CN114460952A - 椭圆轨道伴飞构型初始化的双星协同变轨方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种椭圆轨道伴飞构型初始化的双星协同变轨方法及系统，包括：步骤S1：根据初末状态的轨道根数，分别计算主从双星的脉冲速度增量序列；步骤S2：设定主星脉冲间的间隔圈数，计算主星的第一次点火维度幅角，从而确保最后一次脉冲施加后纬度幅角满足指定值；步骤S3：设定从星脉冲间的间隔圈数，根据主星的点火纬度幅角和预设近地点幅角差值，计算从星的第一次点火纬度幅角，从而确保最后一次脉冲施加后主从双星近地点幅角差值满足指定值；步骤S4：采用J2摄动轨道动力学方程对卫星运动进行描述，建立第一次点火纬度幅角和变轨结束后双星近地点幅角差的约束方程，采用SQP算法，迭代计算控制变量。
Description
技术领域
本发明涉及航天器总体设计领域，具体地，涉及椭圆轨道伴飞构型初始化的双星协同变轨方法及系统，更为具体地，涉及非冻结椭圆轨道伴飞构形初始化的双星协同变轨控制方法。
背景技术
航天器在轨操作任务中，伴飞构形的形成是其任务成功的第一步。在任务实施中，往往需要对构形提出诸多要求，包括半长轴、偏心率、近地点幅角等参数大范围变动等。对于非冻结椭圆轨道，近地点幅角处于漂移状态，不恰当的变轨控制，往往造成半长轴、偏心率、近地点幅角无法联合控制，因此需要双星协同变轨，施加若干次脉冲，形成特定的构形饶飞，实现对目标故障情况进行成像。
目前，人们对航天器变轨策略进行了一些研究，经检索，与变轨策略设计相关的主要有：
专利文献CN102424116A(申请号：201110409628.3)公开了一种静止轨道卫星变轨策略优化方法，克服现有技术的不足，提供了一种静止轨道卫星变轨策略优化方法，合理确定变轨策略设计的各个约束条件，以减少变轨策略设计过程中的人工干预以及计算时间和计算量。该专利关注的单颗卫星的变轨策略，模型与优化方法与双星伴飞存在很大的差异，其相关设计方法无法借用。
专利文献CN107885917A(申请号：201711020136.9)公开了基于异面变轨策略的卫星星座重构方法、设备及存储设备，提供了基于异面变轨策略的卫星星座重构方法、设备及存储设备，通过卫星机动变轨的方式,优化卫星的轨道参数，改变卫星星座的空间构型，对卫星星座进行重构，从而满足应急任务对卫星网络组网的性能需求。该专利关注的星座重构方法，而本专利则关注双星伴飞构形控制，差异较大。
专利文献CN104249816A(申请号：201310260623.8)公开了一种非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法，针对先绕飞再悬停的相对运动过程，采用实时闭环LQG轨道控制律，对绕飞阶段追踪星相对于目标星的实际轨道运动和所设计的通用绕飞轨迹的偏差量，以及悬停阶段追踪星相对于悬停目标点的相对位置和相对速度进行控制，其控制精度高，燃料消耗少。该专利关注的绕飞过程中的姿态协同设计方法，与本专利的双星伴飞构形控制存在很大的差异，其相关设计方法无法借用。
专利文献CN104309822A(申请号：CN201410612686.X)公开了一种基于参数优化的航天器单脉冲水滴形绕飞轨迹悬停控制方法，解决了现有的定点悬停方法要求控制量是连续的，现有的单脉冲水滴形绕飞方法来实现悬停，没有考虑由于悬停时间较长，悬停在目标航天器轨道平面的追踪航天器的燃料消耗的问题。该专利关注的绕飞过程中的悬停控制，与本专利的构形初始化控制存在很大的差异，其相关设计方法无法借用。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种椭圆轨道伴飞构型初始化的双星协同变轨方法及系统。
根据本发明提供的一种椭圆轨道伴飞构型初始化的双星协同变轨方法，包括：
步骤S1：根据初末状态的轨道根数分别计算主从双星的脉冲速度增量序列；
步骤S2：设定主星脉冲间的间隔圈数计算主星的第一次点火纬度幅角，从而确保最后一次脉冲施加后纬度幅角满足指定值；
