CN115563765A - 远距离逆行轨道的转移轨道修正方法、装置和电子设备 - Google Patents
远距离逆行轨道的转移轨道修正方法、装置和电子设备 Download PDFInfo
- Publication number
- CN115563765A CN115563765A CN202211199015.6A CN202211199015A CN115563765A CN 115563765 A CN115563765 A CN 115563765A CN 202211199015 A CN202211199015 A CN 202211199015A CN 115563765 A CN115563765 A CN 115563765A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- orbit
- correction
- satellite
- point
- retrograde
- 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.)
- Pending
Links
- 238000012937 correction Methods 0.000 title claims abstract description 198
- 238000012546 transfer Methods 0.000 title claims abstract description 101
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 53
- PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N Glycerine Chemical compound OCC(O)CO PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 14
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 7
- 238000012986 modification Methods 0.000 claims description 7
- 230000004048 modification Effects 0.000 claims description 7
- 238000002715 modification method Methods 0.000 claims description 5
- 230000006870 function Effects 0.000 claims description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 12
- 238000005259 measurement Methods 0.000 abstract description 5
- 230000008569 process Effects 0.000 description 12
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 8
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 8
- 241001441571 Hiodontidae Species 0.000 description 4
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 3
- 230000000644 propagated effect Effects 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 2
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 2
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 1
- 230000004075 alteration Effects 0.000 description 1
- 238000003491 array Methods 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 238000004590 computer program Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 230000014509 gene expression Effects 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 1
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 230000001902 propagating effect Effects 0.000 description 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
-
- 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
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/242—Orbits and trajectories
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/10—Geometric CAD
- G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
- G06F2119/06—Power analysis or power optimisation
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
