星相对于火箭末级运动的相对运动坐标系示意图；
图3为星箭分离时火箭末级姿态的示意图；
图4为卫星在叠层内的等相位分布示意图；
图5为本发明实例中箭内卫星布局俯视图；
图6为本发明实例中各个卫星在火箭末级中的安装位置示意图；
图7为本发明实例中S02号卫星分别与S01号、S05号卫星的近场分析和远场分析结果图；
图8为本发明实例中分离12h后的星座相位关系。
具体实施方式
本发明之主要目的在于提供一种解决一箭多星星箭分离防碰撞问题的技术方案，该技术方案受卫星系统中星座组网调相的控制方法启发，通过设计多颗卫星在飞行方向上的分离速度差异，从而节省星座组网的燃料需求，同时保障了星箭分离过程的远场安全。而星箭分离速度差异主要通过调整卫星在火箭整流罩内的布局实现，其次考虑设计不同的弹簧分离力，这样可以实现更多数量卫星的搭载发射。另外还利用了轨道面法向的分离力，保障了近场安全。下面将结合附图1-8及较佳实施例对本发明的技术方案进行详细说明。
如图1所示，本发明提出一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法，该方法具体包括以下步骤：
步骤一：确定星箭分离时的火箭末级姿态及卫星布局方式，所述火箭末级姿态为箭体方向XR轴的正向沿轨道坐标系Z轴的负向，所述卫星布局方式为所有卫星在整流罩内呈叠层式布局，且每一个叠层内的卫星等相位分布。
由于星箭分离重点关注碰撞问题，因此采用相对运动坐标系描述卫星相对于火箭末级的运动，如图2所示。
在图2中，T为火箭末级，F为分离的卫星，相对运动坐标系采用火箭末级的轨道坐标系，Y轴取轨道面法向的反方向，Z轴指向地心，X轴根据右手法则指向卫星的运动方向。利用C-W方程描述分离卫星相对于火箭末级的动力学方程：
上式中ωT为火箭末级的轨道角速度，等式的右边为弹簧分离力。从上式可以看出，卫星分离时X轴与Z轴的运动相耦合，为了防止卫星在飞行方向上穿行，因此，不在Z轴上设计分离力，只保留X轴与Y轴方向的分离力。考虑批量卫星在整流罩里一般为叠层式设计，要求弹簧分离方向与火箭滚动轴垂直，因此，要求火箭末级姿态为箭体方向XR轴沿轨道坐标系Z轴，且二者方向相反，如图3所示。
整流罩内卫星布局方式为所有卫星呈叠层式布局，同时鉴于整流罩外形尺寸约束，卫星在每一叠层内的布局应为等相位分布。假设每一叠层可布置N颗卫星，假设卫星从火箭末级YR轴以相位零点开始布局，则相位角间隔为：
定义火箭末级YR轴与轨道坐标系X轴的夹角θ为分离偏置角，如图4所示，为了保证各卫星在轨道坐标系X轴方向上形成分离速度差Δv(Δv的取值一般由火箭及卫星尺寸决定，一般要求大于0.1m/s)，要求分离偏置角θ满足以下条件即可：
上式中，v为弹簧分离速度大小。
步骤二：沿轨道坐标系X轴对各个叠层内卫星的分离速度大小及方向进行分配，并根据分离偏置角、预设分离速度差、相位角间隔和弹簧分离速度大小所需满足的条件计算确定每一个叠层的弹簧分离速度大小，且弹簧分离速度在火箭末级叠层中的分布方式为由上到下依次减小。
为了保障分离过程对火箭末级不产生力矩输出，每一叠层内的卫星需同时分离，且弹簧力大小需保持一致。为了产生叠层之间卫星的分离速度差，可通过差异各叠层的弹簧分离速度实现。
在沿轨道坐标系X轴对各个叠层内卫星的分离速度大小进行分配时，以自定义的起始分离速度v0为起始点，每次间隔一个预设分离速度差Δv，同时根据分离偏置角给出与之处于同一叠层所有卫星的X向分离速度，当分配过程中出现沿轨道坐标系X轴的分离速度之差小于预设分离速度差Δv的卫星时，则增加间隔后再重新计算分配，直至完成所有卫星的沿轨道坐标系X轴的分离速度大小的分配。最后根据分离偏置角、预设分离速度差、相位角间隔和弹簧分离速度大小所需满足的条件计算确定每一个叠层的弹簧分离速度大小，其中弹簧分离速度大小所需满足的条件(如公式(3)所示)为：任意两个卫星在轨道坐标系X轴方向上的弹簧分离速度大小之差大于等于预设分离速度差。另外，为了保障远场安全，分离速度大的先分离，弹簧分离速度在火箭末级叠层中的分布方式为由上到下依次减小。
步骤三：沿轨道坐标系X轴的正向按照由小到大的顺序对所有卫星的分离速度进行排序，并根据排序结果和各个叠层的弹簧分离速度大小分配各个卫星所属的叠层序号，根据叠层序号确定各个卫星在火箭末级内的安装位置。
根据轨道相关理论基础，分离速度与卫星的相位关系成反比，即按照分离速度对卫星进行排序，即沿轨道坐标系X轴的正向按照由小到大的顺序对所有卫星的分离速度进行排序，然后根据排序结果和各个叠层的弹簧分离速度大小分配各个卫星所属的叠层序号，最终根据叠层序号确定各个卫星在火箭末级内的安装位置。
步骤四：根据星箭分离安全距离和各个叠层的弹簧分离速度大小确定各个叠层之间的卫星分离间隔时长。
星箭分离时，由于弹簧分离偏差会引起火箭末级姿态随时间漂移，进而要求火箭末级在分离过程中需要进行姿态稳定。显然，分离时间越长，对火箭姿态控制的燃料需求越高，因此要尽可能的压缩分离时间，减少火箭末级姿态漂移量从而降低末级的姿态稳定要求甚至不作要求。实际设计中，可根据星箭分离安全距离和各个叠层的弹簧分离速度来设置叠层之间的分离间隔时长，如要求的星箭分离安全距离为L，则叠层之间的分离间隔时长为：
Δt≥L/v........................................................(4)
步骤五：根据每一个叠层的弹簧分离速度和各个叠层之间的卫星分离间隔时长完成星箭分离。
进一步地，在步骤四之后、步骤五之前还包括分离速度误差分析的步骤。在误差分析步骤中，需考虑以下误差因素从而保留设计余量：
