CN113993086B - 一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获方法 - Google Patents

一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获方法 Download PDF

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CN113993086B CN202111227182.2A CN202111227182A CN113993086B CN 113993086 B CN113993086 B CN 113993086B CN 202111227182 A CN202111227182 A CN 202111227182A CN 113993086 B CN113993086 B CN 113993086B
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Abstract

本发明公开了一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获机动方法，适用于航天器星下点轨迹过指定定标场的轨迹捕获控制窗口优选问题，根据指定位置和回归特性设计虚拟目标航天器的轨道参数，提出了一种可靠性高、易操作和推广使用的基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获机动方法，将其轨迹捕获轨道机动问题转化为与虚拟目标航天器的相位交会控制，对测控资源优化调度、飞控程序制定决策具有很好辅助作用，对轨道控制任务实施具有重要的指导意义。

Description

一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获方法
技术领域
本发明属于航天测量与控制技术领域，具体涉及一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获方法。
背景技术
针对低轨、近圆、回归航天器轨迹捕获任务，根据用户需求，航天器在轨业务化运行期间，其星下点轨迹需要降/升轨过指定区域，以便定期对载荷进行调焦、状态设置等标校，从而提高立体测绘、成像数据的精度。
该问题转化为轨道捕获控制的控制目标，即是要求航天器在进行轨道高度调整的同时还需星下点轨迹中的某一条轨迹升轨或降轨过指定定标场；该问题转化为轨道捕获控制的实施约束，即是在测控资源可支持的条件下，优化轨道机动时间和机动控制量，等待经过定标场附近的一条轨迹，经过多批次的轨道控制，将该条轨迹捕获至定标场要求范围内，完成控制目标。具体的轨控实施过程可参考工程经验和规定流程进行，而哪一条轨迹、何时可以经过定标场附近、何时可以开始实施轨道控制，直接关系到测控资源调度配置、飞控程序安排优化等问题。
根据分析，上述控制目标和控制约束实际是一个与虚拟目标航天器交会的问题。虚拟目标航天器为运行在标称工作轨道上且星下点某一条轨迹过指定定标场的航天器。设真实航天器入轨时与虚拟目标航天器处于同一轨道面，仅存在轨道高度差及轨道相位差。真实航天器通过轨道机动，不断调整轨道高度，并将虚拟航天器在真实航天器轨控期间的轨迹漂移量转化为相位修正量，当真实航天器与虚拟目标航天器的轨道相位差为0°时，即可完成真实航天器星下点过指定定标场的轨迹捕获控制。轨道机动控制可通过求解Lambert问题，在实现相位捕获的同时完成标称工作轨道的捕获。
发明内容
本发明的目的是提供一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获方法，能用于航天器星下点轨迹过指定定标场的轨迹捕获控制。
本发明所采用的技术方案是，一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获方法，具体按照以下步骤实施：
步骤1：真星标称工作轨道参数为{anominal，enominal，inominal，Ωnominal，ωnominal，Mnominal}，分别表示半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点幅角、平近点角；
设真星和虚拟星的入轨的时间均为T0，T0时刻的恒星时角为S0，定标场中心点经纬度坐标为
Figure BDA0003314716990000021
轨迹维持要求为±ΔLkm；
真星T0时刻的轨道参数为：半长轴a0，偏心率e0，倾角i0，升交点赤经Ω0，近地点幅角ω0，平近点角M0；
初步设计虚拟星轨道参数为：半长轴a，偏心率e，倾角i，升交点赤经Ω，近地点幅角ω，平近点角M；a＝anominal,e＝enominal,i＝i0,Ω＝Ω0,ω＝ωnominal,M为待求变量；
步骤2：计算虚拟星当圈升轨或降轨星下点轨迹经过