步骤S3：设定从星脉冲间的间隔圈数，根据主星的点火纬度幅角和预设近地点幅角差值，计算从星的第一次点火纬度幅角，从而确保最后一次脉冲施加后主从双星近地点幅角差值满足指定值；
步骤S4：采用J2摄动轨道动力学方程对卫星运动进行描述，建立第一次点火纬度幅角和变轨结束后双星近地点幅角差的约束方程，采用SQP算法，迭代计算控制变量。
优选地，所述步骤S1采用：
步骤S1.1：在同一历元时刻，设定主从双星，设定初始时刻的瞬时轨道根数，采用古在平根模型计算初始时刻的平根；
步骤S1.2：设定末端轨道的远地点高度，基于初始时刻的平根采用二体模型分别计算主从双星的总脉冲；
步骤S1.3：基于主从双星的总脉冲，根据推力大小、卫星质量以及单次点火时间分解总脉冲，计算得到主从双星的脉冲序列，获取各次脉冲大小和脉冲总次数。
优选地，所述步骤S2采用：
步骤S2.1：采用J2摄动方程及二体模型计算各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期以及近地点幅角漂移率
步骤S2.2：根据各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期以及近地点幅角漂移率，设定主星脉冲间的间隔圈数和期望的终端近地点幅角，计算得到主星的第一次脉冲的纬度幅角。
优选地，所述步骤S3采用：
步骤S3.1：采用J2摄动方程及二体模型计算各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期及近地点幅角漂移率；
步骤S3.2：根据变轨结束后期望的终端近地点幅角，设定主从双星近地点幅角差，计算从星期望的终端近地点幅角；
步骤S3.3：根据各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期及近地点幅角漂移率以及从星期望的终端近地点幅角，设定从星脉冲间的间隔圈数和期望的终端近地点幅角，计算得到从星的第一次脉冲的纬度幅角。
优选地，所述步骤S4采用：
步骤S4.1：在惯性直角坐标系下，建立J2摄动轨道动力学方程和平瞬根转化模型；
步骤S4.2：以脉冲序列、主星第一次点火纬度幅角以及从星第一次点火纬度幅角作为控制变量，采用SQP算法，迭代计算直至满足所有的约束方程。
优选地，所述约束方程包括：将包括脉冲序列以及第一次点火纬度幅角为初始猜测建立主从双星变轨结束后的约束方程，包括半长轴、偏心率、近地点幅角差以及单次最大脉冲约束的约束条件的约束方程。
根据本发明提供的一种椭圆轨道伴飞构型初始化的双星协同变轨系统，包括：
模块M1：根据初末状态的轨道根数分别计算主从双星的脉冲速度增量序列；
模块M2：设定主星脉冲间的间隔圈数计算主星的第一次点火纬度幅角，从而确保最后一次脉冲施加后纬度幅角满足指定值；
模块M3：设定从星脉冲间的间隔圈数，根据主星的点火纬度幅角和预设近地点幅角差值，计算从星的第一次点火纬度幅角，从而确保最后一次脉冲施加后主从双星近地点幅角差值满足指定值；
模块M4：采用J2摄动轨道动力学方程对卫星运动进行描述，建立第一次点火纬度幅角和变轨结束后双星近地点幅角差的约束方程，采用SQP算法，迭代计算控制变量。
优选地，所述模块M1采用：
模块M1.1：在同一历元时刻，设定主从双星，设定初始时刻的瞬时轨道根数，采用古在平根模型计算初始时刻的平根；
模块M1.2：设定末端轨道的远地点高度，基于初始时刻的平根采用二体模型分别计算主从双星的总脉冲；
模块M1.3：基于主从双星的总脉冲，根据推力大小、卫星质量以及单次点火时间分解总脉冲，计算得到主从双星的脉冲序列，获取各次脉冲大小和脉冲总次数。
优选地，所述模块M2采用：
模块M2.1：采用J2摄动方程及二体模型计算各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期以及近地点幅角漂移率