(1)卫星在火箭末级中的安装偏差，一般该误差可控在0.5°；
(2)末级姿态控制偏差，火箭入轨后，需要控制姿态并修正后才可以进行星箭分离的任务，一般该姿态控制精度在0.5°以内；
(3)弹簧分离速度偏差，弹簧的分离速度偏差可通过设计、选型、筛选控制到0.01m/s；
(4)分离过程姿态漂移偏差，分离过程的姿态漂移偏差主要受弹簧分离偏差以及分离时序影响，每次分离均会引起火箭末级获得一个姿态角速度，导致下一次的分离偏置角发生漂移，必要情况下需要火箭末级进行姿态稳定，实现0.5°的控制精度。
进一步地，在分离速度误差分析的步骤之后，还包括以下近场分析与远场分析的步骤：根据卫星及火箭末级的摄动方程进行近场分析与远场分析，根据分析结果判断所有卫星是否满足近场与远场的安全分析。
在近场分析与远场分析的步骤中，为了保证远近场分析的准确性，卫星及火箭末级的动力学采用高精密轨道运动学叠加弹簧分离力(以瞬时速度增量的形式给出)。卫星及火箭末级的摄动方程为：
卫星所受力由中心引力和摄动力组成。其中，为各种摄动力，包括地球扁率摄动fE，大气阻力摄动fD，日月引力摄动fN，太阳光压摄动fA，以及弹簧分离力fO。上述微分方程不适合用解析方法求解，采用数值方法递推求解，从而得到所有卫星和末级的轨道参数，再进行相对运动计算从而得到近场与远场的安全性分析，用于结果验证。
本发明所提出的防碰撞星箭分离方法具备以下优点：
(1)无需火箭末级频繁进行姿态机动控制，节省了火箭末级姿态机动的时间和燃料消耗，降低了火箭要求，同时有效防止一箭多星入轨碰撞的发生；
(2)可以实现快速的入轨，便于火箭快速退场；
(3)为批量卫星星座组网提供了轨道控制输入，节省了卫星相位调整的燃料消耗，实现了大系统工程的接口设计优化。
下面结合一个实际的一箭20星的星箭分离方案，来进一步阐述本发明所提防碰撞星箭分离方法的技术内容和有益效果。在本实例中，卫星的包络尺寸大小为200mm×200mm×600mm，火箭的整流罩内直径为1.5m，弹簧相对分离速度采用瞬时脉冲的形式给出，防碰撞星箭分离方法的具体过程如下：
首先，根据本发明的步骤一，确定20颗卫星在火箭整流罩里的布局方式，多颗卫星在火箭整流罩内分层布置，受火箭整流罩包络的约束，每层最多只能布置4颗卫星，呈正方形布局，如图5所示为箭内卫星布局俯视图，其中中间为立方壳结构的承力壳板，用于安装星箭分离机构。根据公式(3)设计分离偏置角为26.57°，这样可以得到每一叠层卫星沿轨道坐标系X轴向分离速度的相对关系大小为1:2。
根据本发明的步骤二，自定义一个起始X向分离速度0.15m/s，按照0.1m/s的间隔进行X向速度分配：第一叠层卫星的X向分离速度为±0.15m/s，±0.3m/s；显然由于速度差大小问题第二叠层卫星无法使用0.15m/s+0.1m/s的分离速度，则继续增加数值得到第二叠层的分离速度为±0.4m/s，±0.8m/s；依次类推得到5个叠层的卫星X向分离速度，同时，根据分离偏置角可以计算得出每一叠层的弹簧分离速度，如表1所示。
表1弹簧分离速度表
序号 X向分离速度 弹簧分离速度
第1叠层 ±0.15m/s，±0.3m/s 0.34m/s
第2叠层 ±0.4m/s，±0.8m/s 0.89m/s
第3叠层 ±0.5m/s，±1.0m/s 1.12m/s
第4叠层 ±0.6m/s，±1.2m/s 1.34m/s
第5叠层 ±0.7m/s，±1.4m/s 1.57m/s
根据本发明的步骤三，对所有卫星的分离速度进行排序，并根据排序结果和各个叠层的弹簧分离速度大小分配各个卫星所属的叠层序号，同时对卫星序号进行编号，如表2所示。
表2卫星序号与X向分离速度对应表
根据表2中各个卫星所属叠层序号，给出各卫星在火箭末级中的安装位置，如图6所示。
根据本发明的步骤四，星箭分离共计需要5次，假定参考星箭尺寸分离时的星箭分离安全距离要求为3m，那么根据公式(4)，确定第1次与第2次之间卫星分离间隔时长为2s，第2次与第3次之间卫星分离间隔时长为3s，第3次与第4次之间卫星分离间隔时长为3s，第4次与第5次之间卫星分离间隔时长为4s。即第1次分离与第5次分离之间的间隔时长为12s，这期间由于分离误差对火箭末级滚转轴产生的角速度累计为0.2°/s，则第2次分离时分离偏置角漂移不超过0.4°，第3次分离偏置角漂移不超过1.0°，第4次分离偏置角漂移不超过1.6°，第5次分离偏置角漂移不超过2.4°，分离过程火箭末级无需进行姿态稳定的控制。
最后，根据本发明的步骤五，根据每一个叠层的弹簧分离速度和各个叠层之间的卫星分离间隔时长完成星箭分离。
进一步地，对分离速度误差进行分析。弹簧分离速度误差为0.01m/s，分离方向误差Δθ为安装误差(0.5°)、末级姿态控制误差(0.5°)以及分离偏置角漂移误差的矢量和：
可以得到20颗卫星的X向分离速度误差范围如表3所示。
表3X向分离速度误差范围分析表
由表3可知，分离速度误差范围最大为0.0307m/s，小于分离0.1m/s的设计间隔，满足设计要求。
接下来，根据本发明提供的卫星及火箭末级的摄动方程进行动力学与运动学建模，进一步的进行近场分析和远场分析，根据分析，20颗星均满足近场与远场的安全分析，图7示例了S02号卫星分别与S01号、S05号卫星的距离变化趋势。
图8为分离12h后20颗星的相位关系，其中中间的R代表火箭末级，S01卫星与S20卫星前后距离已达到370km，且随着时间的递推，相位还将继续拉大，为星座组网调相节省了燃料消耗。
以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (6)