Figure BDA0003314716990000037
纬度圈时的相位角u；
步骤3：计算虚拟星相位角为u时的平近点角M_U；
步骤4：计算虚拟星相位角为u时的赤经α；
步骤5：分别计算真星和虚拟星的平均运动角速度n0和n；
Figure BDA0003314716990000031
Figure BDA0003314716990000032
步骤6：计算虚拟星从T0时刻运行到相位角为u时所需的时间ΔT；
ΔT＝fmod((M_U-M),2π)/n
步骤7：计算虚拟星从T0时刻运行到相位角为u时的恒星时角变化量ΔS；ΔS＝ΔT×We；
步骤8：计算虚拟星运行到相位角为u时星下点的地理经度λ；
λ＝fmod(α-(S0+ΔS)+2π，2π)
步骤9：以定标场中心点经度λ0为起点，
Figure BDA0003314716990000033
纬度圈被星下点轨迹均匀分为R份，计算每个交点的地理经度λj；
λj＝λ0+2πj/R,j＝0,1,2,......,R-1
步骤10：在R个交点中寻找与步骤8计算的λ值相差最小的交点经度；
步骤11：根据相位角即航天器当前位置到升交点角度距离的定义，修正虚拟星运行到
Figure BDA0003314716990000034
纬度圈时的相位角
Figure BDA0003314716990000035
Figure BDA0003314716990000036
确定虚拟星的一组标称轨道参数为：
a＝anominal,e＝enominal,i＝i0,Ω＝Ω0,ω＝ωnominal,
Figure BDA0003314716990000041
步骤12：根据回归特性，计算T0时刻入轨的标称虚拟星，当圈可过
Figure BDA0003314716990000042
纬度圈的所有标称虚拟星的相位角
Figure BDA0003314716990000043
Figure BDA0003314716990000044
步骤13：计算T0时刻真星入轨时的相位角U0；U0＝ω0+M0
步骤14：计算真星和虚拟星相对相位差漂移速度
Figure BDA0003314716990000048
步骤15：计算T0时刻真星与标称虚拟星的相位差ΔUk和等待两星相位重合的轨道漂移时间Δtk，生成标称虚拟星目标相位查询表格；
步骤16：根据步骤15计算的查询表格，确定真星第一次实施轨道机动的时间和标称虚拟星目标相位；
步骤17：计算标称虚拟星在真星nn次轨道机动后相对定标场的星下点轨迹漂移距离L：
Figure BDA0003314716990000045
步骤18：计算真星在tnn-t1天轨控结束时应该瞄准的标称虚拟星目标相位Uaim；
Figure BDA0003314716990000046
通过轨道机动，当两星相位差为0时，真星与标称虚拟星相位重合，并将真星星下点轨迹捕获在定标场中心点东边+ΔLkm处。
本发明的特点还在于，
步骤2中，相位角u的计算公式如下：
Figure BDA0003314716990000047
其中，相位角u也称为纬度幅角，表示虚拟星从当前位置到升交点的角度距离，u∈(0,2π)；i为虚拟星的轨道倾角；
Figure BDA0003314716990000051
为定标场中心点纬度。
步骤3中，M_U＝dE-esin(dE)；
dE＝arctan2(sE,cE)
Figure BDA0003314716990000052
cE＝(e+cos(df))/(1.0+ecos(df))
df＝fmod(u-ω,2π)
其中，df为虚拟星相位角为u时的真近点角。
步骤4中，α＝fmod(Δα+Ω,2π)
其中，fmod(.,.)为求余数的函数，i为虚拟星的轨道倾角，u为虚拟星的相位角；
Figure BDA0003314716990000053
步骤10中，具体为：求解
min|λj-λ|
s.t.j＝0,1,2,......,R-1
设当j＝nm时，交点经度λnm与λ偏差最小，记作
Figure BDA0003314716990000054
此时
Figure BDA0003314716990000055
式中，j为自然数，单位：圈；R为标称工作轨道的回归圈数。
步骤11中，
Figure BDA0003314716990000061
Figure BDA0003314716990000062
Figure BDA0003314716990000063
式中，
Figure BDA0003314716990000064
为恒星时角变化量；
Figure BDA0003314716990000065
为标称虚拟星从T0时刻运行到
Figure BDA0003314716990000066
纬度圈的时间；
Figure BDA0003314716990000067
为标称虚拟星星下点位于
Figure BDA0003314716990000068
纬度圈时的平近点角；We为地球自转角速度，We＝7.2921158553e-5rad/s。
