一种小推力悬浮轨道上航天器编队飞行方法技术

本发明专利技术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(hz,κ,α,ΔE,Δr)到编队参数(ΔT,ΔΩ)的映射：f:(hz,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。本发明专利技术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。

【技术实现步骤摘要】
一种小推力悬浮轨道上航天器编队飞行方法
本专利技术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。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：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。本专利技术的技术解决方案是：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(hz,κ,α,ΔE,Δr)到编队参数(ΔT,ΔΩ)的映射：f:(hz,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(hz,κ,α,ΔE,Δr)唯一表征，hz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：ΔTpA＝ΔTpB,ΔΩpA＝ΔΩpB，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：(3)在二维(ΔT,ΔΩ)平面内搜索满足步骤(2)中各个编队条件的主从星悬浮轨道；(4)将主从星的悬浮轨道转换到主星的轨道坐标系中，得到相对轨道，实现主星和从星的有界编队飞行。建立有界悬浮轨道的轨道参数(hz,κ,α,ΔE,Δr)到编队参数(ΔT,ΔΩ)映射的方法如下：(2.1)将轨道参数hz,κ,α代入悬浮轨道的动力学方程，求解出动力学系统的稳定平衡点，记为Ls，其在旋转坐标系R下的坐标记为(ρs,zs)，代入轨道参数的动力学方程形式如下其中，ρ是悬浮轨道在惯性坐标系I的xy平面中的投影半径，z是悬浮轨道的悬浮高度，r是航天器到地球的距离；(2.2)利用如下公式计算系统的能量：(2.3)根据系统能量E与Δr解算出轨道初值，悬浮周期轨道的初值是悬浮拟周期轨道的初值是其中ρp和可利用保哈密顿系统守恒的轨道修正法得到，(2.4)根据轨道初值和动力学方程，通过数值积分得到轨道，获得轨道的(ΔT,ΔΩ)参数。所述步骤(1)中，是任意时刻惯性坐标系的x轴与旋转坐标系(ρ,z)平面之间的夹角。所述步骤(1)中，n是穿越总次数所述步骤(3)中，搜索满足悬浮周期轨道与悬浮周期轨道之间编队条件的主从星悬浮轨道方法如下：(5.1)使用控制变量法，在一系列悬浮周期轨道中，数值搜索一对满足编队条件ΔTpA＝ΔTpB，ΔΩpA＝ΔΩpB的悬浮周期轨道构成编队飞行；(5.2)利用(κ–等值线，α-等值线，hz＝hzA，ΔΕ＝ΔΕA，Δr＝0)表征一系列的主星悬浮轨道，其中hzA，ΔΕA为常数，且均大于0，κ和α均匀变化，计算出5维向量(κ–等值线，α-等值线，hz＝hzA，ΔΕ＝ΔΕA，Δr＝0)到2维平面(ΔTpA，ΔΩpA)的映射；(5.3)利用(κ–等值线，α-等值线，hz＝hzB，ΔΕ＝ΔΕB，Δr＝0)表征一系列的从星悬浮轨道，其中hzB，ΔΕB为常数，ΔΕA大于0，κ和α均匀变化，计算出5维向量(κ–等值线，α-等值线，hz＝hzB，ΔΕ＝ΔΕB，Δr＝0)到2维平面(ΔTpB，ΔΩpB)的映射；(5.4)(ΔTpA，ΔΩpA)与(ΔTpB，ΔΩpB)重合区域中的任何一点，既对应了主星的绝对轨道参数(κA，αA，hz＝hzA，ΔΕ＝ΔΕA，Δr＝0)，又对应了从星的绝对轨道参数(κB，αB，hz＝hzB，ΔΕ＝ΔΕB，Δr＝0)，由上述轨道参数确定的悬浮轨道即为满足编队条件的悬浮周期轨道；(5.5)从该重合区域中任意选择一点，其所代表的主星与从星即构成有界的编队飞行。所述步骤(3)中，搜索满足悬浮周期轨道与悬浮拟周期轨道之间编队条件的主从星悬浮轨道方法如下：(6.1)使用控制变量法，在一系列悬浮轨道中，数值搜索一对满足编队条件的悬浮周期轨道与悬浮拟周期轨道构成编队飞行；(6.2)利用(κ–等值线，α-等值线，hz＝hzA，ΔΕ＝ΔΕA，Δr＝0)表征一系列的主星悬浮周期轨道，其中hzA，ΔΕA为常数，且均大于0，κ和α均匀变化，计算出5维向量(κ–等值线，α-等值线，hz＝hzA，ΔΕ＝ΔΕA，Δr＝0)到2维平面(ΔTpA，ΔΩpA)的映射；(6.3)在得到一系列主星的(ΔTpA，ΔΩpA)的基础上，选择一组(κ0，α0，hz0，ΔΕ0)，赋给从星，即κB＝κ0，αB＝α0，hzB＝hz0，ΔΕB＝ΔΕ0，均匀改变从星Δr参数的大小，得到一系列悬浮拟周期轨道，计算从星(κ＝κB，α＝αB，hz＝hzB，ΔΕ＝ΔΕB，Δr–变化)到(ΔTpB,ΔΩpB)的映射；(6.4)(ΔTpA,ΔΩpA)与(ΔTpB,ΔΩpB)重合区域中的任何一点，既对应了主星的绝对轨道参数(κA，αA，hz＝hzA，ΔΕ＝ΔΕA，Δr＝0)，又对应了从星的绝对轨道参数(κB，αB，hz＝hzB，ΔΕ＝ΔΕB，Δr＝ΔrB)，由上述轨道参数确定的悬浮轨道即为满足编队条件的悬浮周期轨道和悬浮拟周期轨道；(6.5)从该重合区域中任意选择一点，其所代表的主星与从星即构成有界的编队飞行。所述步骤(3)中，设计满足悬浮拟周期轨道与悬浮拟周期轨道之间编队条件的主从星悬浮轨道的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种小推力悬浮轨道上航天器编队飞行方法，其特征在于包括如下步骤：(1)建立有界悬浮轨道的轨道参数(hz,κ,α,ΔE,Δr)到编队参数(ΔT,ΔΩ)的映射：f:(hz,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(hz,κ,α,ΔE,Δr)唯一表征，hz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