- G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Computational Mathematics (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
本发明提供了一种远距离逆行轨道的转移轨道修正方法、装置和电子设备，方法包括：根据第一位置差值确定目标标称轨道；其中第一位置差值为由星箭分离实测轨道参数推算的第一预报位置与初始标称轨道对应位置的偏差值；第一预报位置包括近月点，在近月点，第一位置差值由预报轨道B平面与初始标称轨道B平面确定；在当前修正点，预报卫星在下一个修正点时的第二预报位置，并根据第二预报位置得出预报轨道与目标标称轨道的第二位置差值；根据第二位置差值求取当前修正点所需的第二修正速度增量；根据第二修正速度增量对卫星的运行轨道进行修正。本发明能够消除转移轨道中途转移偏差，确保卫星顺利转移至DRO轨道，轨道修正燃料消耗也更低。
Description
技术领域
本发明主要涉及航天器轨道控制技术领域，尤其涉及一种远距离逆行轨道的转移轨道修正方法、装置和电子设备。
背景技术
航天器在飞往目标轨道过程中，需要进行轨道转移，之后进入卫星工作轨道。远距离逆行轨道(Distant retrograde orbit，DRO)是一种稳定存在的椭圆形逆行轨道，“稳定”是指该轨道上的卫星在轨运行期间不需要轨道保持。地月系中的DRO轨道可稳定运行于地月空间的月球侧，该轨道可用于地月中继通信、科学观测等任务。
由地球发射卫星至DRO轨道的转移方式有直接转移和低能转移两大类。低能转移方式具有节约燃料、转移时间长的特点，卫星采用低能转移方式入轨一般需要120天。卫星在与火箭分离时其真实轨道与标称轨道存在初始偏差，误差将随着轨道转移时间逐渐放大。
以低能耗方式从地球发射卫星至DRO轨道，卫星首先进入地心大椭圆轨道，当卫星运行至近地点时执行地月转移机动脉冲将卫星送入地月转移轨道，随后卫星抵达近月点，经月球引力辅助后，卫星进入弱稳定边界(WSB)转移轨道，卫星在该轨道运行几十天后执行DRO轨道捕获机动，进入DRO轨道。卫星在轨道转移过程中存在各种偏差，如星箭分离偏差、推力器执行偏差、敏感器测量偏差、地面测定轨偏差，在存在偏差的情况下，如不对卫星转移轨道实施修正机动，卫星将偏离标称轨道，但目前的转移轨道修正方式入轨精度不高且燃料消耗较大。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种远距离逆行轨道的转移轨道修正方法、装置和电子设备，以低燃料消耗、高精度的方式消除转移轨道中途转移偏差，确保卫星顺利转移至DRO轨道。
第一方面，本发明提供了一种远距离逆行轨道的转移轨道修正方法，包括：根据第一位置差值确定目标标称轨道；其中所述第一位置差值为：由星箭分离实测轨道参数推算的第一预报位置与初始标称轨道对应位置的偏差值；所述第一预报位置包括近月点，在所述近月点，所述第一位置差值由预报轨道B平面与所述初始标称轨道B平面确定；在当前修正点，预报卫星在下一个修正点时的第二预报位置，并根据所述第二预报位置得出所述预报轨道与所述目标标称轨道的第二位置差值；根据所述第二位置差值求取所述当前修正点所需的第二修正速度增量；所述第二修正速度增量能够使所述卫星的运行轨道修正至所述目标标称轨道；根据所述第二修正速度增量对所述卫星的运行轨道进行修正。
可选地，所述第一位置差值还包括：在所述近月点预报所述卫星至深空机动处的所述预报轨道与所述初始标称轨道之间的偏差值。
可选地，所述第一位置差值还包括：在所述深空机动处预报所述卫星至所述远距离逆行轨道入轨处的所述预报轨道与所述初始标称轨道之间的偏差值。
可选地，根据第一位置差值确定目标标称轨道包括：根据所述第一位置差值确定第一修正速度增量，根据所述第一修正速度增量确定所述目标标称轨道。
可选地，在所述预报位置为所述近月点时，根据所述第一位置差值确定第一修正速度增量包括：
求取所述初始标称轨道在所述近月点的B平面分量BT、BR，求取所述预报轨道在所述近月点的B平面分量B'T、B'R，所述预报轨道的B平面与所述初始标称轨道的B平面的位置偏差量ΔQB＝[B'T-BT B'R-BR]T；
则修正速度增量Δv＝[vx vy vz]，Δv＝JT(JJT)-1ΔQB；其中，
可选地，所述方法还包括：将所述修正速度增量Δv代入动力学方程进行多次迭代，进而计算出满足所需精度的所述修正速度增量Δv。
可选地，在所述预报位置为所述近月点之外的其他预报位置时，根据所述第一位置差值确定第一修正速度增量包括：
根据所述预报轨道与所述初始标称轨道的位置偏差量Δq，得到修正速度增量Δvb＝[vbx vby vbz]，有
其中f为所述当前修正点速度vb和所述下一个修正点的位置q的函数关系，即q＝f(vb)。
可选地，根据所述第二修正速度增量对所述卫星的运行轨道进行修正之后，所述方法包括：判断所述卫星是否进入所述远距离逆行轨道，若所述卫星已进入所述远距离逆行轨道，则结束所述卫星的转移轨道修正。
可选地，判断所述卫星是否进入所述远距离逆行轨道还包括：若所述卫星没有进入所述远距离逆行轨道，则每间隔一段时间对所述卫星的转移轨道继续进行修正。
可选地，根据所述第二位置差值求取所述当前修正点所需的第二修正速度增量包括：
根据所述预报轨道与所述初始标称轨道的位置偏差量Δq，得到修正速度增量Δvb＝[vbx vby vbz]，有
其中f为所述当前修正点速度vb和所述下一个修正点的目标位置q的函数关系，即q＝f(vb)。
可选地，所述当前修正点至少包括以下之一：近地点之前的某一时刻；所述近地点之后的某一时刻；所述近月点；所述近月点之前的某一时刻；所述近月点之后的某一时刻。
可选地近地点之前的某一时刻包括：在所述近地点之前1小时的时刻；所述近地点之后的某一时刻包括：在所述近地点之后12小时的时刻；所述近月点之前的某一时刻包括：在所述近月点之前12小时的时刻；所述近月点之后的某一时刻包括：在所述近月点之后15～30天的时刻。
