[发明专利]一种小推力悬浮轨道上航天器编队飞行方法

说明书

本发明公开了一种小推力悬浮轨道上航天器编队飞行方法，该方法首先建立有界悬浮轨道的轨道参数(h_z,κ,α,ΔE,Δr)到编队参数(ΔT,ΔΩ)的映射：f:(h_z,κ,α,ΔE,Δr)→(ΔT,ΔΩ)；然后确定三种编队类型的编队条件，最后在二维(ΔT,ΔΩ)平面内搜索满足各个编队条件的主从星的悬浮轨道，实现主星和从星的有界编队飞行。本发明能够得到三种不同类型的有界相对轨道，该轨道精度高，可适用于长周期大尺度的编队飞行，确保近地任务或深空探测编队飞行任务的实施。

技术领域

本发明涉及一种小推力悬浮轨道上航天器编队飞行方法，尤其涉及小推力悬浮轨道上二星编队飞行方法，应用于深空探测或极地观测领域。

背景技术

悬浮轨道是航天器依赖新型推进系统提供的外部动力，偏离自然轨迹形成的轨道。随着地球北极航道的开通和南极探测活动的增加，发射长期驻留极地上空的观测卫星的需求日益迫切。小推力地心悬浮轨道位于地球上方区域，凭借其特殊的空间位置，成为了极地监测、通信中继等探测任务的理想平台。

另一方面，随着电推技术的发展，连续变化推力，超高比冲以及推力可控等优势使得GP‐B(NASA，发射于2004/04/20)，GOCE(ESA，发射于2009/03/17)，SMART‐1(ESA，发射于2003/09/27)，Hayabusa(JAXA，发射于2003/05/09)和Akatsuli(JAXA，发射于2010/05/21)等卫星投入使用。电推技术的日益成熟使得小推力悬浮轨道成为可能。

航天器编队飞行是指利用多颗小型航天器之间的相互通信和协同工作，实现一个大型空间飞行器的功能，甚至完成一些传统大型航天器所无法实现的复杂空间任务。与近地编队优势相似，悬浮周期轨道编队飞行航天器由于其分布式构型设计，可实现大尺度干涉测量以及多角度、多时段观测，鲁棒性更强、精度更高和可靠性更好。但是已有的关于悬浮轨道编队飞行，均是通过线性化动力学模型的方法，推导相对轨道的一阶解析解，其结果精度较低，只适用于小尺寸，短周期的编队飞行任务，难以保持大空间跨度，长周期的编队构型的稳定。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种小推力悬浮轨道上二星编队飞行方法，得到三种不同类型的有界相对轨道，该轨道精度高，可适用于长周期大尺度的编队飞行，确保近地任务或深空探测编队飞行任务的实施。

本发明的技术解决方案是：一种小推力悬浮轨道上航天器编队飞行方法，包括如下步骤：

(1)建立有界悬浮轨道的轨道参数(h_z,κ,α,ΔE,Δr)到编队参数(ΔT,ΔΩ)的映射：f:(h_z,κ,α,ΔE,Δr)→(ΔT,ΔΩ)，将五维空间压缩到二维空间；

其中，悬浮轨道由轨道参数(h_z,κ,α,ΔE,Δr)唯一表征，h_z为动量矩，κ为推力加速度，α为推力俯仰角，ΔE为系统能量和稳定平衡点势能的差值，为正数，Δr为任一轨道Poincaré映射的远地点与周期轨道Poincaré映射点之间的距离，Δr＝0为悬浮周期轨道，Δr≠0为悬浮拟周期轨道；(ΔT,ΔΩ)表征悬浮轨道的编队飞行条件，ΔT为穿越周期，是悬浮轨道相邻两次从下往上穿过特定截面的时间间隔，ΔΩ是ΔT时间间隔内的轨道角度偏移；

悬浮周期轨道的ΔT和ΔΩ是常值，在轨道推演过程中保持不变；悬浮拟周期轨道中，ΔT和ΔΩ相对于穿越次数呈周期性变化，取其平均值和表征；

(2)确定编队条件：

设主星记为A，从星记为B，悬浮周期轨道记为p，悬浮拟周期轨道记为q，则悬浮周期轨道与悬浮周期轨道之间的编队条件为：ΔT_pA＝ΔT_pB,ΔΩ_pA＝ΔΩ_pB，悬浮周期轨道与悬浮拟周期轨道之间的编队条件为：悬浮拟周期轨道与悬浮拟周期轨道之间的编队条件为：