1.一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：确定星箭分离时的火箭末级姿态及卫星布局方式，所述火箭末级姿态为箭体方向XR轴的正向沿轨道坐标系Z轴的负向，所述卫星布局方式为所有卫星在整流罩内呈叠层式布局，且每一个叠层内的卫星等相位分布；
步骤二：沿轨道坐标系X轴对各个叠层内卫星的分离速度大小及方向进行分配，并根据分离偏置角、预设分离速度差、相位角间隔和弹簧分离速度大小所需满足的条件计算确定每一个叠层的弹簧分离速度大小，且弹簧分离速度在火箭末级叠层中的分布方式为由上到下依次减小；
步骤三：沿轨道坐标系X轴的正向按照由小到大的顺序对所有卫星的分离速度进行排序，并根据排序结果和各个叠层的弹簧分离速度大小分配各个卫星所属的叠层序号，根据所述叠层序号确定各个卫星在火箭末级内的安装位置；
步骤四：根据星箭分离安全距离和各个叠层的弹簧分离速度大小确定各个叠层之间的卫星分离间隔时长；
步骤五：根据每一个叠层的弹簧分离速度和各个叠层之间的卫星分离间隔时长完成星箭分离。
2.根据权利要求1所述的一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法，其特征在于，在步骤四之后、步骤五之前还包括分离速度误差分析的步骤。
3.根据权利要求2所述的一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法，其特征在于，在分离速度误差分析的步骤之后，还包括以下近场分析与远场分析的步骤：
根据卫星及火箭末级的摄动方程进行近场分析与远场分析，根据分析结果判断所有卫星是否满足近场与远场的安全分析。
4.根据权利要求3所述的一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法，其特征在于，所述卫星及火箭末级的摄动方程为：
其中，fE为地球扁率摄动，fD为大气阻力摄动，fN为日月引力摄动，fA为太阳光压摄动，fO为弹簧分离力。
5.根据权利要求1所述的一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法，其特征在于，弹簧分离速度大小所需满足的条件为：任意两个卫星在轨道坐标系X轴方向上的弹簧分离速度大小之差大于等于预设分离速度差。
6.根据权利要求1所述的一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法，其特征在于，在沿轨道坐标系X轴对各个叠层内卫星的分离速度大小进行分配时，以自定义的起始分离速度为起始点，每次增加一个预设分离速度差，当分配过程中出现沿轨道坐标系X轴的分离速度之差小于预设分离速度差的卫星时，则增加间隔后再重新计算分配，直至完成所有卫星的沿轨道坐标系X轴的分离速度大小的分配。
CN202111440373.7A 2021-11-30 2021-11-30 一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法 Active CN113978764B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111440373.7A CN113978764B (zh) 2021-11-30 2021-11-30 一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111440373.7A CN113978764B (zh) 2021-11-30 2021-11-30 一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113978764A CN113978764A (zh) 2022-01-28
CN113978764B true CN113978764B (zh) 2023-07-21