步骤14中，真星和虚拟星相对相位差漂移速度
Figure BDA0003314716990000069
的计算公式如下：
Figure BDA00033147169900000610
Δa为T0时刻真星与虚拟星的高度差，μ＝398600.4415km3/s2(JGM-3)，a为虚拟星的半长轴。
步骤16中，真星在入轨T0+m天后具备轨道机动条件，具体为
min|T0+m-Δtk|
s.t.Δtk>T0+m+1
Δtk<T0+m+2
k＝0,1,......,N-1
将解记作Δtkk，此时k＝kk，确定在Δtkk-1天或Δtkk-2天进行第一次轨道机动，且标称虚拟星目标相位为
Figure BDA00033147169900000611
本发明的有益效果是，本发明的一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获机动方法，适用于航天器星下点轨迹过指定定标场的轨迹捕获控制窗口优选问题，对测控资源优化调度、飞控程序制定决策具有很好辅助作用；将轨迹捕获轨道机动问题转化为与虚拟目标航天器的相位交会控制，该方法可靠性高、易操作，对轨道控制任务实施具有重要的指导意义。
附图说明
图1是本发明实施例中轨道参数定义图；
图2是本发明实施例中初始虚拟星与标称虚拟星的星下点轨迹图；
图3是本发明一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获方法的流程图。
具体实施方式
下面结合具体实施方式和附图对本发明进行详细说明。
本发明一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获方法，具体按照以下步骤实施：
步骤1：对于标称工作轨道特性为N天R圈回归的低轨航天器，在N天R圈的升轨或降轨运行过程中，其标称星下点轨迹经过某指定的定标场。标称工作轨道参数为{anominal,enominal,inominal,Ωnominal,ωnominal,Mnominal}，分别表示半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点幅角、平近点角；
以下对真实航天器和虚拟航天器分别简称为真星和虚拟星。
设真星和虚拟星的入轨的时间均为T0，T0时刻的恒星时角为S0，定标场中心点经纬度坐标为
Figure BDA0003314716990000071
轨迹维持要求为±ΔLkm；
真星T0时刻的轨道参数为：半长轴a0，偏心率e0，倾角i0，升交点赤经Ω0，近地点幅角ω0，平近点角M0；
据此初步设计虚拟星轨道参数为：半长轴a，偏心率e，倾角i，升交点赤经Ω，近地点幅角ω，平近点角M；
其中，a＝anominal,e＝enominal,i＝i0,Ω＝Ω0,ω＝ωnominal,M为待求变量；
此时虚拟星入轨当圈的星下点轨迹并未与标称轨迹重合。
步骤2：计算虚拟星当圈升轨或降轨星下点轨迹经过
Figure BDA0003314716990000081
纬度圈时的相位角u；
Figure BDA0003314716990000082
其中，相位角u也称为纬度幅角，表示虚拟星从当前位置到升交点的角度距离，u∈(0,2π)；i为虚拟星的轨道倾角；
Figure BDA0003314716990000083
为定标场中心点纬度。
步骤3：计算虚拟星相位角为u时的平近点角M_U；
M_U＝dE-esin(dE)
其中，df为虚拟星相位角为u时的真近点角，
dE＝arctan2(sE,cE)
Figure BDA0003314716990000084
cE＝(e+cos(df))/(1.0+ecos(df))
df＝fmod(u-ω,2π)
步骤4：计算虚拟星相位角为u时的赤经α；
α＝fmod(Δα+Ω,2π)
其中，fmod(.,.)为求余数的函数，i为虚拟星的轨道倾角，u为虚拟星的相位角；
Figure BDA0003314716990000085
步骤5：分别计算真星和虚拟星的平均运动角速度n0和n；
Figure BDA0003314716990000091
Figure BDA0003314716990000092
其中，a0和a分别为真星和虚拟星的半长轴，μ为地球引力常数，μ＝398600.4415km3/s2(JGM-3)。
步骤6：计算虚拟星从T0时刻运行到相位角为u时所需的时间ΔT；
ΔT＝fmod((M_U-M),2π)/n
其中，n为步骤5计算的虚拟星平均运动角速度；M为虚拟星T0时刻的平近点角。
步骤7：计算虚拟星从T0时刻运行到相位角为u时的恒星时角变化量ΔS；
ΔS＝ΔT×We
其中，We为地球自转角速度，We＝7.2921158553e-5,单位rad/s。
步骤8：计算虚拟星运行到相位角为u时星下点的地理经度λ；
λ＝fmod(α-(S0+ΔS)+2π，2π)
其中，S0为T0时刻的恒星时角；