第二方面，本发明提供了一种远距离逆行轨道的转移轨道修正装置，包括：确定模块，用于根据第一位置差值确定目标标称轨道；其中所述第一位置差值为：由星箭分离实测轨道参数推算的第一预报位置与初始标称轨道对应位置的偏差值；所述第一预报位置包括近月点，在所述近月点，所述第一位置差值由预报轨道B平面与所述初始标称轨道B平面确定；第一计算模块，用于在当前修正点，预报卫星在下一个修正点时的第二预报位置，并根据所述第二预报位置得出所述预报轨道与所述目标标称轨道的第二位置差值；第二计算模块，用于根据所述第二位置差值求取所述当前修正点所需的第二修正速度增量；所述第二修正速度增量能够使所述卫星的运行轨道修正至所述目标标称轨道；修正模块，用于根据所述第二修正速度增量对所述卫星的运行轨道进行修正。
可选地，还包括判断模块，所述判断模块用于判断所述卫星是否进入所述远距离逆行轨道。
第三方面，本发明提供了一种电子设备，包括：处理器和存储器，所述存储器存储可在所述处理器上运行的程序或指令，所述程序或指令被所述处理器执行时实现如第一方面所述的远距离逆行轨道的转移轨道修正方法的步骤。
第四方面，本发明提供了一种可读存储介质，所述可读存储介质上存储程序或指令，所述程序或指令被处理器执行时实现如第一方面所述的远距离逆行轨道的转移轨道修正方法的步骤。
与现有技术相比，本发明具有以下优点：在卫星分离偏差较大的情况下，在近月点采用轨道B平面及特征修正点(修正位置)相结合的方式，重构了转移轨道的标称轨道，进而保证了DRO轨道的转移轨道入轨精度，同时转移轨道修正所需燃料消耗也更低。
附图说明
包括附图是为提供对本发明进一步的理解，它们被收录并构成本发明的一部分，附图示出了本发明的实施例，并与本说明书一起起到解释本发明原理的作用。附图中：
图1是本发明中一个实施例远距离逆行轨道的转移轨道修正方法的流程示意图；
图2是本发明的一个实施例中轨道平面与B平面关系示意图；
图3是本发明的一个实施例中卫星进入DRO轨道的入轨转移过程示意图；
图4是本发明中另一个实施例远距离逆行轨道的转移轨道修正方法的流程示意图；
图5是本发明中另一个实施例远距离逆行轨道的转移轨道修正方法的流程示意图；
图6是本发明中一个实施例远距离逆行轨道的转移轨道修正装置的结构示意图；
图7是本发明中一个实施例远距离逆行轨道的转移轨道修正装置的另一种结构示意图；
图8是本发明中提供的一种电子设备结构示意图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明的实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些示例或实施例，对于本领域的普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图将本发明应用于其他类似情景。除非从语言环境中显而易见或另做说明，图中相同标号代表相同结构或操作。
如本发明和权利要求书中所示，除非上下文明确提示例外情形，“一”、“一个”、“一种”和/或“该”等词并非特指单数，也可包括复数。一般说来，术语“包括”与“包含”仅提示包括已明确标识的步骤和元素，而这些步骤和元素不构成一个排它性的罗列，方法或者设备也可能包含其他的步骤或元素。
除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。此外，尽管本发明中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本发明说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本发明。
本发明中使用了流程图用来说明根据本发明的实施例的系统所执行的操作。应当理解的是，前面或下面操作不一定按照顺序来精确地执行。相反，可以按照倒序或同时处理各种步骤。同时，或将其他操作添加到这些过程中，或从这些过程移除某一步或数步操作。
实施例一
图1是本发明中一个实施例远距离逆行轨道的转移轨道修正方法的流程示意图，参考图1，方法100包括：
S110、根据第一位置差值确定目标标称轨道；其中所述第一位置差值为：由星箭分离实测轨道参数推算的第一预报位置与初始标称轨道对应位置的偏差值；所述第一预报位置包括近月点，在所述近月点，所述第一位置差值由预报轨道B平面与所述初始标称轨道B平面确定。
在本实施例中，卫星在发射前需从理论上计算一个标称轨道(初始标称轨道)，卫星通过转移轨道进入DRO轨道的运行过程中，由于卫星在轨道转移过程中存在各种偏差，如星箭分离偏差、推力器执行偏差、敏感器测量偏差和地面测定轨偏差等使得卫星偏离标称轨道，因此，需要对卫星的运行轨道进行修正。但是初始标称轨道为理论计算的标称轨道，在卫星发射后，卫星的轨道参数，如角度、速度、位置等不会和理论计算值完全一样，存在误差。若以初始标称轨道为基准进行转移轨道修正，则有可能存在转移轨道修正不到位或者会耗费更多的燃料进行转移轨道修正等不利情况，因此，需要重新确定标称轨道(目标标称轨道)。
星箭分离后，可以测得实际的卫星参数(或状态)，这些参数包括卫星速度和卫星位置等。由上述参数可以推算出某一个时刻预计的卫星达到位置，进而可以比较推算的卫星达到位置(预报位置)与初始标称轨道位置之间的偏差值，由偏差值可以计算得到需要多大的修正速度增量，进而修正初始标称轨道，得到新的标称轨道(目标标称轨道)。能够理解的是，预报位置是某一预报时刻卫星在预报轨道上的位置，本发明中为了描述简洁方便，并未从文字上严格区别预报轨道和预报位置，本领域技术人员能够根据描述的内容得知相应含义，这种情况也存在于转移轨道和运行轨道等。
在本实施例中，为了以低能耗的方式进行转移轨道修正，在确定目标标称轨道的过程中，根据远距离逆行轨道的特点，当预报位置是近月点时，位置差值由预报轨道B平面与初始标称轨道B平面确定。例如，图2是本发明的一个实施例中轨道平面与B平面关系示意图，图中，卫星的轨道平面与B平面垂直，
分别表示进入及离开月球的双曲线剩余速度，
为定义B平面的矢量，
为B平面中B矢量，
为双曲线渐近线的单位矢量，
