(19)中华人民共和国国家知识产权局
(12)发明专利申请
(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 202010543414.4
(22)申请日 2020.06.15
(71)申请人 航天东方红卫星有限公司
地址 100094 北京市海淀区北京5616信箱
(72)发明人 何艳超 张磊 王敏锋 徐明
孙晓函 吕秋杰 谢松 于灵慧
(74)专利代理机构 中国航天科技专利中心
11009
代理人 臧春喜
(51)Int.Cl.
B64G 1/24(2006.01)
G05D 1/08(2006.01)
(54)发明名称一种基于单脉冲轨控的高精度引力场中回归轨道维持方法(57)摘要本发明公开了一种基于单脉冲轨控的高精度引力场中回归轨道维持方法，包括：构建高阶Poincar é映射和求解回归轨道初值的多目标优化函数，求解得到第一个回归轨道初值；对第一个回归轨道初值进行轨道积分，得到轨道状态 量；根据轨道状态量，对高阶Poincar é映射进行重构，求解得到下一个回归轨道初值；根据轨道状态量与下一个回归轨道初值的速度差值，确定轨道控制所需要的单脉冲速度增量，实现对高精度引力场中回归轨道的维持。本发明在轨道设计作为标称值的基础上，通过在赤道升交点处施加速度脉冲使相邻回归周期内的轨道速度状态相连，从而实现高精度轨道控制，可使卫星实际星下点轨迹偏离标称位置距离在用户设定的阈值
范围内。权利要求书3页 说明书11页 附图12页CN 111731513 A 2020.10.02
C N 111731513
A
1.一种基于单脉冲轨控的高精度引力场中回归轨道维持方法，其特征在于，包括：
构建卫星从初始状态经过一个回归周期后的轨道状态变化的高阶Poincaré映射；
构建求解回归轨道初值的多目标优化函数；
根据高阶Poincaré映射和多目标优化函数，求解得到第一个回归轨道初值；
对第一个回归轨道初值进行轨道积分，得到轨道状态量；
根据轨道状态量，对高阶Poincaré映射进行重构，得到重构高阶Poincaré映射；
构建控制目标优化函数；
根据重构高阶Poincaré映射和控制目标优化函数，求解得到下一个回归轨道初值；
根据轨道状态量与下一个回归轨道初值的速度差值，确定轨道控制所需要的单脉冲速度增量；
根据确定的轨道控制所需要的单脉冲速度增量，实现对高精度引力场中回归轨道的维持。
2.根据权利要求1所述的基于单脉冲轨控的高精度引力场中回归轨道维持方法，其特征在于，构建卫星从初始状态经过一个回归周期后的轨道状态变化的高阶Poincaré映射，包括：
建立回归轨道设计坐标系；其中，回归轨道设计坐标系，包括：地心惯性坐标系和地心地固坐标系；
根据任务实现的精度要求，设定回归轨道条件；其中，回归轨道条件，包括：表示轨道在一个回归圈次内返回初始状态的严格精度条件和表示轨道可在多个回归圈次内返回初始状态的宽松精度条件；
构建卫星从初始状态经过一个回归周期后的轨道状态变化的高阶Poincaré映射。
3.根据权利要求2所述的基于单脉冲轨控的高精度引力场中回归轨道维持方法，其特征在于，
地心惯性坐标系：基本平面为赤道面，轴由地心指向春分点，轴垂直于基本平面，
轴与轴形成右手直角坐标系；
地心地固坐标系：轴由地心出发沿着赤道面与子午面的交线，轴平行于地球自转轴，轴与轴组成右手直角坐标系；
地心地固坐标系相对地心惯性坐标系自转的角速度为地球自转角速度ωE。
4.根据权利要求2所述的基于单脉冲轨控的高精度引力场中回归轨道维持方法，其特征在于，构建卫星从初始状态经过一个回归周期后的轨道状态变化的高阶Poincaré映射，包括：
取回归轨道的回归模式为n M:n N；其中，n M表示回归周期，n N表示一个回归周期内的轨道圈次；
将状态量x、y、v x、v y、v z和回归周期T初始化为微分代数变量，并在完全引力摄动模型下进行轨道递推，得到高阶Poincaré映射的高阶Taylor展开式：
其中，x和y表示卫星在地心地固坐标系轴和轴上的坐标值，v x、v y和v z表示卫星在地
心地固坐标系轴、轴和轴上的速度分量，X f表示回归轨道经过特定回归圈次之后的终止状态，表示高阶Taylor展开式；
通过求解式(4)，消除T自由度，即令满足式(3)的X f分部z为0：
其中，z f表示经过时间T之后轨道在地心地固坐标系轴上的坐标值；
基于微分代数运算可得：
将式(5)回代至式(3)，可得：
5.根据权利要求4所述的基于单脉冲轨控的高精度引力场中回归轨道维持方法，其特征在于，构建卫星从
初始状态经过一个回归周期后的轨道状态变化的高阶Poincaré映射，还包括：
在进行微分代数运算时，计算从地心惯性坐标系到地心地固坐标系的转换矩阵
在计算转换矩阵时，考虑地球的章动和极移效应，通过式(7)进行一阶近似，将转换矩阵示表示为微分代数形式：