模块M2.2：根据各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期以及近地点幅角漂移率，设定主星脉冲间的间隔圈数和期望的终端近地点幅角，计算得到主星的第一次脉冲的纬度幅角；
优选地，所述模块M3采用：
模块M3.1：采用J2摄动方程及二体模型计算各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期及近地点幅角漂移率；
模块M3.2：根据变轨结束后期望的终端近地点幅角，设定主从双星近地点幅角差，计算从星期望的终端近地点幅角；
模块M3.3：根据各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期及近地点幅角漂移率以及从星期望的终端近地点幅角，设定从星脉冲间的间隔圈数和期望的终端近地点幅角，计算得到从星的第一次脉冲的纬度幅角。
优选地，所述模块M4采用：
模块M4.1：在惯性直角坐标系下，建立J2摄动轨道动力学方程和平瞬根转化模型；
模块M4.2：以脉冲序列、主星第一次点火纬度幅角以及从星第一次点火纬度幅角作为控制变量，采用SQP算法，迭代计算直至满足所有的约束方程；
所述约束方程包括：将包括脉冲序列以及第一次点火纬度幅角为初始猜测建立主从双星变轨结束后的约束方程，包括半长轴、偏心率、近地点幅角差以及单次最大脉冲约束的约束条件的约束方程。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明中的方法实现了轨道精度、计算量及设计效率之间的权衡，利用解析的轨道模型，可快速有效地地完成控制变量的初步设计，然后以该解作为高精度模型的初值猜测，可有效地减少迭代次数、降低计算量，并确保数值迭代的鲁棒性。
2、现有技术中，卫星变轨一般涉及单星变轨或者多星单独变轨，未见有双星进行协同变轨控制，本发明中的方法可为潜在的多星协同变轨控制任务涉及提供有益参考；
3、本发明可以有效考虑拱线非冻结的特性，实现主从双星的半长轴、偏心率及近地点幅角联合调整，采用主从双星协同变轨的方式，为伴飞构形初始化提供一种精确快速的变轨方法。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明方法流程图。
图2为具体实施方式中主星参考坐标系下从星的运动轨迹。
图3为具体实施方式中近地点幅角差的时间历程。
图4为具体实施方式中半长轴差的时间历程。
图5为具体实施方式中偏心率差的时间历程。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对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，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
本发明的目的是提供非冻结椭圆轨道伴飞构形初始化的双星协同变轨控制方法，可以有效考虑拱线非冻结的特性，实现主从双星的半长轴、偏心率及近地点幅角联合调整，采用主从双星协同变轨的方式，为伴飞构形初始化提供一种精确快速的变轨方法。
本发明提供非冻结椭圆轨道伴飞构形初始化的双星协同变轨控制方法，可以有效考虑拱线非冻结的特性，实现主从双星的半长轴、偏心率及近地点幅角联合调整，采用主从双星协同变轨的方式，为伴飞构形初始化提供一种精确快速的变轨方法。该方法实现了轨道精度、计算量及设计效率之间的权衡，利用解析的轨道模型，可快速有效地地完成控制变量的初步设计，然后以该解作为高精度模型的初值猜测，可有效地减少迭代次数、降低计算量，并确保数值迭代的鲁棒性。
实施例1
根据本发明提供的一种椭圆轨道伴飞构型初始化的双星协同变轨方法，如图1所示，包括：
步骤S1：根据初末状态的轨道根数分别计算主从双星的脉冲速度增量序列；
步骤S2：设定主星脉冲间的间隔圈数计算主星的第一次点火纬度幅角，从而确保最后一次脉冲施加后纬度幅角满足指定值；
步骤S3：设定从星脉冲间的间隔圈数，根据主星的点火纬度幅角和预设近地点幅角差值，计算从星的第一次点火纬度幅角，从而确保最后一次脉冲施加后主从双星近地点幅角差值满足指定值；