为月球轨道系法向方向。当然，在航天技术领域中，B平面是本领域的技术常识，本领域技术人员能够理解其含义，在此不再赘述。示意性的，根据星箭分离实测轨道参数，在卫星抵达近地点前1小时，瞄准初始标称轨道近月点B平面，对转移轨道的奔月段进行轨道重构，以重构后的标称轨道为目标标称轨道。
当然，重构标称轨道不仅需要计算位置差值，还需要计算修正速度增量，此处的位置差值和修正速度增量是重构标称轨道过程中的预计值，以区别后续提到的在转移轨道修正过程中的位置差值和修正速度增量。因此，根据位置差值确定目标标称轨道包括根据位置差值确定修正速度增量，根据修正速度增量确定目标标称轨道。
在一些实施方式中，当预报位置为近月点时，根据位置差值确定修正速度增量包括：
求取初始标称轨道在近月点的B平面分量BT、BR，求取预报轨道在近月点的B平面分量B'T、B'R，预报轨道的B平面与初始标称轨道的B平面的位置偏差量ΔQB＝[B'T-BT B'R-BR]T。
则修正速度增量Δv＝[vx vy vz]，Δv＝JT(JJT)-1ΔQB，式中，
更优化地，为了计算的修正速度增量精度更高，还可以将修正速度增量Δv代入动力学方程进行多次迭代，进而计算出满足所需精度的修正速度增量Δv。
在一些实施方式中，位置差值还包括在近月点预报卫星至深空机动处的预报轨道与初始标称轨道之间的偏差值。即在将卫星预报至近月点并根据位置差值对标称轨道进行修正后，还可以在近月点预报卫星至深空机动处的预报轨道与初始标称轨道之间的偏差值，进而对修正后的标称轨道做进一步的重构。
在一些实施方式中，位置差值还包括在深空机动处预报卫星至远距离逆行轨道入轨处的预报轨道与初始标称轨道之间的偏差值。基于重构更符合实际要求的标称轨道的目的，在预报至近月点进行标称轨道重构后，还可以进一步对标称轨道进行重构，即在深空机动处预报至远距离逆行轨道入轨处进行标称轨道重构。
在本实施例中，为满足节省燃料的要求，预报至近月点的标称轨道重构是必要条件，在近月点预报卫星至深空机动处以及在深空机动处预报卫星至远距离逆行轨道入轨处的轨道重构可以作为更优化的实现方式。
在一些实施方式中，在预报位置为近月点之外的其他预报位置时，根据位置差值确定修正速度增量包括：
根据预报轨道与初始标称轨道的位置偏差量Δq，得到修正速度增量Δvb＝[vbxvby vbz]，有
其中f为当前修正点速度vb和下一个修正点的位置q的函数关系，即q＝f(vb)。由于轨道B平面是应用于近月点，因此在其他预报点，可以直接采用预报轨道与标称轨道的比较，进而获得位置差值，对标称轨道进行重构。
S120、在当前修正点，预报卫星在下一个修正点时的第二预报位置，并根据所述第二预报位置得出所述预报轨道与所述目标标称轨道的第二位置差值。
在本实施例中，根据重构后的标称轨道(即目标标称轨道)对卫星转移轨道进行修正，需要先求取预报轨道与目标标称轨道的位置差值。具体来说，在当前修正点，预报卫星在下一个修正点时的预报位置，并根据预报位置得出预报轨道与目标标称轨道的位置差值。
例如，以当前修正点为近月点进行说明，则下一个修正点可以是深空机动处，当卫星运行至当前修正点(即近月点)时，根据当前的卫星参数预报卫星欲到达下一个修正点深空机动处时的位置，再根据此位置与标称轨道进行比较，求得在深空机动处时预报轨道与标称轨道的偏差值。当然，其他修正点(具体到某一个修正点时即为当前修正点)可以采用同样的位置差值计算方式。示意性的，当前修正点至少包括以下之一：近地点之前的某一时刻，近地点之后的某一时刻，近月点，近月点之前的某一时刻，近月点之后的某一时刻。更进一步地，近地点之前的某一时刻是在近地点之前1小时的时刻，近地点之后的某一时刻使在近地点之后12小时的时刻，近月点之前的某一时刻是在近月点之前12小时的时刻，近月点之后的某一时刻是在近月点之后15～30天的时刻。当然，在转移轨道的修正过程中，还可以存在其他合适的修正点，在此不再赘述。
S130、根据所述第二位置差值求取所述当前修正点所需的第二修正速度增量；所述第二修正速度增量能够使所述卫星的运行轨道修正至所述目标标称轨道。
在本实施例中，为了能够使卫星的运行轨道修正至目标标称轨道，需要对卫星施加一定的修正速度增量，此修正速度增量的大小是由步骤120中的位置差值求出。前已述，位置差值是在当前修正点，预报卫星在下一个修正点时的卫星预报位置，并根据卫星预报位置得出预报轨道与目标标称轨道的位置差值。以当前修正点为近月点进行说明，此时，在求得预报深空机动处的位置差值后，结合当前修正点处的卫星实际参数(位置和速度等)，则可以计算出卫星修正到标称轨道的需要的修正速度增量。例如，可以采用以下计算方式：
根据预报轨道与目标标称轨道的位置偏差量Δq，得到修正速度增量Δvb＝[vbxvby vbz]，有
其中f为当前修正点速度vb和下一个修正点的目标位置q的函数关系，即q＝f(vb)。
当然，在求取修正速度增量的过程中，也可以采用瞄准标称轨道月球近月点B平面进行修正速度增量的计算，即：
求取初始标称轨道在近月点的B平面分量BT、BR，求取预报轨道在近月点的B平面分量B'T、B'R，预报轨道的B平面与初始标称轨道的B平面的位置偏差量ΔQB＝[B'T-BT B'R-BR]T。
则修正速度增量Δv＝[vx vy vz]，Δv＝JT(JJT)-1ΔQB，式中，
S140、根据所述第二修正速度增量对所述卫星的运行轨道进行修正。
在本实施例中，根据修正速度增量对卫星的运行轨道进行修正，在卫星分离偏差较大的情况下，在近月点采用轨道B平面及特征修正点(修正位置)相结合的方式重构了转移轨道的标称轨道，进而保证了DRO轨道的转移轨道入轨精度，同时转移轨道修正所需燃料消耗也更低。根据计算的修正速度增量对卫星进行控制，当卫星按控制参数运行时，若卫星达到下一个修正点，其基本上能够修正到标称轨道上(当然，排除掉不可避免的误差)。
图3是本发明的一个实施例中卫星进入DRO轨道的入轨转移过程示意图。图3展示了卫星在进入DRO轨道的转移过程中B平面修正、近月点修正、深空修正和DRO轨道入轨机动。B平面修正为在卫星星箭分离后，由近地点之前的某一时刻(如近地点之前1小时)预报卫星至近月点时，根据B平面求出位置差值，进而重构标称轨道。近月点修正为在重构标称轨道后，以近月点作为当前修正点，预报卫星至深空机动处的转移轨道修正。深空修正为以深空机动处为当前修正点，预报卫星至DRO轨道入轨处的转移轨道修正。DRO轨道入轨机动为卫星根据修正后的转移轨道运行至DRO轨道入轨处时，对卫星进行机动使得卫星进入DRO轨道，最终完成卫星入轨转移。