步骤9：以定标场中心点经度λ0为起点，
Figure BDA0003314716990000093
纬度圈被星下点轨迹均匀分为R份，计算每个交点的地理经度λj；
λj＝λ0+2πj/R,j＝0,1,2,......,R-1
其中，j为自然数，单位：圈，R为标称工作轨道的回归圈数。
步骤10：在R个交点中寻找与步骤8计算的λ值相差最小的交点经度，即求解
min|λj-λ|
s.t.j＝0,1,2,......,R-1
设当j＝nm时，交点经度λnm与λ偏差最小，记作
Figure BDA0003314716990000101
此时
Figure BDA0003314716990000102
式中，j为自然数，单位：圈；R为标称工作轨道的回归圈数。
步骤11：根据相位角即航天器当前位置到升交点角度距离的定义，修正虚拟星运行到
Figure BDA0003314716990000103
纬度圈时的相位角
Figure BDA0003314716990000104
Figure BDA0003314716990000105
确定虚拟星的一组标称轨道参数为：
a＝anominal,e＝enominal,i＝i0,Ω＝Ω0,ω＝ωnominal,
Figure BDA0003314716990000106
此时虚拟星位于标称工作轨道上，可称为标称虚拟星，其运行轨迹与标称轨迹重合，即星下点轨迹满足过定标场的要求。
其中，
Figure BDA0003314716990000107
Figure BDA0003314716990000108
Figure BDA0003314716990000109
式中，
Figure BDA00033147169900001010
为恒星时角变化量；
Figure BDA00033147169900001011
为标称虚拟星从T0时刻运行到
Figure BDA00033147169900001012
纬度圈的时间；
Figure BDA00033147169900001013
为标称虚拟星星下点位于
Figure BDA00033147169900001014
纬度圈时的平近点角；M_U在步骤3求得；α在步骤4求得；n在步骤5中求得；
Figure BDA00033147169900001015
在步骤10求得；We为地球自转角速度。
步骤12：根据回归特性，计算T0时刻入轨的标称虚拟星，当圈可过
Figure BDA00033147169900001016
纬度圈的所有标称虚拟星的相位角
Figure BDA00033147169900001017
Figure BDA00033147169900001018
其中，k为自然数，单位为：天；N为标称工作轨道的回归天数。
步骤13：计算T0时刻真星入轨时的相位角U0；
U0＝ω0+M0
步骤14：计算真星和虚拟星相对相位差漂移速度
Figure BDA0003314716990000116
Figure BDA0003314716990000111
其中，Δa为T0时刻真星与虚拟星的高度差，a为虚拟星的半长轴，
Figure BDA0003314716990000112
单位为°/天。
步骤15：计算T0时刻真星与标称虚拟星的相位差ΔUk和等待两星相位重合的轨道漂移时间Δtk，生成标称虚拟星目标相位查询表格，如表1所示，表格内容如下：
Figure BDA0003314716990000113
Figure BDA0003314716990000114
k＝0,1,2,......,N-1
其中，k为自然数，单位为：天；N为标称工作轨道的回归天数。
表1目标相位和等待时间查询表
Figure BDA0003314716990000115
步骤16：根据步骤15计算的查询表格，确定真星第一次实施轨道机动的时间和标称虚拟星目标相位，即求解
min|T0+m-Δtk|
s.t.Δtk>T0+m+1
Δtk<T0+m+2
k＝0,1,......,N-1
用户确定真星在入轨T0+m天后具备轨道机动条件，但在工程实施中因受控制精度和航天器轨控能力约束，轨道控制会进行nn个批次，故需再预留1～2天，进行小控制量的控制精度标校等工作。
将解记作Δtkk，此时k＝kk，确定在Δtkk-1天或Δtkk-2天进行第一次轨道机动，且标称虚拟星目标相位为
Figure BDA0003314716990000121
步骤17：计算标称虚拟星在真星nn次轨道机动后相对定标场的星下点轨迹漂移距离L：
Figure BDA0003314716990000122
其中，Re为地球平均半径；
Figure BDA0003314716990000123
为根据标称虚拟星的轨道特性预估的半长轴衰减率，单位：m/天；a为标称虚拟星的半长轴；真星完成轨迹捕获控制需要nn次，共tnn-t1天；tl为每次轨道机动的开始时间，l＝1,2,.....,nn，l为正整数，单位：次；L单位：km。