步骤S4：采用J2摄动轨道动力学方程对卫星运动进行描述，建立第一次点火纬度幅角和变轨结束后双星近地点幅角差的约束方程，采用SQP算法，迭代计算控制变量。
具体地，所述步骤S1采用：
步骤S1.1：在同一历元时刻，设定主从双星，设定初始时刻的瞬时轨道根数，采用古在平根模型计算初始时刻的平根；
步骤S1.2：设定末端轨道的远地点高度，基于初始时刻的平根采用二体模型分别计算主从双星的总脉冲；
步骤S1.3：基于主从双星的总脉冲，根据推力大小、卫星质量以及单次点火时间分解总脉冲，计算得到主从双星的脉冲序列，获取各次脉冲大小和脉冲总次数。
具体地，所述步骤S2采用：
步骤S2.1：采用J2摄动方程及二体模型计算各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期以及近地点幅角漂移率；
步骤S2.2：根据各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期以及近地点幅角漂移率，设定主星脉冲间的间隔圈数和期望的终端近地点幅角，计算得到主星的第一次脉冲的纬度幅角。
具体地，所述步骤S3采用：
步骤S3.1：采用J2摄动方程及二体模型计算各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期及近地点幅角漂移率；
步骤S3.2：根据变轨结束后期望的终端近地点幅角，设定主从双星近地点幅角差，计算从星期望的终端近地点幅角；
步骤S3.3：根据各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期及近地点幅角漂移率以及从星期望的终端近地点幅角，设定从星脉冲间的间隔圈数和期望的终端近地点幅角，计算得到从星的第一次脉冲的纬度幅角。
具体地，所述步骤S4采用：
步骤S4.1：在惯性直角坐标系下，建立J2摄动轨道动力学方程和平瞬根转化模型；
步骤S4.2：基于脉冲序列、第一次点火纬度幅角等为初值猜测，建立主从双星变轨结束后的约束方程，包括半长轴、偏心率、近地点幅角差等约束方程，同时考虑单次最大脉冲约束；
步骤S4.2：以脉冲序列、主星第一次点火纬度幅角以及从星第一次点火纬度幅角等作为控制变量，采用SQP算法，迭代计算直至满足所有的约束方程；
以下为非冻结椭圆轨道伴飞构形初始化的双星协同变轨控制方法的数值仿真验证。
在仿真计算中，设定目标轨道远地点高度为630km，近地点幅角差期望值为200°，共进行4次脉冲。
根据以上计算条件，进行数值仿真计算，结果如图2-5所示。
根据本发明提供的一种椭圆轨道伴飞构型初始化的双星协同变轨系统，包括：
模块M1：根据初末状态的轨道根数分别计算主从双星的脉冲速度增量序列；
模块M2：设定主星脉冲间的间隔圈数计算主星的第一次点火纬度幅角，从而确保最后一次脉冲施加后纬度幅角满足指定值；
模块M3：设定从星脉冲间的间隔圈数，根据主星的点火纬度幅角和预设近地点幅角差值，计算从星的第一次点火纬度幅角，从而确保最后一次脉冲施加后主从双星近地点幅角差值满足指定值；
模块M4：采用J2摄动轨道动力学方程对卫星运动进行描述，建立第一次点火纬度幅角和变轨结束后双星近地点幅角差的约束方程，采用SQP算法，迭代计算控制变量。
具体地，所述模块M1采用：
模块M1.1：在同一历元时刻，设定主从双星，设定初始时刻的瞬时轨道根数，采用古在平根模型计算初始时刻的平根；
模块M1.2：设定末端轨道的远地点高度，基于初始时刻的平根采用二体模型分别计算主从双星的总脉冲；
模块M1.3：基于主从双星的总脉冲，根据推力大小、卫星质量以及单次点火时间分解总脉冲，计算得到主从双星的脉冲序列，获取各次脉冲大小和脉冲总次数。
具体地，所述模块M2采用：
模块M2.1：采用J2摄动方程及二体模型计算各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期以及近地点幅角漂移率；
