CN111338367B - 一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法 - Google Patents
一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN111338367B CN111338367B CN202010125714.0A CN202010125714A CN111338367B CN 111338367 B CN111338367 B CN 111338367B CN 202010125714 A CN202010125714 A CN 202010125714A CN 111338367 B CN111338367 B CN 111338367B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- control
- orbit
- track
- satellite
- double
- 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
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
本发明公开了一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法,具体按照以下步骤实施:步骤1、确定第一次变轨中间时刻控前卫星轨道;步骤2、计算第一次变轨中间时刻未变轨时卫星位置和速度;步骤3、确定第二次变轨中间时刻控后卫星轨道;步骤4、确认双脉冲轨道控制类型、控制量及控制相位;步骤5、分别计算轨道偏心率变化量、轨道平半长轴变化量以及第一次轨道控制实际速度增量和第二次轨道控制实际速度增量;步骤6、计算第一次变轨中间时刻控后卫星速度矢量;步骤7、确定双脉冲控制中间弧段轨道。通过本发明的方法可以提高航天器控制期间的轨道可用工作弧段,对航天器在轨运行有一定的经济效益。
Description
技术领域
本发明属于航天器测量与控制技术领域,涉及一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法。
背景技术
偏心率冻结轨道,通过约束半场轴a、偏心率e和近地点幅角ω实现卫星轨道经过同一纬度圈时有相同的高度,确保星上载荷具有稳定的工作条件,目前得到了广泛应用。对于该类型轨道,轨道控制一般通过双脉冲变轨实现。典型的双脉冲轨道控制实施过程中,考虑星上推力器配置、控制目标等约束需进行多批次的同轨双脉冲控制,即在一圈轨道内进行两次变轨,包括同向和反向双脉冲控制两种形式。对于同向双脉冲变轨控制,为了监视卫星工况,往往第一脉冲安排在境内变轨,第二脉冲变轨一般在境外测站不可见弧段;对于反向双脉冲控制,可能两次变轨均在测站不可见弧段内。
以上两种典型的双脉冲控制轨道,由于双脉冲控制间隔时间短,且通常该弧度在我国测站跟踪区间之外,导致中间轨道观测数据不足或者甚至完全无观测数据,因此通过事后定轨难以直接确定双脉冲控制之间弧段的轨道。
卫星在轨运行期间载荷可用工作时间非常珍贵,有些载荷数据需要结合卫星轨道联合使用,例如卫星对地成像需要利用卫星轨道数据进行图像矫正和拼帧处理,如果卫星进行双脉冲轨道控制,由于双脉冲控制间隔无精确轨道,将导致在该弧段内载荷数据无法使用,造成资源浪费。
发明内容
本发明的目的是提供一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法,具有提高航天器控制期间的轨道可用工作弧段,避免造成资源浪费的优点。
本发明所采用的技术方案是,一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法,具体按照以下步骤实施:
步骤1、确定第一次变轨中间时刻控前卫星轨道;
步骤2、计算第一次变轨中间时刻未变轨时卫星位置和速度;
步骤3、确定第二次变轨中间时刻控后卫星轨道;
步骤4、确认双脉冲轨道控制类型、控制量及控制相位;
步骤5、分别计算轨道偏心率变化量、轨道平半长轴变化量以及第一次轨道控制实际速度增量和第二次轨道控制实际速度增量;
步骤6、计算第一次变轨中间时刻控后卫星速度矢量;
步骤7、确定双脉冲控制中间弧段轨道。
本发明的特点还在于:
步骤1中需要确定的参数包括:卫星轨道的时间t0,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。
步骤2中计算卫星位置矢量速度矢量和速度大小V0的函数为其中F1(t0,a0,e0,io,Ω0,ω0,M0)为根据卫星轨道时间t0、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计算卫星位置矢量和速度矢量的函数。
步骤3中需要确定的参数包括:卫星轨道的时间t1,半长轴a1,偏心率e1,倾角i1,升交点赤经Ω1,近地点幅角ω1,平近点角M1。
步骤4具体为,根据变轨参数确认是同向双脉冲轨道控制还是反向双脉冲轨道控制,确认第一次轨道控制理论速度增量ΔV10和控制相位u1,第二次轨道控制理论速度增量ΔV20和控制相位u2。
步骤5中轨道偏心率变化量Δex、Δey为:
步骤5中轨道平半长轴变化量Δa=a1-a0。
步骤5中第一次轨道控制实际速度增量Δv1和第二次轨道控制实际速度增量Δv2为:
当轨道控制为同向双脉冲轨道控制时:
当轨道控制为反向双脉冲控制时,根据变轨控制参数确定两次轨道控制速度大小;
若第一次轨道理论控制速度增量大于第二次轨道理论控制速度增量,则:
反之:
步骤7中确定双脉冲控制中间弧段轨道,需要确定的参数包括:卫星轨道的时间t01,半长轴a01,偏心率e01,倾角i01,升交点赤经Ω01,近地点幅角ω01,平近点角M01,其中t01=t0,是根据卫星轨道时间t01、位置速度计算卫星轨道根数的函数。
本发明的有益效果是:通过本发明一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法能够确定双脉冲控制之间弧段的轨道,提高航天器控制期间的轨道可用工作弧段,对航天器在轨运行有一定的经济效益,且本发明的方法可靠性好、可操作性强、易推广。
附图说明
图1是本发明一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法的流程图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。在具体应用实例中,所采用的是某卫星同轨双脉冲轨道控制,该星于2018年发射入轨,运行在700km高度的太阳同步轨道上,降交点地方时为09:00AM,主要任务是对地面资源进行***普查。
实施例1,一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法,如图1所示,具体按照以下步骤实施:
(1)确定第一次变轨中间时刻控前卫星轨道,参数包括卫星轨道的时间t0,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;
(3)确定第二次变轨中间时刻控后卫星轨道,参数包括卫星轨道的时间t1,半长轴a1,偏心率e1,倾角i1,升交点赤经Ω1,近地点幅角ω1,平近点角M1;
(4)确认双脉冲轨道控制类型、控制量及控制相位,即根据变轨参数确认是同向双脉冲轨道控制,确认第一次轨道控制速度增量ΔV10和控制相位u1,第二次轨道控制速度增量ΔV20和控制相位u2;
(5)计算轨道偏心率变化量Δex、Δey
(6)计算轨道平半长轴变化量Δa
Δa=a1-a0
(7)计算第一次轨道控制实际速度增量Δv1和第二次轨道控制实际速度增量Δv2
(9)确定双脉冲控制中间弧段轨道,参数包括卫星轨道的时间t01,半长轴a01,偏心率e01,倾角i01,升交点赤经Ω01,近地点幅角ω01,平近点角M01;
实施例2,一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法,如图1所示,具体按照以下步骤实施:
(1)确定第一次变轨中间时刻控前卫星轨道,参数包括卫星轨道的时间t0,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;
(3)确定第二次变轨中间时刻控后卫星轨道,参数包括卫星轨道的时间t1,半长轴a1,偏心率e1,倾角i1,升交点赤经Ω1,近地点幅角ω1,平近点角M1;
(4)确认双脉冲轨道控制类型、控制量及控制相位,通过变轨参数确认该次轨道控制为反向双脉冲轨道控制,第一次轨道控制速度增量ΔV10和控制相位u1,第二次轨道控制速度增量ΔV20和控制相位u2;
(5)计算轨道偏心率变化量Δex、Δey
(6)计算轨道平半长轴变化量Δa
Δa=a1-a0
(7)计算第一次轨道控制实际速度增量Δv1和第二次轨道控制实际速度增量Δv2,根据变轨控制参数确定第一次轨道控制速度增量大于第二次轨道控制速度增量
(9)确定双脉冲控制中间弧段轨道,参数包括卫星轨道的时间t01,半长轴a01,偏心率e01,倾角i01,升交点赤经Ω01,近地点幅角ω01,平近点角M01;
实施例3,一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法,如图1所示,具体按照以下步骤实施:
(1)确定第一次变轨中间时刻控前卫星轨道,参数包括卫星轨道的时间t0,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;
(3)确定第二次变轨中间时刻控后卫星轨道,参数包括卫星轨道的时间t1,半长轴a1,偏心率e1,倾角i1,升交点赤经Ω1,近地点幅角ω1,平近点角M1;
(4)确认双脉冲轨道控制类型、控制量及控制相位,即根据变轨参数确认是反向双脉冲轨道控制,确认第一次轨道控制速度增量ΔV10和控制相位u1,第二次轨道控制速度增量ΔV20和控制相位u2;
(5)计算轨道偏心率变化量Δex、Δey
(6)计算轨道平半长轴变化量Δa
Δa=a1-a0
(7)计算第一次轨道控制实际速度增量Δv1和第二次轨道控制实际速度增量Δv2,根据变轨控制参数确定第一次轨道控制速度增量小于第二次轨道控制速度增量
(9)确定双脉冲控制中间弧段轨道,参数包括卫星轨道的时间t01,半长轴a01,偏心率e01,倾角i01,升交点赤经Ω01,近地点幅角ω01,平近点角M01;
Claims (1)
1.一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法,其特征在于,具体按照以下步骤实施:
步骤1、确定第一次变轨中间时刻控前卫星轨道,需要确定的参数包括:卫星轨道的时间t0,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;
步骤2、计算第一次变轨中间时刻未变轨时卫星位置和速度,计算卫星位置矢量速度矢量和速度大小V0的函数为其中F1(t0,a0,e0,i0,Ω0,ω0,M0)为根据卫星轨道的 时间t0、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计算卫星位置矢量和速度矢量的函数;
步骤3、确定第二次变轨中间时刻控后卫星轨道,需要确定的参数包括:卫星轨道的时间t1,半长轴a1,偏心率e1,倾角i1,升交点赤经Ω1,近地点幅角ω1,平近点角M1;