步骤18：计算真星在tnn-t1天轨控结束时应该瞄准的标称虚拟星目标相位Uaim
Figure BDA0003314716990000124
L为根据步骤17计算的tnn-t1天内标称虚拟星的轨迹漂移距离；ΔL为轨迹维持要求的漂移环半径。
通过轨道机动，当两星相位差为0时，真星与标称虚拟星相位重合，并将真星星下点轨迹捕获在定标场中心点东边+ΔLkm处。
实施例
在具体应用实例中，该航天器理论标称工作轨道参数为anormal、enormal、inormal、ωnormal，回归特性为10天137圈，即N＝10R,＝13，星下点轨迹升轨过定标场，定标场中心点坐标为
Figure BDA0003314716990000131
发射入轨时间对应的恒星时角为S0，真星入轨轨道参数为a0＝anormal-12km、e0、i0、Ω0、ω0、M0，即入轨的时轨道高度比标称工作轨道高度低12km。
主要轨道控制任务为在调整入轨轨道高度偏置的同时，实现星下点轨迹过指定定标场的轨迹捕获。航天器入轨0.5天具备实施轨道机动的条件，用户要求四天内完成轨迹捕获控制，轨迹维持要求为±ΔL(km)，需要确定第一次轨道机动的时间和标称虚拟星的目标相位。
图1给出了实施例中航天器相关轨道参数定义的示意图，图2给出了步骤1中的初始虚拟星、步骤11中的标称虚拟星其星下点轨迹和定标场位置的关系示意图，图3给出了实施例的具体步骤流程图，如下：
步骤1：根据已知条件，初步设计虚拟星轨道参数为：
a＝anominal,e＝enominal,i＝i0,Ω＝Ω0,ω＝ωnominal,M暂取任意值，其中，平近点角M为待求变量，M∈(0,2π)。
步骤2：根据虚拟星轨道倾角i和定标场中心点纬度
Figure BDA0003314716990000132
计算虚拟星当圈升轨时星下点轨迹经过该纬度圈时的纬度角u；
Figure BDA0003314716990000133
其中，相位角u也称为纬度幅角，表示虚拟星从当前位置到升交点的角度距离。
步骤3：计算虚拟星相位角为u时的平近点角M_U；
M_U＝dE-esin(dE)
其中，
dE＝arctan2(sE,cE)
Figure BDA0003314716990000141
cE＝(e+cos(df))/(1.0+ecos(df))
df＝f mod(u-ω,2π)
步骤4：计算虚拟星相位角为u时的赤经α
α＝f mod(Δα+Ω,2π)
其中，
Δα＝arctan(tan(u)cos(i))
步骤5：分别计算真星和虚拟星的平均运动角速度n0和n；
Figure BDA0003314716990000142
Figure BDA0003314716990000143
其中μ为地球引力常数，μ＝398600.4415km3/s2(JGM-3)。
步骤6：计算虚拟星从T0时刻运行到相位角为u时所需的时间ΔT；
ΔT＝fmod((M_U-M),2π)/n
步骤7：计算虚拟星从T0时刻运行到相位角为u时的恒星时角变化量ΔS；
ΔS＝ΔT×We
其中，We为地球自转角速度，We＝7.2921158553e-5,单位rad/s。
步骤8：计算虚拟星运行到相位角为u时星下点的地理经度λ；
λ＝fmod(α-(S0+ΔS)+2π，2π)
步骤9：以定标场中心点经度λ0为起点，
Figure BDA0003314716990000151
纬度圈被星下点轨迹均匀分为137份，计算每个交点的地理经度λj；
λj＝λ0+2πj/137,j＝0,1,2,......,136
其中，j为自然数，单位：圈。
步骤10：在137个交点中寻找与步骤8计算的λ值相差最小的交点经度，即求解
min|λj-λ|
s.t.j＝0,1,2,......,R-1
求得当j＝nm时，λnm与步骤8计算的经度λ差最小，取
Figure BDA0003314716990000152
步骤11：根据相位角即航天器当前位置到升交点角度距离的定义，修正虚拟星运行到
Figure BDA0003314716990000153
纬度圈时的相位角
Figure BDA0003314716990000154
Figure BDA0003314716990000155
确定虚拟星的一组标称轨道参数为：
a＝anominal,e＝enominal,i＝i0,Ω＝Ω0,ω＝ωnominal,
Figure BDA0003314716990000156
此时虚
拟星位于标称工作轨道上，可称为标称虚拟星，且当前轨道圈的星下点位于
Figure BDA0003314716990000157
纬度圈，运行轨迹与标称轨迹重合。
其中，
Figure BDA0003314716990000158
Figure BDA0003314716990000159
Figure BDA00033147169900001510
Figure BDA00033147169900001511
为恒星时角变化量，
Figure BDA00033147169900001512