模块M2.2：根据各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期以及近地点幅角漂移率，设定主星脉冲间的间隔圈数和期望的终端近地点幅角，计算得到主星的第一次脉冲的纬度幅角。
具体地，所述模块M3采用：
模块M3.1：采用J2摄动方程及二体模型计算各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期及近地点幅角漂移率；
模块M3.2：根据变轨结束后期望的终端近地点幅角，设定主从双星近地点幅角差，计算从星期望的终端近地点幅角；
模块M3.3：根据各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期及近地点幅角漂移率以及从星期望的终端近地点幅角，设定从星脉冲间的间隔圈数和期望的终端近地点幅角，计算得到从星的第一次脉冲的纬度幅角。
具体地，所述模块M4采用：
模块M4.1：在惯性直角坐标系下，建立J2摄动轨道动力学方程和平瞬根转化模型；
模块M4.2：基于脉冲序列、第一次点火纬度幅角等为初值猜测，建立主从双星变轨结束后的约束方程，包括半长轴、偏心率、近地点幅角差等约束方程，同时考虑单次最大脉冲约束；
模块M4.2：以脉冲序列、主星第一次点火纬度幅角以及从星第一次点火纬度幅角等作为控制变量，采用SQP算法，迭代计算直至满足所有的约束方程；
以下为非冻结椭圆轨道伴飞构形初始化的双星协同变轨控制方法的数值仿真验证。
在仿真计算中，设定目标轨道远地点高度为630km，近地点幅角差期望值为200°，共进行4次脉冲。
根据以上计算条件，进行数值仿真计算，结果如图2-5所示。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (10)
1.一种椭圆轨道伴飞构型初始化的双星协同变轨方法，其特征在于，包括：
步骤S1：根据初末状态的轨道根数分别计算主从双星的脉冲速度增量序列；
步骤S2：设定主星脉冲间的间隔圈数计算主星的第一次点火纬度幅角，从而确保最后一次脉冲施加后纬度幅角满足指定值；
步骤S3：设定从星脉冲间的间隔圈数，根据主星的点火纬度幅角和预设近地点幅角差值，计算从星的第一次点火纬度幅角，从而确保最后一次脉冲施加后主从双星近地点幅角差值满足指定值；
步骤S4：采用J2摄动轨道动力学方程对卫星运动进行描述，建立第一次点火纬度幅角和变轨结束后双星近地点幅角差的约束方程，采用SQP算法，迭代计算控制变量。
2.根据权利要求1所述的椭圆轨道伴飞构型初始化的双星协同变轨方法，其特征在于，所述步骤S1采用：
步骤S1.1：在同一历元时刻，设定主从双星，设定初始时刻的瞬时轨道根数，采用古在平根模型计算初始时刻的平根；
步骤S1.2：设定末端轨道的远地点高度，基于初始时刻的平根采用二体模型分别计算主从双星的总脉冲；
步骤S1.3：基于主从双星的总脉冲，根据推力大小、卫星质量以及单次点火时间分解总脉冲，计算得到主从双星的脉冲序列，获取各次脉冲大小和脉冲总次数。
3.根据权利要求1所述的椭圆轨道伴飞构型初始化的双星协同变轨方法，其特征在于，所述步骤S2采用：
步骤S2.1：采用J2摄动方程及二体模型计算各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期以及近地点幅角漂移率
步骤S2.2：根据各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期以及近地点幅角漂移率，设定主星脉冲间的间隔圈数和期望的终端近地点幅角，计算得到主星的第一次脉冲的纬度幅角。
4.根据权利要求1所述的椭圆轨道伴飞构型初始化的双星协同变轨方法，其特征在于，所述步骤S3采用：
步骤S3.1：采用J2摄动方程及二体模型计算各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期及近地点幅角漂移率；
步骤S3.2：根据变轨结束后期望的终端近地点幅角，设定主从双星近地点幅角差，计算从星期望的终端近地点幅角；