步骤4、确认双脉冲轨道控制类型、控制量及控制相位,具体为,根据变轨参数确认是同向双脉冲轨道控制还是反向双脉冲轨道控制,确认第一次轨道控制理论速度增量ΔV10和控制相位u1,第二次轨道控制理论速度增量ΔV20和控制相位u2;
步骤5、分别计算轨道偏心率变化量、轨道平半长轴变化量以及第一次轨道控制实际速度增量和第二次轨道控制实际速度增量,第一次轨道控制实际速度增量Δv1和第二次轨道控制实际速度增量Δv2为:
当轨道控制为同向双脉冲轨道控制时:
轨道偏心率变化量Δex、Δey为:
轨道平半长轴变化量Δa=a1-a0;
当轨道控制为反向双脉冲控制时,根据变轨控制参数确定两次轨道控制速度大小,
若第一次轨道理论控制速度增量大于第二次轨道理论控制速度增量,则:
反之:
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202010125714.0A CN111338367B (zh) | 2020-02-27 | 2020-02-27 | 一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202010125714.0A CN111338367B (zh) | 2020-02-27 | 2020-02-27 | 一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN111338367A CN111338367A (zh) | 2020-06-26 |
CN111338367B true CN111338367B (zh) | 2022-10-04 |
Family
ID=71182007
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN202010125714.0A Active CN111338367B (zh) | 2020-02-27 | 2020-02-27 | 一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN111338367B (zh) |
Families Citing this family (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN113184220B (zh) * | 2021-04-21 | 2021-11-19 | 中国人民解放军63923部队 | 一种地球同步轨道通信卫星的轨道控制方法及装置 |
CN113848567B (zh) * | 2021-08-26 | 2023-05-30 | 深圳市魔方卫星科技有限公司 | 一种sar卫星面内最优轨控确定方法、装置及相关设备 |
CN113968361B (zh) * | 2021-10-28 | 2022-08-05 | 中国西安卫星测控中心 | 一种适用地球同步卫星定点控制规划的解析计算方法 |
CN113934233B (zh) * | 2021-11-19 | 2023-05-02 | 中国西安卫星测控中心 | 卫星编队控制的推力器标定方法 |
CN115771623A (zh) * | 2022-12-23 | 2023-03-10 | 上海航天控制技术研究所 | 一种用于卫星应急变轨的虚拟轨道构造方法 |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102880184A (zh) * | 2012-10-24 | 2013-01-16 | 北京控制工程研究所 | 一种静止轨道卫星自主轨道控制方法 |
CN109582029A (zh) * | 2018-12-28 | 2019-04-05 | 西安四方星途测控技术有限公司 | 一种通过tle数据确定geo卫星轨道状态的方法 |
CN109839116A (zh) * | 2019-01-31 | 2019-06-04 | 上海微小卫星工程中心 | 一种速度增量最小的交会接近方法 |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5687084A (en) * | 1992-05-26 | 1997-11-11 | Microcosm, Inc. | Satellite orbit maintenance system |
US8457810B1 (en) * | 2011-04-14 | 2013-06-04 | The Boeing Company | Compound steering law for efficient low thrust transfer orbit trajectory |
US8909395B2 (en) * | 2011-04-29 | 2014-12-09 | Airbus Engineering Centre India | System and method for aircraft performance predictions for climb flight phase |
CN102424116B (zh) * | 2011-12-08 | 2013-11-20 | 中国空间技术研究院 | 一种静止轨道卫星变轨策略优化方法 |
CN103424116B (zh) * | 2013-07-23 | 2015-09-23 | 中国西安卫星测控中心 | 一种适应轨道机动的地球同步卫星精密定轨方法 |
CN104443432B (zh) * | 2014-11-25 | 2016-06-15 | 哈尔滨工业大学 | 一种卫星有限推力共面圆轨道自主轨道转移制导方法 |