【技术特征摘要】
1.一种小推力悬浮轨道上航天器编队飞行方法，其特征在于包括如下步骤：(1)建立有界悬浮轨道的轨道参数(hz,κ,α,ΔE,Δr)到编队参数(ΔT,ΔΩ)的映射：f:(hz,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(hz,κ,α,ΔE,Δr)唯一表征，hz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：ΔTpA＝ΔTpB,ΔΩpA＝ΔΩpB，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：(3)在二维(ΔT,ΔΩ)平面内搜索满足步骤(2)中各个编队条件的主从星悬浮轨道；(4)将主从星的悬浮轨道转换到主星的轨道坐标系中，得到相对轨道，实现主星和从星的有界编队飞行。2.根据权利要求1所述的一种小推力悬浮轨道上航天器编队飞行方法，其特征在于：建立有界悬浮轨道的轨道参数(hz,κ,α,ΔE,Δr)到编队参数(ΔT,ΔΩ)映射的方法如下：(2.1)将轨道参数hz,κ,α代入悬浮轨道的动力学方程，求解出动力学系统的稳定平衡点，记为Ls，其在旋转坐标系R下的坐标记为(ρs,zs)，代入轨道参数的动力学方程形式如下其中，ρ是悬浮轨道在惯性坐标系I的xy平面中的投影半径，z是悬浮轨道的悬浮高度，r是航天器到地球的距离；(2.2)利用如下公式计算系统的能量：(2.3)根据系统能量E与Δr解算出轨道初值，悬浮周期轨道的初值是悬浮拟周期轨道的初值是其中ρp和可利用保哈密顿系统守恒的轨道修正法得到，(2.4)根据轨道初值和动力学方程，通过数值积分得到轨道，获得轨道的(ΔT,ΔΩ)参数。3.根据权利要求1所述的一种小推力悬浮轨道上航天器编队飞行方法，其特征在于：所述步骤(1)中，是任意时刻惯性坐标系的x轴与旋转坐标系(ρ,z)平面之间的夹角。4.根据权利要求3所述的一种小推力悬浮轨道上航天器编队飞行方法，其特征在于：所述步骤(1)中，n是穿越总次数。5.根据权利要求1所述的一种小推力悬浮轨道上航天器编队飞行方法，其特征在于：所述步骤(3)中，搜索满足悬浮周期轨道与悬浮周期轨道之间编队条件的主从星悬浮轨道方法如下：(5.1)使用控制变量法，在一系列悬浮周期轨道中，数值搜索一对满足编队条件ΔTpA＝ΔTpB，ΔΩpA＝ΔΩpB的悬浮周期轨道构成编队飞行；(5.2)利用(κ–等值线，α-等值线，hz＝hzA，ΔΕ＝ΔΕA，Δr＝0)表征一系列的主星悬浮轨道，其中hzA，ΔΕA为常数，且均大于0，κ和α均匀变化，计算出5维向量(κ–等值线，α-等值线，hz＝hzA，ΔΕ＝ΔΕA，Δr＝0)到2维平面(ΔTp...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐明，潘晓，马越辰，伍涛，郑亚茹，和星吉，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11