本实施例提供的远距离逆行轨道的转移轨道修正方法，能够在卫星分离偏差较大的情况下，在近月点采用轨道B平面及特征修正点(修正位置)相结合的方式，重构了转移轨道的标称轨道，进而保证卫星从地心大椭圆轨道准确进入DRO轨道，同时转移轨道修正所需燃料消耗也更低。
实施例二
图4是本发明中另一个实施例远距离逆行轨道的转移轨道修正方法的流程示意图，参考图4，方法400包括：
S110、根据第一位置差值确定目标标称轨道；其中所述第一位置差值为：由星箭分离实测轨道参数推算的第一预报位置与初始标称轨道对应位置的偏差值；所述第一预报位置包括近月点，在所述近月点，所述第一位置差值由预报轨道B平面与所述初始标称轨道B平面确定。本步骤详细说明前已述，在此不再赘述。
S120、在当前修正点，预报卫星在下一个修正点时的第二预报位置，并根据所述第二预报位置得出所述预报轨道与所述目标标称轨道的第二位置差值。本步骤详细说明前已述，在此不再赘述。
S130、根据所述第二位置差值求取所述当前修正点所需的第二修正速度增量；所述第二修正速度增量能够使所述卫星的运行轨道修正至所述目标标称轨道。本步骤详细说明前已述，在此不再赘述。
S140、根据所述第二修正速度增量对所述卫星的运行轨道进行修正。本步骤详细说明前已述，在此不再赘述。
S410、判断所述卫星是否进入所述远距离逆行轨道，若所述卫星已进入所述远距离逆行轨道，则结束所述卫星的转移轨道修正。
在本实施例中，多数情况下，卫星修正点包括近地点之前的某一时刻，近地点之后的某一时刻，近月点，近月点之前的某一时刻，近月点之后的某一时刻。在上述修正点对卫星转移轨道进行修正后，卫星一般能够精确地进入DRO轨道。但是由于卫星转移轨道复杂、转移时间较长，空间环境多变，卫星仍有可能在进行上述修正之后未进入DRO轨道，因此为保证卫星入轨的可靠性，可以对卫星是否进入DRO轨道进行判断。若根据当前卫星状态，能够得出卫星已进入DRO轨道，则结束卫星的转移轨道修正。
在一些实施方式中，对卫星是否进入DRO轨道进行判断，若判断出卫星并没有进入DRO轨道，则每间隔一段时间对卫星的转移轨道继续进行修正。为使得卫星能够顺利进入DRO轨道，当卫星运行轨道轨道偏离标称轨道后，且卫星还未顺利进入DRO轨道之前，每隔一段时间继续对轨道进行修正。例如，可以是每隔15～30天即对轨道进行一次修正，直到卫星进入DRO轨道后，结束轨道修正。
本实施例提供的远距离逆行轨道的转移轨道修正方法，能够在卫星分离偏差较大的情况下，在近月点采用轨道B平面及特征修正点(修正位置)相结合的方式，重构了转移轨道的标称轨道，进而保证卫星从地心大椭圆轨道准确进入DRO轨道，同时转移轨道修正所需燃料消耗也更低。同时，判断卫星是否已进入DRO轨道并执行相应操作，保证了卫星入轨的可靠性。
实施例三
图5是本发明中另一个实施例远距离逆行轨道的转移轨道修正方法的流程示意图，参考图5，方法500包括：
501、在近地点前1小时，瞄准标称轨道月球近月点B平面，计算修正速度增量dv1。根据修正速度增量dv1对标称轨道进行重构，以重构后的标称轨道作为新的标称轨道。
对标称轨道进行重构可以采用以下方式计算修正速度增量：
求取标称轨道在近月点的B平面分量BT、BR，求取预报轨道(瞄准位置)在近月点的B平面分量B'T、B'R，预报轨道的B平面与初始标称轨道的B平面的位置偏差量ΔQB＝[B'T-BTB'R-BR]T。
则修正速度增量Δv＝[vx vy vz]，Δv＝JT(JJT)-1ΔQB，式中，
502、在近地点后12小时，瞄准标称轨道月球近月点B平面，计算修正速度增量dv2。根据修正速度增量dv2对当前卫星运行轨道进行修正。
503、在近月点前12小时，瞄准标称轨道月球近月点B平面，计算修正速度增量dv3。根据修正速度增量dv3对当前卫星运行轨道进行修正。
504、在近月点，瞄准标称轨道深空机动位置，计算修正速度增量dv4。根据修正速度增量dv4对当前卫星运行轨道进行修正。
505、在深空机动位置，瞄准标称轨道的DRO轨道入轨点，计算修正速度增量dv5。根据修正速度增量dv5对当前卫星运行轨道进行修正。
506、判断卫星是否抵达DRO轨道入轨点。若卫星没有抵达DRO轨道入轨点，则执行步骤507，若卫星抵达DRO轨道入轨点，则执行步骤508。
507、每间隔15～30天瞄准下一次修正点，计算修正速度增量dvn。根据修正速度增量dvn对当前卫星运行轨道进行修正。dvn表示第n次修正速度增量。
在上述对转移轨道进行修正的各步骤中，可以采用以下方式计算修正速度增量：
根据预报轨道与标称轨道的位置偏差量Δq，得到修正速度增量Δvb＝[vbx vbyvbz]，有
其中f为当前修正点速度vb和下一个修正点的目标位置q的函数关系，即q＝f(vb)。
也可以采用瞄准标称轨道月球近月点B平面进行修正速度增量的计算，即：
求取初始标称轨道在近月点的B平面分量BT、BR，求取预报轨道在近月点的B平面分量B'T、B'R，预报轨道的B平面与初始标称轨道的B平面的位置偏差量ΔQB＝[B'T-BT B'R-BR]T。
则修正速度增量Δv＝[vx vy vz]，Δv＝JT(JJT)-1ΔQB，式中，
508、执行DRO轨道插入机动。
本实施例中各执行步骤的其他操作的细节可以参考前一实施例，在此不再展开。
本实施例提供的远距离逆行轨道的转移轨道修正方法，能够在卫星分离偏差较大的情况下，在近月点采用轨道B平面及特征修正点(修正位置)相结合的方式，重构了转移轨道的标称轨道，进而保证了DRO轨道的转移轨道入轨精度，同时转移轨道修正所需燃料消耗也更低。
实施例四
图6是本发明中一个实施例远距离逆行轨道的转移轨道修正装置的结构示意图，参考图6，装置600主要包括：
确定模块601，用于根据第一位置差值确定目标标称轨道，其中所述第一位置差值为由星箭分离实测轨道参数推算的第一预报位置与初始标称轨道对应位置的偏差值。所述第一预报位置包括近月点，在所述近月点，所述第一位置差值由预报轨道B平面与所述初始标称轨道B平面确定。
