[发明专利]一种基于星间距离的相对轨道要素确定方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种卫星编队飞行的相对轨道要素确定方法，更特别地说，是采用主星、从星之间的四个相对距离来确定相对轨道要素。

背景技术

作者余金培于2004年3月出版的《现代小卫星技术与应用》，在“3.小卫星系统”中公开了一般卫星系统的组成，如图1所示。星载计算机也称星务计算机，负责星上数据与程序的存储、处理以及各分系统的协调管理。GPS接收机是接收全球定位系统卫星信号并确定地面空间位置的仪器。

卫星编队飞行系统在飞行过程中需要保持一定的构型，但由于受到地球扁率、大气阻力和太阳光压等摄动因素的影响，编队卫星的轨道要素会不断地发生变化，对于长期的编队飞行任务，必须基于轨道要素的变化对系统进行必要的轨道维持，否则，编队飞行系统将会失去最初的设计构型，并最终导致任务的失败。

对编队飞行系统内卫星的实际相对轨道要素的确定，通常是借助某种技术手段测量相对位置和相对速度信息，并利用他们与相对轨道要素之间的关系，确定编队飞行系统在轨飞行时的实际相对轨道要素，再通过减去相应的标称值而得到误差，并据此在一定精度范围内消除这些误差，从而实现编队飞行系统构型的长期保持。

然而，以往的这种确定相对轨道要素误差的方法，是直接利用换算关系得到的实际轨道要素后，再同标称值作比较。这种直接作差而得到误差的方法精度不高，并且测量信息过多，对星上测量装置提出了较高的要求。因此，如何充分利用星上测量信息，设计出一种简单、有效并具有较高精度的确定卫星编队系统的相对轨道要素误差的方法，是工程上所迫切需要的，但以往众多学者在研究中并未明确给出解决该问题的方法。

发明内容

在本发明中，利用卫星在一个采样周期内实时采集到的星间相对距离(即星间距)数据有最大值、次最大值、次最小值和最小值，并将这些数据作为本发明确定编队飞行系统相对轨道要素方法的输入所需量。

本发明公开了一种仅根据编队飞行系统内卫星星间距离的四个极值即可得到编队飞行系统相对轨道要素的方法。在编队飞行系统主星轨道坐标系中，编队卫星径向相对运动远小于沿迹向和轨道面法向相对运动。因此，本方法将编队卫星的三维空间运动简化为平面内的二维运动，并给出了实际星间距与其标称值的误差同相对轨道要素之间的一种映射关系。不同于传统卫星相对位置确定方法中需要依靠地面站或GPS等第三方信号源来确定相对轨道要素的方法，本方法只需要通过对实际星间距离与其标称值之间的误差同实际相对轨道要素与其标称值误差之间的映射关系进行解算，即可确定实际相对轨道要素与标称值的误差，进而结合相对轨道要素的设计标称值来确定实际相对轨道要素。

本发明的一种基于星间距离的相对轨道要素确定方法，在编队飞行卫星群中，若干个从星F围绕主星M做相对运动，主星M的星载计算机接收GPS接收机输出的在一个采样周期内的星间距；其特征在于基于星间距离的相对轨道要素确定包括有下列步骤：

步骤一，获取星间间距的极值；

无摄动情况下的星间距最大值和最小值

一个采样周期T里将采集的多个星间距；

步骤二，制定星间距同相对轨道要素之间的关系；

在无摄动情况的主星轨道坐标系M-X_MY_MZ_M下，主星M与从星F在所述M-X_MY_MZ_M下的星间距表示为：

Δy^标称＝a^标称(ΔΩ×sini^标称×cosu^M-Δi×sinu^M)

Δz^标称＝a^标称(Δe_x×cosu^M+Δe_y×sinu^M)

在编队飞行过程中，主星M与从星F在主星轨道坐标系M-X_MY_MZ_M下的星间距表示为：

Δy^实际＝a^M(ΔΩ×sini^M×cosu^M-Δi×sinu^M)

Δz^实际＝a^M(Δe_x×cosu^M+Δe_y×sinu^M)