Family

ID=79732676

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111440373.7A Active CN113978764B (zh) 2021-11-30 2021-11-30 一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113978764B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115358098B (zh) * 2022-10-20 2023-05-12 北京宇航系统工程研究所 一种远场安全性分析方法、系统、电子设备及存储介质

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU94023659A (ru) * 1994-06-22 1996-08-27 Научно-производственное объединение прикладной механики Способ отделения спутников и разведения их на орбите при групповом запуске одной ракетой
CN107532923A (zh) * 2015-04-30 2018-01-02 沃尔德伍卫星有限公司 用于装配和部署卫星的系统和方法
CN108177798A (zh) * 2016-12-08 2018-06-19 波音公司 用于部署航天器的系统和方法
CN110562499A (zh) * 2019-08-28 2019-12-13 深圳航天东方红海特卫星有限公司 一种壁挂式主频可调变截面一箭多星发射小卫星结构
CN111605725A (zh) * 2019-02-22 2020-09-01 波音公司 用于发射多个航天器的系统和方法
CN112208803A (zh) * 2020-09-30 2021-01-12 哈尔滨工业大学 一种可实现多星顺序释放的锁紧分离机构及其工作方法
CN112373735A (zh) * 2020-12-01 2021-02-19 航天科工火箭技术有限公司 一种一箭多星平行对向分离火箭适配器装置
CN112752715A (zh) * 2018-09-24 2021-05-04 印度空间研究组织 用于从运载火箭发射多颗卫星的系统和方法
CN113177269A (zh) * 2021-06-30 2021-07-27 中国科学院力学研究所 一种多星分离安全距离参数优化方法