在一些实施方式中，第一位置差值还包括在近月点预报卫星至深空机动处的预报轨道与初始标称轨道之间的偏差值。
在一些实施方式中，第一位置差值还包括在深空机动处预报卫星至远距离逆行轨道入轨处的预报轨道与初始标称轨道之间的偏差值。
在一些实施方式中，根据第一位置差值确定目标标称轨道包括根据第一位置差值确定第一修正速度增量，根据第一修正速度增量确定目标标称轨道。
第一计算模块602，用于在当前修正点，预报卫星在下一个修正点时的第二预报位置，并根据第二预报位置得出预报轨道与目标标称轨道的第二位置差值。
在一些实施方式中，当前修正点至少包括以下之一：近地点之前的某一时刻，近地点之后的某一时刻，近月点，近月点之前的某一时刻，近月点之后的某一时刻。示意性的，近地点之前的某一时刻是在近地点之前1小时的时刻，近地点之后的某一时刻使在近地点之后12小时的时刻，近月点之前的某一时刻是在近月点之前12小时的时刻，近月点之后的某一时刻是在近月点之后15～30天的时刻。
第二计算模块603，用于根据第二位置差值求取当前修正点所需的第二修正速度增量，第二修正速度增量能够使卫星的运行轨道修正至目标标称轨道。
修正模块604，用于根据第二修正速度增量对卫星的运行轨道进行修正。
图7是本发明中一个实施例远距离逆行轨道的转移轨道修正装置的另一种结构示意图，参考图7，装置600还包括判断模块701，用于判断卫星是否进入远距离逆行轨道。若卫星已进入远距离逆行轨道，则结束卫星的转移轨道修正。
在一些实施方式中，判断卫星是否进入远距离逆行轨道还包括若卫星没有进入远距离逆行轨道，则每间隔一段时间对卫星的转移轨道继续进行修正。
本实施例提供的远距离逆行轨道的转移轨道修正装置，能够在卫星分离偏差较大的情况下，在近月点采用轨道B平面及特征修正点(修正位置)相结合的方式，重构了转移轨道的标称轨道，进而保证了DRO轨道的转移轨道入轨精度，同时转移轨道修正所需燃料消耗也更低。
本发明实施例中一种远距离逆行轨道的转移轨道修正装置可以是装置，也可以是终端中的部件、集成电路、或芯片。本发明实施例中的一种远距离逆行轨道的转移轨道修正装置可以为具有操作系统的装置。
如图8所示，本发明实施例还提供一种电子设备800，包括处理器801，存储器802，存储在存储器802上并可在处理器801上运行的程序或指令，该程序或指令被处理器801执行时实现上述远距离逆行轨道的转移轨道修正方法实施例的各个过程，且能达到相同的技术效果，为避免重复，这里不再赘述。
本发明实施例还提供一种可读存储介质，所述可读存储介质上存储有程序或指令，该程序或指令被处理器执行时实现上述远距离逆行轨道的转移轨道修正方法实施例的各个过程，且能达到相同的技术效果，为避免重复，这里不再赘述。
其中，处理器为上述实施例中所述的电子设备中的处理器。可读存储介质，包括计算机可读存储介质，如计算机只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)、磁碟或者光盘等。
计算机可读介质可能包含一个内含有计算机程序编码的传播数据信号，例如在基带上或作为载波的一部分。该传播信号可能有多种表现形式，包括电磁形式、光形式等等、或合适的组合形式。计算机可读介质可以是除计算机可读存储介质之外的任何计算机可读介质，该介质可以通过连接至一个指令执行系统、装置或设备以实现通讯、传播或传输供使用的程序。位于计算机可读介质上的程序编码可以通过任何合适的介质进行传播，包括无线电、电缆、光纤电缆、射频信号、或类似介质、或任何上述介质的组合。
对于本领域技术人员来说，上述发明披露仅仅作为示例，而并不构成对本发明的限定。虽然此处并没有明确说明，本领域技术人员可能会对本发明进行各种修改、改进和修正。该类修改、改进和修正在本发明中被建议，所以该类修改、改进、修正仍属于本发明示范实施例的精神和范围。
同时，本发明使用了特定词语来描述本发明的实施例。如“一个实施例”、“一实施例”、和/或“一些实施例”意指与本发明至少一个实施例相关的某一特征、结构或特点。因此，应强调并注意的是，本说明书中在不同位置两次或多次提及的“一实施例”或“一个实施例”或“一替代性实施例”并不一定是指同一实施例。此外，本发明的一个或多个实施例中的某些特征、结构或特点可以进行适当的组合。
本发明的一些方面可以完全由硬件执行、可以完全由软件(包括固件、常驻软件、微码等)执行、也可以由硬件和软件组合执行。以上硬件或软件均可被称为“数据块”、“模块”、“引擎”、“单元”、“组件”或“系统”。处理器可以是一个或多个专用集成电路(ASIC)、数字信号处理器(DSP)、数字信号处理器件(DAPD)、可编程逻辑器件(PLD)、现场可编程门阵列(FPGA)、处理器、控制器、微控制器、微处理器或者其组合。此外，本发明的各方面可能表现为位于一个或多个计算机可读介质中的计算机产品，该产品包括计算机可读程序编码。例如，计算机可读介质可包括，但不限于，磁性存储设备(例如，硬盘、软盘、磁带……)、光盘(例如，压缩盘CD、数字多功能盘DVD……)、智能卡以及闪存设备(例如，卡、棒、键驱动器……)。
同理，应当注意的是，为了简化本发明披露的表述，从而帮助对一个或多个发明实施例的理解，前文对本发明实施例的描述中，有时会将多种特征归并至一个实施例、附图或对其的描述中。但是，这种披露方法并不意味着本发明对象所需要的特征比权利要求中提及的特征多。实际上，实施例的特征要少于上述披露的单个实施例的全部特征。
虽然本发明已参照当前的具体实施例来描述，但是本技术领域中的普通技术人员应当认识到，以上的实施例仅是用来说明本发明，在没有脱离本发明精神的情况下还可作出各种等效的变化或替换，因此，只要在本发明的实质精神范围内对上述实施例的变化、变型都将落在本发明的权利要求书的范围内。
Claims (16)
1.一种远距离逆行轨道的转移轨道修正方法，其特征在于，包括：
根据第一位置差值确定目标标称轨道；其中所述第一位置差值为：由星箭分离实测轨道参数推算的第一预报位置与初始标称轨道对应位置的偏差值；所述第一预报位置包括近月点，在所述近月点，所述第一位置差值由预报轨道B平面与所述初始标称轨道B平面确定；
