一种航天器偏置轨道设计方法技术

本发明专利技术公开了一种航天器偏置轨道设计方法，具体按照如下操作步骤：S1：选取地心为三维空间坐标的原点建立第一数学空间坐标模型；S2：选取航天器为三维空间坐标的原点建立第二数学空间坐标模型，将实时数据与未出目标轨道所需理论参数信息进行比较；S3：根据比较结果，调整航天器当前姿态以及计算变轨所需加速度，分析姿态调整能否完成；S4：进行变轨后，根据比较结果调整航天器姿态。本发明专利技术通过建立第一数学空间坐标和第二数学空间坐标，有利于将航天器的实时姿态信息数字化进行比较，可以精准的对航天器的姿态进行实时调整，在进行航天器变轨之前，通过技术分析预先判断有无变轨条件，大大提高了航天器的变轨成功率和变轨精度。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器偏置轨道设计方法
本专利技术属于航天器轨道设计
，具体涉及一种航天器偏置轨道设计方法。
技术介绍
航天器，又称空间飞行器、太空载具等，是指在地球大气层以外的宇宙空间中，基本按照天体力学的规律运动的各种飞行器。载人航天器家族中有三个成员：载人飞船、空间站和航天飞机，航天器基本上是无动力的，依靠运载火箭，通常为第二级火箭提供的初速来运动。运载火箭在燃料耗尽后就自动分离，向地球下落；航天器或者进入绕地球轨道，或者在给以动量情况下，继续飞向太空目的地。在航天器运行时，需要对航天器的各种运行参数进行检测，在航天器变轨时，通常直接从当前轨道进入目标轨道，再对航天器的运行参数进行修正，由于两轨道之间参数差距较大，需要对多项参数信息进行调整，不利于对航天器精准控制，另外在变轨之前不对变轨是否可行进行判断，容易造成与目标轨道之间存在较大误差。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种航天器偏置轨道设计方法，以解决上述
技术介绍
中提出的问题。为实现上述目的，本专利技术提供如下技术方案：一种航天器偏置轨道设计方法，具体按照如下操作步骤：S1：选取地心为三维空间坐标的原点建立第一数学空间坐标模型，并输入目标轨道的数学参数；S2：选取航天器为三维空间坐标的原点建立第二数学空间坐标模型，收集航天器实时参数，并将相应参数输入第二数学空间坐标模型，并输出实时数据，将实时数据与未出目标轨道所需理论参数信息进行比较；S3：根据比较结果，调整航天器当前姿态以及计算变轨所需加速度，分析姿态调整能否完成，之后控制对应的推进器进行变轨操作；S4：进行变轨后，收集航天器实时参数，将相应参数输入第二数学空间坐标模型，并输出实时数据，将实时数据与维持该轨道的理论姿态参数进行比较，根据比较结果调整航天器姿态。优选的，步骤S2中采用姿态传感器对航天器的实施参数进行检测，所述姿态传感器包括三轴陀螺仪、三轴加速度计、三轴电子罗盘、速度传感器、高度传感器、加速度传感器。优选的，步骤S2和S4中利用基于四元数的三维算法和特殊数据融合技术实时输出为以四元数、欧拉角表示的零漂移三维姿态方位数据。优选的，步骤S2所有参数的比较结果偏差值均小于0.1％时判断为姿态调整可以完成。优选的，步骤S3中推进器安装在航天器尾部用于提供直线加速的第一推进器，以及安装在航天器侧面用于提供扭矩的第二推进器。优选的，步骤S4中某一参数的比较结果偏差值大于0.1％时，需要对航天器姿态进行调整。本专利技术的技术效果和优点：本专利技术通过建立第一数学空间坐标和第二数学空间坐标，有利于将航天器的实时姿态信息数字化进行比较，可以精准的对航天器的姿态进行实时调整，有利于对航天器进行控制，在进行航天器变轨之前，通过技术分析预先判断有无变轨条件，大大提高了航天器的变轨成功率和变轨精度。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。