为卫星运行时间，
Figure BDA00033147169900001513
为平近点角。
步骤12：根据回归特性，计算T0时刻入轨的标称虚拟星，当圈可过
Figure BDA0003314716990000161
纬度圈的所有标称虚拟星的相位角
Figure BDA0003314716990000162
Figure BDA0003314716990000163
其中k为自然数，单位为：天。
步骤13：计算T0时刻真星入轨时的相位角U0；
U0＝ω0+M0
步骤14：计算真星和虚拟星相对相位差漂移速度
Figure BDA0003314716990000164
Figure BDA0003314716990000165
其中，Δa为T0时刻真星与虚拟星的高度差，
Figure BDA0003314716990000166
单位为°/天。
步骤15：计算T0时刻真星与标称虚拟星的相位差ΔUk和等待两星相位重合的轨道漂移时间Δtk，生成标称虚拟星目标相位查询表格，表2，表格内容如下：
Figure BDA0003314716990000167
Figure BDA0003314716990000168
k＝0,1,2,......,9
其中k为自然数，单位为：天。
表2目标相位和等待时间查询表
Figure BDA0003314716990000169
Figure BDA0003314716990000171
步骤16：根据步骤15计算的查询表格，确定真星第一次实施轨道机动的时间和标称虚拟星目标相位，即求解
min|T0+0.5-Δtk|
s.t.Δtk>T0+0.5+1
Δtk<T0+0.5+2
k＝0,1,......,9
将解记作Δtkk，此时k＝kk，确定在Δtkk-1天或Δtkk-2天进行第一次轨道机动，且标称虚拟星目标相位为
Figure BDA0003314716990000172
步骤17：计算标称虚拟星在真星nn次轨道机动后相对定标场的星下点轨迹漂移距离L：
Figure BDA0003314716990000173
其中，Re为地球平均半径；
Figure BDA0003314716990000174
为根据标称虚拟星的轨道特性预估的半长轴衰减率，单位：m/天；a为标称虚拟星的半长轴；真星完成轨迹捕获控制需要nn次，共tnn-t1天；tl为每次轨道机动的开始时间，l＝1,2,.....,nn，l为正整数，单位：次；L单位：km。
步骤18：考虑漂移和维持要求，修正真星在tnn-t1天轨控结束时应该瞄准的标称虚拟星目标相位为Uaim，并进行轨道机动。
Figure BDA0003314716990000181
其中，L为根据步骤17计算的tnn-t1天内标称虚拟星的轨迹漂移距离；ΔL为轨迹维持要求的漂移环半径。
通过轨道机动，当真星和标称虚拟星相位差为0时，两星轨道重合，并且将真星的轨迹捕获在定标场中心点的东边+ΔLkm处。
本发明讨论了一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获机动方法，适用于航天器星下点轨迹过指定定标场的轨迹捕获控制窗口优选问题，根据指定位置和回归特性设计虚拟目标航天器的轨道参数，提出了一种可靠性高、易操作和推广使用的基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获机动方法，将其轨迹捕获轨道机动问题转化为与虚拟目标航天器的相位交会控制，对测控资源优化调度、飞控程序制定决策具有很好辅助作用，对轨道控制任务实施具有重要的指导意义。

Claims (8)

1.一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获方法，其特征在于，具体按照以下步骤实施：
步骤1：真星标称工作轨道参数为{anominal,enominal,inominal,Ωnominal,ωnominal,Mnominal}，分别表示半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点幅角、平近点角；
设真星和虚拟星的入轨的时间均为T0，T0时刻的恒星时角为S0，定标场中心点经纬度坐标为
Figure FDA0004176647130000011
轨迹维持要求为±ΔLkm；
真星T0时刻的轨道参数为：半长轴a0，偏心率e0，倾角i0，升交点赤经Ω0，近地点幅角ω0，平近点角M0；
初步设计虚拟星轨道参数为：半长轴a，偏心率e，倾角i，升交点赤经Ω，近地点幅角ω，平近点角M；a＝anominal,e＝enominal,i＝i0,Ω＝Ω0,ω＝ωnominal,M为待求变量；
步骤2：计算虚拟星当圈升轨或降轨星下点轨迹经过
Figure FDA0004176647130000014
纬度圈时的相位角u；
步骤3：计算虚拟星相位角为u时的平近点角M_U；
步骤4：计算虚拟星相位角为u时的赤经α；