在当前修正点，预报卫星在下一个修正点时的第二预报位置，并根据所述第二预报位置得出所述预报轨道与所述目标标称轨道的第二位置差值；
根据所述第二位置差值求取所述当前修正点所需的第二修正速度增量；所述第二修正速度增量能够使所述卫星的运行轨道修正至所述目标标称轨道；
根据所述第二修正速度增量对所述卫星的运行轨道进行修正。
2.如权利要求1所述的远距离逆行轨道的转移轨道修正方法，其特征在于，所述第一位置差值还包括：在所述近月点预报所述卫星至深空机动处的所述预报轨道与所述初始标称轨道之间的偏差值。
3.如权利要求2所述的远距离逆行轨道的转移轨道修正方法，其特征在于，所述第一位置差值还包括：在所述深空机动处预报所述卫星至所述远距离逆行轨道入轨处的所述预报轨道与所述初始标称轨道之间的偏差值。
4.如权利要求1所述的远距离逆行轨道的转移轨道修正方法，其特征在于，根据第一位置差值确定目标标称轨道包括：根据所述第一位置差值确定第一修正速度增量，根据所述第一修正速度增量确定所述目标标称轨道。
5.如权利要求4所述的远距离逆行轨道的转移轨道修正方法，其特征在于，在所述预报位置为所述近月点时，根据所述第一位置差值确定第一修正速度增量包括：
求取所述初始标称轨道在所述近月点的B平面分量BT、BR，求取所述预报轨道在所述近月点的B平面分量B'T、B'R，所述预报轨道的B平面与所述初始标称轨道的B平面的位置偏差量ΔQB＝[B'T-BT B'R-BR]T；
则修正速度增量Δv＝[vx vy vz]，Δv＝JT(JJT)-1ΔQB；其中，
6.如权利要求5所述的远距离逆行轨道的转移轨道修正方法，其特征在于，所述方法还包括：
将所述修正速度增量Δv代入动力学方程进行多次迭代，进而计算出满足所需精度的所述修正速度增量Δv。
7.如权利要求6所述的远距离逆行轨道的转移轨道修正方法，其特征在于，在所述预报位置为所述近月点之外的其他预报位置时，根据所述第一位置差值确定第一修正速度增量包括：
根据所述预报轨道与所述初始标称轨道的位置偏差量Δq，得到修正速度增量Δvb＝[vbx vby vbz]，有
其中f为所述当前修正点速度vb和所述下一个修正点的位置q的函数关系，即q＝f(vb)。
8.如权利要求1所述的远距离逆行轨道的转移轨道修正方法，其特征在于，根据所述第二修正速度增量对所述卫星的运行轨道进行修正之后，所述方法包括：
判断所述卫星是否进入所述远距离逆行轨道，若所述卫星已进入所述远距离逆行轨道，则结束所述卫星的转移轨道修正。
9.如权利要求8所述的远距离逆行轨道的转移轨道修正方法，其特征在于，判断所述卫星是否进入所述远距离逆行轨道还包括：
若所述卫星没有进入所述远距离逆行轨道，则每间隔一段时间对所述卫星的转移轨道继续进行修正。
10.如权利要求1所述的远距离逆行轨道的转移轨道修正方法，其特征在于，根据所述第二位置差值求取所述当前修正点所需的第二修正速度增量包括：
根据所述预报轨道与所述初始标称轨道的位置偏差量Δq，得到修正速度增量Δvb＝[vbx vby vbz]，有
其中f为所述当前修正点速度vb和所述下一个修正点的目标位置q的函数关系，即q＝f(vb)。
11.如权利要求1所述的远距离逆行轨道的转移轨道修正方法，其特征在于，所述当前修正点至少包括以下之一：
近地点之前的某一时刻；
所述近地点之后的某一时刻；
所述近月点；
所述近月点之前的某一时刻；
所述近月点之后的某一时刻。
12.如权利要求11所述的远距离逆行轨道的转移轨道修正方法，其特征在于，
近地点之前的某一时刻包括：在所述近地点之前1小时的时刻；
所述近地点之后的某一时刻包括：在所述近地点之后12小时的时刻；
所述近月点之前的某一时刻包括：在所述近月点之前12小时的时刻；
所述近月点之后的某一时刻包括：在所述近月点之后15～30天的时刻。
13.一种远距离逆行轨道的转移轨道修正装置，其特征在于，包括：
确定模块，用于根据第一位置差值确定目标标称轨道；其中所述第一位置差值为：由星箭分离实测轨道参数推算的第一预报位置与初始标称轨道对应位置的偏差值；所述第一预报位置包括近月点，在所述近月点，所述第一位置差值由预报轨道B平面与所述初始标称轨道B平面确定；
第一计算模块，用于在当前修正点，预报卫星在下一个修正点时的第二预报位置，并根据所述第二预报位置得出所述预报轨道与所述目标标称轨道的第二位置差值；
第二计算模块，用于根据所述第二位置差值求取所述当前修正点所需的第二修正速度增量；所述第二修正速度增量能够使所述卫星的运行轨道修正至所述目标标称轨道；
修正模块，用于根据所述第二修正速度增量对所述卫星的运行轨道进行修正。
14.如权利要求13所述的远距离逆行轨道的转移轨道修正装置，其特征在于，还包括判断模块，所述判断模块用于判断所述卫星是否进入所述远距离逆行轨道。
15.一种电子设备，其特征在于，包括：处理器和存储器，所述存储器存储可在所述处理器上运行的程序或指令，所述程序或指令被所述处理器执行时实现如权利要求1-12任一项所述的远距离逆行轨道的转移轨道修正方法的步骤。
16.一种可读存储介质，其特征在于，所述可读存储介质上存储程序或指令，所述程序或指令被处理器执行时实现如权利要求1-12任一项所述的远距离逆行轨道的转移轨道修正方法的步骤。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202211199015.6A CN115563765A (zh) | 2022-09-29 | 2022-09-29 | 远距离逆行轨道的转移轨道修正方法、装置和电子设备 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202211199015.6A CN115563765A (zh) | 2022-09-29 | 2022-09-29 | 远距离逆行轨道的转移轨道修正方法、装置和电子设备 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN115563765A true CN115563765A (zh) | 2023-01-03 |
Family
ID=84742764