一种航天器偏置轨道设计方法，具体按照如下操作步骤：S1：选取地心为三维空间坐标的原点建立第一数学空间坐标模型，并输入目标轨道的数学参数；S2：选取航天器为三维空间坐标的原点建立第二数学空间坐标模型，收集航天器实时参数，采用姿态传感器对航天器的实施参数进行检测，所述姿态传感器包括三轴陀螺仪、三轴加速度计、三轴电子罗盘、速度传感器、高度传感器、加速度传感器，并将相应参数输入第二数学空间坐标模型，利用基于四元数的三维算法和特殊数据融合技术实时输出为以四元数、欧拉角表示的零漂移三维姿态方位数据，将实时数据与未出目标轨道所需理论参数信息进行比较；S3：根据比较结果，调整航天器当前姿态以及计算变轨所需加速度，分析姿态调整能否完成，当所有参数的比较结果偏差值均小于0.1％时判断为姿态调整可以完成，之后控制对应的推进器进行变轨操作，若存在参数的比较结果偏差值均大于0.1％时判断为姿态调整无法完成，等待航天器进入合适位置后并且所有参数的比较结果偏差值均小于0.1％时，开始控制对应的推进器进行变轨操作，推进器安装在航天器尾部用于提供直线加速的第一推进器，用于轨道跳跃时提供加速度，以及安装在航天器侧面用于提供扭矩的第二推进器，用于对航天器的姿态进行控制；S4：进行变轨后，收集航天器实时参数，将相应参数输入第二数学空间坐标模型，利用基于四元数的三维算法和特殊数据融合技术实时输出为以四元数、欧拉角表示的零漂移三维姿态方位数据，将实时数据与维持该轨道的理论姿态参数进行比较，根据比较结果调整航天器姿态，当某一参数的比较结果偏差值大于0.1％时，需要对航天器姿态进行调整，当航天器的当前轨道高度与目标轨道高度偏差大于0.1％时，通过第一推进器进行加速或减速，实现轨道高度上升或下降。本专利技术通过建立第一数学空间坐标和第二数学空间坐标，有利于将航天器的实时姿态信息数字化进行比较，可以精准的对航天器的姿态进行实时调整，有利于对航天器进行控制，在进行航天器变轨之前，通过技术分析预先判断有无变轨条件，大大提高了航天器的变轨成功率和变轨精度。最后应说明的是：以上所述仅为本专利技术的优选实施例而已，并不用于限制本专利技术，尽管参照前述实施例对本专利技术进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换,凡在本专利技术的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本专利技术的保护范围之内。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航天器偏置轨道设计方法，其特征在于：具体按照如下操作步骤：S1：选取地心为三维空间坐标的原点建立第一数学空间坐标模型，并输入目标轨道的数学参数；S2：选取航天器为三维空间坐标的原点建立第二数学空间坐标模型，收集航天器实时参数，并将相应参数输入第二数学空间坐标模型，并输出实时数据，将实时数据与未出目标轨道所需理论参数信息进行比较；S3：根据比较结果，调整航天器当前姿态以及计算变轨所需加速度，分析姿态调整能否完成，之后控制对应的推进器进行变轨操作；S4：进行变轨后，收集航天器实时参数，将相应参数输入第二数学空间坐标模型，并输出实时数据，将实时数据与维持该轨道的理论姿态参数进行比较，根据比较结果调整航天器姿态。

【技术特征摘要】
1.一种航天器偏置轨道设计方法，其特征在于：具体按照如下操作步骤：S1：选取地心为三维空间坐标的原点建立第一数学空间坐标模型，并输入目标轨道的数学参数；S2：选取航天器为三维空间坐标的原点建立第二数学空间坐标模型，收集航天器实时参数，并将相应参数输入第二数学空间坐标模型，并输出实时数据，将实时数据与未出目标轨道所需理论参数信息进行比较；S3：根据比较结果，调整航天器当前姿态以及计算变轨所需加速度，分析姿态调整能否完成，之后控制对应的推进器进行变轨操作；S4：进行变轨后，收集航天器实时参数，将相应参数输入第二数学空间坐标模型，并输出实时数据，将实时数据与维持该轨道的理论姿态参数进行比较，根据比较结果调整航天器姿态。2.根据权利要求1所述的一种航天器偏置轨道设计方法，其特征在于：步骤S2中采用姿态传感器对航天器的实施参数进...

【专利技术属性】
技术研发人员：何晶，刘洋，李红艳，周锦标，薛国虎，徐先春，瞿元新，潘高峰，
申请(专利权)人：中国卫星海上测控部，
类型：发明
国别省市：江苏,32