其中，表示转换矩阵随回归周期T的时间变化，表示T0时刻的转换矩阵，
表示转换矩阵在T0时刻的近似变化率，δT表示回归周期在T0时刻的时间变化，T0为式(5)中的常数项。
6.根据权利要求4所述的基于单脉冲轨控的高精度引力场中回归轨道维持方法，其特征在于，根据高阶Poincaré映射和多目标优化函数，求解得到第一个回归轨道初值，包括：确定求解回归轨道初值的多目标优化函数：
其中，δv表示偏离初始猜测的速度偏差量，x0和v0分别表示卫星的初始位置和初始速度，x f和v f分别表示卫星在一个或多个回归周期后升交点处的终止位置和速度，表示升交点赤经漂移率，ωS表示地球绕太阳的角速度；
将式(6)表示的轨道状态量[x,y,0,v x,v y,v z]T代入式(8)中，通过优化方法，求解得到优化结果；
根据优化结果，确定回归轨道的设计初值。
7.根据权利要求6所述的高精度引力场中回归轨道设计方法，其特征在于，优化结果满足如下条件：满足太阳同步特性，且满足对初始猜测[x0,v0]T＝[x0,y0,0,v x0,v y0,v z0]T的修正量δv0＝[δv x0,δv y0,δv z0]T最小。
8.根据权利要求7所述的高精度引力场中回归轨道设计方法，其特征在于，
用于保证满足太阳同步特性；
|δv|＝0，用于保证最小。
9.根据权利要求8所述的高精度引力场中回归轨道设计方法，其特征在于，求解得到第一个回归轨道初值表示为：[x0,y0,0,v x0+δv x0,v y0+δv y0,v z0+δv z0]T。
10.根据权利要求2所述的高精度引力场中回归轨道设计方法，其特征在于，
当回归轨道条件为严格精度条件时，控制目标优化函数为：
J＝|δv|2
当回归轨道条件为宽松精度条件时，控制目标优化函数为：
其中，x t表示距离阈值，v t表示速度阈值，升交点赤经漂移率阈值。
一种基于单脉冲轨控的高精度引力场中回归轨道维持方法
技术领域
[0001]本发明属于卫星任务分析和轨道设计技术领域，尤其涉及一种基于单脉冲轨控的高精度引力场中回归轨道维持方法。
背景技术
[0002]回归轨道作为近地轨道的一类特殊任务应用轨道，由于其在一定时间间隔出现星下点轨迹完全重复的特性，因此该轨道在对地遥感、侦察勘测等任务中具有广泛的应用。
[0003]轨道控制技术是卫星任务分析和轨道设计技术领域的一个重要组成部分。由于空间环境中存在着摄动作用，特别是大气阻力等非保守力将引起星下点轨迹的漂移。若缺少必要的轨道维持控制，长期运行的回归轨道在实际空间环境中将会失去回归特性。对于任何采用回归轨道的空间任务，要面临一个主
要问题是当航天器偏离参考轨道一定范围时，需要施加周期性控制以恢复至回归轨道条件，否则任由偏差增大将导致任务失败。
[0004]针对该问题，一些学者在轨道设计的基础上，面向具体的轨控目标提出了一些方法。考虑到星上设备体制和地面站处理能力，Aorpimai和Palmer所提出的多脉冲自主控制策略可将航天器由初始条件配置到回归轨道条件。基于半解析方法，Sengupta等研究了J 2摄动和大气阻力作用下对地覆盖小偏心率回归轨道的控制问题。针对回归轨道对地连续覆盖维持问题，Fu等基于纬度幅角分析了整个星下点轨迹漂移量，并提出了一种维持轨迹漂移不超过给定阈值的控制策略。
[0005]国内外针对回归轨道控制方法的研究多是在针对低阶引力场中轨道设计的基础上，考虑单边极限环控制方法来抵消大气阻力对星下点轨迹漂移的影响。为保证卫星的长期稳定在轨运行，需要以高精度引力场中轨道设计值作为标称轨道，设计一种满足在高精度引力场中进行回归轨道控制的方法，使得卫星星下点轨迹偏离标称位置距离满足用户给定的阈值范围。
发明内容
[0006]本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种基于单脉冲轨控的高精度引力场中回归轨道维持方法，在轨道设计作为标称值的基础上，通过在赤道升交点处施加速度脉冲使相邻回归周期内的轨道速度状态相连，从而实现高精度轨道控制，可使卫星实际星下点轨迹偏离标称位置的偏差在用户
设定的阈值范围内。
[0007]为了解决上述技术问题，本发明公开了一种基于单脉冲轨控的高精度引力场中回归轨道维持方法，包括：
[0008]构建卫星从初始状态经过一个回归周期后的轨道状态变化的高阶Poincar é映射；
[0009]构建求解回归轨道初值的多目标优化函数；
[0010]根据高阶Poincar é映射和多目标优化函数，求解得到第一个回归轨道初值；
[0011]对第一个回归轨道初值进行轨道积分，得到轨道状态量；
[0012]根据轨道状态量，对高阶Poincar é映射进行重构，得到重构高阶Poincar é映射；
说 明 书1/11页CN 111731513 A
豫公网安备41160202000603
站长QQ:729038198
关于我们
投诉建议