步骤5：分别计算真星和虚拟星的平均运动角速度n0和n；
Figure FDA0004176647130000012
Figure FDA0004176647130000013
μ为地球引力常数；
步骤6：计算虚拟星从T0时刻运行到相位角为u时所需的时间ΔT；
ΔT＝fmod((M_U-M),2π)/n
步骤7：计算虚拟星从T0时刻运行到相位角为u时的恒星时角变化量ΔS；ΔS＝ΔT×We；We为地球自转角速度；
步骤8：计算虚拟星运行到相位角为u时星下点的地理经度λ；
λ＝fmod(α-(S0+ΔS)+2π，2π)
S0为T0时刻的恒星时角；
步骤9：以定标场中心点经度λ0为起点，
Figure FDA0004176647130000021
纬度圈被星下点轨迹均匀分为R份，计算每个交点的地理经度λj；
λj＝λ0+2πj/R,j＝0,1,2,......,R-1
步骤10：在R个交点中寻找与步骤8计算的λ值相差最小的交点经度；
步骤11：根据相位角即航天器当前位置到升交点角度距离的定义，修正虚拟星运行到
Figure FDA0004176647130000022
纬度圈时的相位角
Figure FDA0004176647130000023
Figure FDA0004176647130000024
确定虚拟星的一组标称轨道参数为：
a＝anominal,e＝enominal,i＝i0,Ω＝Ω0,ω＝ωnominal,
Figure FDA0004176647130000025
Figure FDA00041766471300000210
为标称虚拟星星下点位于
Figure FDA0004176647130000026
纬度圈时的平近点角；
步骤12：根据回归特性，计算T0时刻入轨的标称虚拟星，当圈可过
Figure FDA0004176647130000027
纬度圈的所有标称虚拟星的相位角
Figure FDA0004176647130000028
Figure FDA0004176647130000029
N为标称工作轨道的回归天数；
步骤13：计算T0时刻真星入轨时的相位角U0；U0＝ω0+M0
步骤14：计算真星和虚拟星相对相位差漂移速度
Figure FDA0004176647130000031
步骤15：计算T0时刻真星与标称虚拟星的相位差ΔUk和等待两星相位重合的轨道漂移时间Δtk，生成标称虚拟星目标相位查询表格；
步骤16：根据步骤15计算的查询表格，确定真星第一次实施轨道机动的时间和标称虚拟星目标相位；
步骤17：计算标称虚拟星在真星nn次轨道机动后相对定标场的星下点轨迹漂移距离L：
Figure FDA0004176647130000032
Re为地球平均半径，a为标称虚拟星的半长轴；tl为每次轨道机动的开始时间，l＝1,2,.....,nn，l为正整数；
步骤18：计算真星在tnn-t1天轨控结束时应该瞄准的标称虚拟星目标相位Uaim；
Figure FDA0004176647130000033
Figure FDA0004176647130000034
为标称虚拟星目标相位；
通过轨道机动，当两星相位差为0时，真星与标称虚拟星相位重合，并将真星星下点轨迹捕获在定标场中心点东边+ΔLkm处。
2.根据权利要求1所述的一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获方法，其特征在于，所述步骤2中，相位角u的计算公式如下：
Figure FDA0004176647130000035
其中，相位角u也称为纬度幅角，表示虚拟星从当前位置到升交点的角度距离，u∈(0,2π)；i为虚拟星的轨道倾角；
Figure FDA0004176647130000041
为定标场中心点纬度。
3.根据权利要求1所述的一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获方法，其特征在于，所述步骤3中，M_U＝dE-esin(dE)；
dE＝arctan2(sE,cE)
Figure FDA0004176647130000042
cE＝(e+cos(df))/(1.0+ecos(df))
df＝fmod(u-ω,2π)
其中，df为虚拟星相位角为u时的真近点角。
4.根据权利要求1所述的一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获方法，其特征在于，所述步骤4中，α＝fmod(Δα+Ω,2π)
其中，fmod(.,.)为求余数的函数，i为虚拟星的轨道倾角，u为虚拟星的相位角；
Figure FDA0004176647130000043
5.根据权利要求1所述的一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获方法，其特征在于，所述步骤10中，具体为：求解
min|λj-λ|