步骤S3.3：根据各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期及近地点幅角漂移率以及从星期望的终端近地点幅角，设定从星脉冲间的间隔圈数和期望的终端近地点幅角，计算得到从星的第一次脉冲的纬度幅角。
5.根据权利要求1所述的椭圆轨道伴飞构型初始化的双星协同变轨方法，其特征在于，所述步骤S4采用：
步骤S4.1：在惯性直角坐标系下，建立J2摄动轨道动力学方程和平瞬根转化模型；
步骤S4.2：以脉冲序列、主星第一次点火纬度幅角以及从星第一次点火纬度幅角作为控制变量，采用SQP算法，迭代计算直至满足所有的约束方程；
所述约束方程包括：将包括脉冲序列以及第一次点火纬度幅角为初始猜测建立主从双星变轨结束后的约束方程，包括半长轴、偏心率、近地点幅角差以及单次最大脉冲约束的约束条件的约束方程。
6.一种椭圆轨道伴飞构型初始化的双星协同变轨系统，其特征在于，包括：
模块M1：根据初末状态的轨道根数分别计算主从双星的脉冲速度增量序列；
模块M2：设定主星脉冲间的间隔圈数计算主星的第一次点火纬度幅角，从而确保最后一次脉冲施加后纬度幅角满足指定值；
模块M3：设定从星脉冲间的间隔圈数，根据主星的点火纬度幅角和预设近地点幅角差值，计算从星的第一次点火纬度幅角，从而确保最后一次脉冲施加后主从双星近地点幅角差值满足指定值；
模块M4：采用J2摄动轨道动力学方程对卫星运动进行描述，建立第一次点火纬度幅角和变轨结束后双星近地点幅角差的约束方程，采用SQP算法，迭代计算控制变量。
7.根据权利要求6所述的椭圆轨道伴飞构型初始化的双星协同变轨系统，其特征在于，所述模块M1采用：
模块M1.1：在同一历元时刻，设定主从双星，设定初始时刻的瞬时轨道根数，采用古在平根模型计算初始时刻的平根；
模块M1.2：设定末端轨道的远地点高度，基于初始时刻的平根采用二体模型分别计算主从双星的总脉冲；
模块M1.3：基于主从双星的总脉冲，根据推力大小、卫星质量以及单次点火时间分解总脉冲，计算得到主从双星的脉冲序列，获取各次脉冲大小和脉冲总次数。
8.根据权利要求6所述的椭圆轨道伴飞构型初始化的双星协同变轨系统，其特征在于，所述模块M2采用：
模块M2.1：采用J2摄动方程及二体模型计算各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期以及近地点幅角漂移率
模块M2.2：根据各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期以及近地点幅角漂移率，设定主星脉冲间的间隔圈数和期望的终端近地点幅角，计算得到主星的第一次脉冲的纬度幅角。
9.根据权利要求6所述的椭圆轨道伴飞构型初始化的双星协同变轨系统，其特征在于，所述模块M3采用：
模块M3.1：采用J2摄动方程及二体模型计算各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期及近地点幅角漂移率；
模块M3.2：根据变轨结束后期望的终端近地点幅角，设定主从双星近地点幅角差，计算从星期望的终端近地点幅角；
模块M3.3：根据各次脉冲施加后的平半长轴、平偏心率、轨道的周期及近地点幅角漂移率以及从星期望的终端近地点幅角，设定从星脉冲间的间隔圈数和期望的终端近地点幅角，计算得到从星的第一次脉冲的纬度幅角。
10.根据权利要求6所述的椭圆轨道伴飞构型初始化的双星协同变轨系统，其特征在于，所述模块M4采用：
模块M4.1：在惯性直角坐标系下，建立J2摄动轨道动力学方程和平瞬根转化模型；
模块M4.2：以脉冲序列、主星第一次点火纬度幅角以及从星第一次点火纬度幅角作为控制变量，采用SQP算法，迭代计算直至满足所有的约束方程；
所述约束方程包括：将包括脉冲序列以及第一次点火纬度幅角为初始猜测建立主从双星变轨结束后的约束方程，包括半长轴、偏心率、近地点幅角差以及单次最大脉冲约束的约束条件的约束方程。
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