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202211199015.6A Pending CN115563765A (zh) | 2022-09-29 | 2022-09-29 | 远距离逆行轨道的转移轨道修正方法、装置和电子设备 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN115563765A (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116886178A (zh) * | 2023-09-06 | 2023-10-13 | 北京融为科技有限公司 | 轨道预报修正方法及装置 |
-
2022
- 2022-09-29 CN CN202211199015.6A patent/CN115563765A/zh active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116886178A (zh) * | 2023-09-06 | 2023-10-13 | 北京融为科技有限公司 | 轨道预报修正方法及装置 |
| CN116886178B (zh) * | 2023-09-06 | 2024-01-19 | 北京融为科技有限公司 | 轨道预报修正方法及装置 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11821729B2 (en) | Elman neural network assisting tight-integrated navigation method without GNSS signals | |
| CN100439204C (zh) | 减小姿控喷气对轨道影响的估计与补偿方法 | |
| EP2578995B1 (en) | Modified Kalman filter for generation of attitude error corrections | |
| US8321076B2 (en) | On-line inertia estimation for use in controlling an aerospace vehicle | |
| Abdelrahman et al. | Simultaneous spacecraft attitude and orbit estimation using magnetic field vector measurements | |
| US20110153123A1 (en) | Algorithm for simultaneous attitude maneuver and momentum dumping | |
| US10262403B2 (en) | Apparatus and method for image navigation and registration of geostationary remote sensing satellites | |
| CN101214860A (zh) | 轨控过程中自主选取定姿方式的方法 | |
| CN101214861A (zh) | 一种自主恢复轨控故障时的星敏感器定姿方法 | |
| CN103364817B (zh) | 一种基于r-t-s平滑的pos系统双捷联解算后处理方法 | |
| Abdelrahman et al. | Sigma-point Kalman filtering for spacecraft attitude and rate estimation using magnetometer measurements | |
| CN115563765A (zh) | 远距离逆行轨道的转移轨道修正方法、装置和电子设备 | |
| CN103884340A (zh) | 一种深空探测定点软着陆过程的信息融合导航方法 | |
| JP2015000703A (ja) | 宇宙機の軌道制御方法およびその装置 | |
| CN109460049B (zh) | 基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法 | |
| US9061775B2 (en) | Method and apparatus for spacecraft attitude control using polynomial interpolation | |
| US7860617B1 (en) | Geosynchronous spacecraft autonomous navigation | |
| KR20120071500A (ko) | 매뉴버를 포함하는 빠르고 정확한 궤도 전파 방법 | |
| CN113758483B (zh) | 一种自适应fkf地图匹配方法及系统 | |
| Hajiyev et al. | Nontraditional attitude filtering with simultaneous process and measurement covariance adaptation | |
| Borisenko et al. | On the rapid orbital attitude control of manned and cargo spacecraft Soyuz MS and Progress MS | |
| CN114132531B (zh) | 一种低轨空间目标轨道修正方法、装置及电子设备 | |
| CN111024071A (zh) | Gnss辅助的加速度计和陀螺仪常值漂移估算的导航方法及系统 | |
| CN114063122B (zh) | 电推进转移轨道航天器星载gnss在轨实时定轨方法 | |
| CN116917771A (zh) | 用于借助卡尔曼滤波器确定至少一个系统状态的方法 |
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 |