s.t.j＝0,1,2,......,R-1
设当j＝nm时，交点经度λnm与λ偏差最小，记作
Figure FDA0004176647130000044
此时
Figure FDA0004176647130000045
式中，j为自然数，单位：圈；R为标称工作轨道的回归圈数。
6.根据权利要求1所述的一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获方法，其特征在于，所述步骤11中，
Figure FDA0004176647130000051
Figure FDA0004176647130000052
Figure FDA0004176647130000053
式中，
Figure FDA0004176647130000054
为恒星时角变化量；
Figure FDA00041766471300000511
为标称虚拟星从T0时刻运行到
Figure FDA0004176647130000055
纬度圈的时间；
Figure FDA0004176647130000056
为标称虚拟星星下点位于
Figure FDA0004176647130000057
纬度圈时的平近点角；We为地球自转角速度；We＝7.2921158553e-5rad/s。
7.根据权利要求1所述的一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获方法，其特征在于，所述步骤14中，真星和虚拟星相对相位差漂移速度
Figure FDA0004176647130000058
的计算公式如下：
Figure FDA0004176647130000059
Δa为T0时刻真星与虚拟星的高度差，μ＝398600.4415km3/s2(JGM-3)，a为虚拟星的半长轴。
8.根据权利要求1所述的一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获方法，其特征在于，所述步骤16中，真星在入轨T0+m天后具备轨道机动条件，具体为
min|T0+m-Δtk|
s.t.Δtk>T0+m+1
Δtk<T0+m+2
k＝0,1,......,N-1
将解记作Δtkk，此时k＝kk，确定在Δtkk-1天或Δtkk-2天进行第一次轨道机动，且标称虚拟星目标相位为
Figure FDA00041766471300000510
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Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1288760A1 (fr) * 2001-09-04 2003-03-05 Centre National D'etudes Spatiales Procédé de contrôle d'orbite autonome d'un satellite, et satellite en orbite contrôlé de facon autonome
CN103684628A (zh) * 2013-11-18 2014-03-26 航天东方红卫星有限公司 一种目标轨道与星下点轨迹同时捕获方法
CN109165415A (zh) * 2018-07-28 2019-01-08 西北工业大学 一种基于人工合成引力势场的连续推力轨道设计方法及其应用

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10332283B2 (en) * 2014-09-16 2019-06-25 Nokia Of America Corporation Visualized re-physicalization of captured physical signals and/or physical states

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1288760A1 (fr) * 2001-09-04 2003-03-05 Centre National D'etudes Spatiales Procédé de contrôle d'orbite autonome d'un satellite, et satellite en orbite contrôlé de facon autonome
CN103684628A (zh) * 2013-11-18 2014-03-26 航天东方红卫星有限公司 一种目标轨道与星下点轨迹同时捕获方法
CN109165415A (zh) * 2018-07-28 2019-01-08 西北工业大学 一种基于人工合成引力势场的连续推力轨道设计方法及其应用

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