CN109739262B (zh) * | 2019-01-25 | 2022-04-19 | 上海微小卫星工程中心 | 一种快速自主转移轨道控制方法 |
-
2020
- 2020-02-27 CN CN202010125714.0A patent/CN111338367B/zh active Active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102880184A (zh) * | 2012-10-24 | 2013-01-16 | 北京控制工程研究所 | 一种静止轨道卫星自主轨道控制方法 |
CN109582029A (zh) * | 2018-12-28 | 2019-04-05 | 西安四方星途测控技术有限公司 | 一种通过tle数据确定geo卫星轨道状态的方法 |
CN109839116A (zh) * | 2019-01-31 | 2019-06-04 | 上海微小卫星工程中心 | 一种速度增量最小的交会接近方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN111338367A (zh) | 2020-06-26 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN111338367B (zh) | 一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法 | |
CN108761507B (zh) | 基于短弧定轨和预报的导航卫星轨道快速恢复方法 | |
CN111427002B (zh) | 地面测控天线指向卫星的方位角计算方法 | |
CN107380485B (zh) | 一种微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制方法 | |
CN106679674B (zh) | 基于星历模型的地月L2点Halo轨道阴影分析方法 | |
CN109269504B (zh) | 一种具有末端约束的姿态机动路径规划方法 | |
CN113343442B (zh) | 一种求解固定时间有限燃料多脉冲转移轨道的方法及*** | |
CN106595673A (zh) | 面对地球静止轨道目标操作的空间多机器人自主导航方法 | |
CN112607065A (zh) | 一种基于电推进***的高精度相位控制方法 | |
CN109649691B (zh) | 一种偏置动量卫星单飞轮与磁联合控制方法和*** | |
CN109625329A (zh) | 一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法 | |
CN111102982B (zh) | 高轨目标的抵近方法 | |
CN110647163B (zh) | 对geo空间目标持续可见光探测的绕飞轨道设计方法 | |
CN114889849A (zh) | 一种航天器多约束飞越最优速度的估计方法 | |
CN111427001A (zh) | 适用于地面测站天线对卫星指向的目标定位方法 | |
CN115015983A (zh) | 光学遥感星座的长期在轨维持方法 | |
US6076774A (en) | Fuel and thermal optimal spiral earth acquisition | |
Dilssner | A note on the yaw attitude modeling of BeiDou IGSO-6 | |
CN111679242A (zh) | 适用于指向在轨航天器的地面天线导引方法 | |
JP2635564B2 (ja) | 自転している宇宙船用の自律性の回転軸姿勢制御方法 | |
CN110466803A (zh) | 基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法 | |
KR101213222B1 (ko) | 정지궤도 위성의 동서방향 궤도조정 방법 | |
CN115320891B (zh) | 一种基于虚拟卫星的近圆标称轨道控制方法 | |
CN111755824B9 (zh) | 一种用于小倾角geo卫星天线覆盖区补偿的天线控制方法 | |
JP7270515B2 (ja) | 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション形成プログラム、および、地上装置 |
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 | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant | ||
CP02 | Change in the address of a patent holder |
Address after: No.462, East Xianning Road, Xi'an, Shaanxi 710043 Patentee after: CHINA XI'AN SATELLITE CONTROL CENTER Address before: No.462, East Xianning Road, Xincheng District, Xi'an, Shaanxi 710043 Patentee before: CHINA XI'AN SATELLITE CONTROL CENTER |
|
CP02 | Change in the address of a patent holder |