卫星轨道变换方法、装置、电子设备及存储介质制造方法及图纸

本公开提供一种卫星轨道变换方法、装置、电子设备及存储介质，涉及航空航天领域，能够解决卫星轨道变换方法较为复杂，求解效率不高的问题。具体技术方案为：获取卫星从初始轨道单次变换至目标轨道所需的目标速度增量和目标偏航角；根据目标速度增量、目标偏航角以及轨道变换次数n确定卫星经过从所述初始轨道经过n次轨道变换变换至所述目标轨道时每次轨道变换时的最优速度增量Δv

【技术实现步骤摘要】
卫星轨道变换方法、装置、电子设备及存储介质


[0001]本公开涉及航空航天领域，尤其涉及卫星轨道变换方法、装置、电子设备及存储介质。

技术介绍

[0002]由于火箭推力限制，同步卫星发射后通常只能进入大椭圆且有一定倾角的初始轨道，然后由卫星自身发动机多次轨道变换将卫星由初始轨道转移至地球同步轨道。现有技术中，通常需要根据卫星初始轨道的轨道参数和多种约束规划出建立数值优化模型，然后根据数值优化模型确定燃料最优的多次卫星轨道变换策略。由于卫星发动机本身是连续推力，如果直接建立数值优化模型则模型较为复杂，求解效率不高。

技术实现思路

[0003]本公开实施例提供一种卫星轨道变换方法、装置、电子设备及存储介质，能够解决现有的卫星轨道变换方法较为复杂，求解效率不高的问题。所述技术方案如下：
[0004]根据本公开实施例的第一方面，提供一种卫星轨道变换方法，包括：
[0005]获取卫星从初始轨道单次变换至目标轨道所需的目标速度增量和目标偏航角，所述初始轨道为远地点高度r
a
为地球同步轨道高度，近地点为r...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种卫星轨道变换方法，其特征在于，包括：获取卫星从初始轨道单次变换至目标轨道所需的目标速度增量和目标偏航角，所述初始轨道为远地点高度r
a
为地球同步轨道高度，近地点为r
p
，倾角为I，且远地点与升交点重合的大椭圆轨道；根据目标速度增量、目标偏航角以及轨道变换次数n确定卫星从所述初始轨道经过n次轨道变换变换至所述目标轨道时每次轨道变换时的最优速度增量Δv
i
和最优偏航角β
i
，n为大于1的整数，i为大于0且小于等于n的整数；根据Δv
i
、火箭推力F确定卫星每次轨道变换时的点火时刻t
idev
以及变轨点火时长Δt
i
；根据β
i
、t
idev
以及Δt
i
对卫星进行轨道变换。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取卫星从初始轨道单次变换至地球同步轨道所需的目标速度增量和目标偏航角包括：根据r
a
和r
p
计算卫星在初始轨道远地点的速度大小v
a
；确定卫星在目标轨道运行时的目标速度大小v
f
；根据v
a
、v
f
和I确定所述目标速度增量和所述目标偏航角。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据r
a
和r
p
计算卫星在初始轨道远地点的速度大小v
a
包括：其中，μ为地球引力常数，a为地球同步轨道半长轴；所述确定卫星在目标轨道运行时的目标速度大v
f
包括：其中，a
GEO
为地球同步轨道半长轴；所述根据v
a
和v
f
确定所述目标速度增量和所述目标偏航角包括：确定所述目标速度增量和所述目标偏航角包括：其中，Δv
single
为目标速度增量，β
single
为目标偏航角。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据目标速度增量、目标偏航角以及轨道变换次数n确定卫星从所述初始轨道经过n次轨道变换变换至所述目标轨道时每次轨道变换时的最优速度增量Δv
i
和最优偏航角β
i
包括：根据公式(5)确定Δv
i
，i＝1，2...n
‑
1和β
i
，i＝1，2...n
‑
1的初值：
β
i
＝β
single
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(5)；根据公式(6)和公式(7)确定卫星第n次轨道变换时的Δv
n
以及β
n
：[r
n0
，v
n0
]＝Ephem([r
n
‑
，v
n
‑
]，Δt)[a
‑
，e
‑
，i
‑
，Ω
‑
，ω
‑
，M
‑
]＝Convert([r
n0
，v
n0
])[a
+
，e
+
，i
+
，Ω
+
，ω
+
，M
+
]＝Convert([r
n0
，v
n0
+Δv
n
])
ꢀꢀꢀ
(6)；a
+
＝a
GEO
i
+
cosΩ
+
＝i
t
cosΩ
t
i
+
sinΩ
+
＝i
t
sinΩ
t
ꢀꢀꢀ
(7)；其中，公式(7)是以Δt、Δv
n
和β
n
为三维求解变量，建立的局部打靶方程式，i
t
为目标轨道倾角值，Ω
t
为升交点赤经，Ephem表示轨道根数递推算法，Convert表示位置速度转换为轨道根数，分别为卫星第n次轨道变换前的位置和速度，a
‑
，e
‑
，i
‑
，Ω
‑
，ω
‑
，M
‑
为卫星第n次轨道变换前的轨道根数，a
+
，e
+
，i
+
，Ω
+
，ω
+
，M
+
为卫星第n次轨道变换后的轨道根数，Δt为偏移时间；根据Δv
n
和β
n
、以及Δv
i
，i＝1，2...n
‑
1和β
i
，i＝1，2...n
‑
1的初值确定Δv
i
，i＝1，2...n
‑
1和β
i
，i＝1，2...n
‑
1的优化值；将Δv
i
，i＝1，2...n
‑
1和β
i
，i＝l，2...n
‑
1的优化值以及Δv
n
和β
n
作为卫星从所述初始轨道经过n次轨道变换变换至所述目标轨道时每次轨道变换时的最优速度增量Δv
i
和最优偏航角β
i
，i为大于0且小于等于n的整数。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述根据Δv
n
和β
n
、以及Δv
i
，i＝1，2...n
‑
1和β
i
，i＝1，2...n
‑
1的初值确定Δv
i
，i＝1，2...n
‑
1和β
i
，i＝1，2...n
‑
1的优化值包括：根据公式(8)和公式(9)确定卫星每次轨道变换前的位置和速度的初值r
i
‑
，v
i
‑
：其中，r
i+
，v
i+
为卫星每次轨道变换后的位置和速度的初值，分别为东南坐标系的东和南方向单位矢量：x，y为r
i
‑
＝[x，y，z]的X和Y方向分量；根据r
i
‑

【专利技术属性】
技术研发人员：车征，韩晓妮，
申请(专利权)人：陕西星邑空间技术有限公司，
类型：发明
国别省市：