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8016240B2 (en) * 2007-03-29 2011-09-13 The Boeing Company Satellites and satellite fleet implementation methods and apparatus
US20160304219A1 (en) * 2015-04-15 2016-10-20 Space Systems/Loral, Llc Satellite stacked launch and orbit raising optimization
US10370124B2 (en) * 2016-10-22 2019-08-06 Quad-M, Inc. Satellite deployer spring method, system, and apparatus utilizing a bore conforming hinged leaf spring construction

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU94023659A (ru) * 1994-06-22 1996-08-27 Научно-производственное объединение прикладной механики Способ отделения спутников и разведения их на орбите при групповом запуске одной ракетой
CN107532923A (zh) * 2015-04-30 2018-01-02 沃尔德伍卫星有限公司 用于装配和部署卫星的系统和方法
CN108177798A (zh) * 2016-12-08 2018-06-19 波音公司 用于部署航天器的系统和方法
CN112752715A (zh) * 2018-09-24 2021-05-04 印度空间研究组织 用于从运载火箭发射多颗卫星的系统和方法
CN111605725A (zh) * 2019-02-22 2020-09-01 波音公司 用于发射多个航天器的系统和方法
CN110562499A (zh) * 2019-08-28 2019-12-13 深圳航天东方红海特卫星有限公司 一种壁挂式主频可调变截面一箭多星发射小卫星结构
CN112208803A (zh) * 2020-09-30 2021-01-12 哈尔滨工业大学 一种可实现多星顺序释放的锁紧分离机构及其工作方法
CN112373735A (zh) * 2020-12-01 2021-02-19 航天科工火箭技术有限公司 一种一箭多星平行对向分离火箭适配器装置
CN113177269A (zh) * 2021-06-30 2021-07-27 中国科学院力学研究所 一种多星分离安全距离参数优化方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113978764A (zh) 2022-01-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106250625B (zh) 一种航天器迭代制导的优化方法
CN105883008B (zh) 卫星推力器布局方法
CN105159305A (zh) 一种基于滑模变结构的四旋翼飞行控制方法
CN113978764B (zh) 一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法
CN106275506B (zh) 用于卫星的位置保持的方法和装置
CN105511493A (zh) 一种基于火星大气辅助的低轨星座部署方法
CN104050338A (zh) 一种geo卫星小推力器推进剂消耗耦合分析方法
CN112486196B (zh) 一种满足严格时间位置约束的飞行器快速轨迹优化方法
CN112395689A (zh) 基于凸优化的火箭故障后在线重构方法
Polsgrove et al. Human Mars Entry, Descent, and Landing Architecture Study: Rigid Decelerators
Peng et al. Free return orbit design and characteristics analysis for manned lunar mission
CN114384799A (zh) 一种助推与芯级发动机联合推力矢量控制方法
CN112329136A (zh) 一种基于平衡飞行理论的运载火箭在线飞行程序重构方法
CN108536009B (zh) 一种混合小推力航天器的轨道保持和扰动抑制方法
CN111272173A (zh) 一种考虑地球自转和大偏航角的梯度求解迭代制导方法
CN114265420B (zh) 适于高动态、控制慢响应的制导控制一体化设计方法
CN115494727A (zh) 一种基于轨道预报的运载火箭入轨轨迹规划方法
CN109213190A (zh) 一种日心悬浮轨道上电动帆航天器编队飞行协同控制方法
CN113741551A (zh) 一种基于代理模型的全过程轨迹优化方法及装置
CN112393648A (zh) 一种用于火箭推力故障模式下自主控制的平衡飞行理论方法
Zhou et al. Ascent trajectory optimization for air‐breathing vehicles in consideration of launch window
CN113247310B (zh) 一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法及系统
CN113779788B (zh) 一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定方法和系统
Richie Combined attitude control and energy storage for small satellites using variable speed control moment gyroscopes
CN117104542A (zh) 一种用于垂直回收和重复使用技术的验证方法及平台

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
CB02 Change of applicant information
CB02 Change of applicant information

Address after: No. 1299, Mingxi Road, Beihu science and Technology Development Zone, Changchun City, Jilin Province

Applicant after: Changguang Satellite Technology Co.,Ltd.

Address before: No. 1299, Mingxi Road, Beihu science and Technology Development Zone, Changchun City, Jilin Province

Applicant before: CHANG GUANG SATELLITE TECHNOLOGY Co.,Ltd.

GR01 Patent grant
GR01 Patent grant