重轨卫星轨道优化方法、系统、计算机设备及存储介质技术方案

本发明专利技术公开了一种重轨卫星轨道优化方法、系统、计算机设备及存储介质，其中方法包括：获取解算时段内卫星运行时的实际轨迹数据和对应的参考轨迹数据；根据实际轨迹数据和参考轨迹数据计算得到卫星在各轨圈升交点的第一法向误差极值和降交点的第二法向误差极值；根据第一法向误差极值和第二法向误差极值计算得到法向误差回复值；基于法向误差回复值调控卫星的变轨速度增量。本发明专利技术通过计算卫星在轨圈升交点的第一法向误差极值和降交点的第二法向误差极值得到卫星在解算时段内的法向误差回复值，得到的法向误差回复值能够用来调控卫星变轨速度增量。解决了现有法向误差回复值计算方法需设置大量检核点的问题。算方法需设置大量检核点的问题。算方法需设置大量检核点的问题。

【技术实现步骤摘要】
重轨卫星轨道优化方法、系统、计算机设备及存储介质


[0001]本申请涉及航天器轨道动力学
，特别是涉及一种重轨卫星轨道优化方法、系统、计算机设备及存储介质。

技术介绍

[0002]重轨卫星设计运行在具有回归及冻结特性的近地轨道上，为满足严苛的干涉基线要求(如500m)，卫星必须实施精密轨道控制，包括面内轨道参数与面外轨道参数控制。其中，面内参数解算的关键在于求解最优变轨速度增量，使得法向误差回复值与设计法向边界(如250m)差值的绝对值不大于应允法向误差(如2.5m)。
[0003]现有方法可描述为直接法，即在每轨设置多个检核点，计算出每个检核点的法向误差，然后确定法向误差回复值。此方法需要计算出每个检核点的法向误差，且计算精度与检核点纬度幅角的步长设置相关。一般而言，步长越大，获得的法向误差回复值精度越低。
[0004]因此，如何设计一种更为高效的法向误差回复值确定方法显得尤为重要。

技术实现思路

[0005]本申请提供一种重轨卫星轨道优化方法、系统、计算机设备及存储介质，以解决现有法向误差回复值计算方法需设置大量检核点的问题。
[0006]为解决上述技术问题，本申请采用的一个技术方案是：提供一种重轨卫星轨道优化方法，包括：获取解算时段内卫星运行时的实际轨迹数据和对应的参考轨迹数据；根据实际轨迹数据和参考轨迹数据计算得到卫星在各轨圈的升交点的第一法向误差极值和降交点的第二法向误差极值；根据第一法向误差极值和第二法向误差极值计算得到法向误差回复值；基于法向误差回复值调控卫星的变轨速度增量。
[0007]作为本申请的进一步改进，实际轨迹数据包括卫星质心与地球质心之间的实际距离、实际零偏多普勒偏航导引角、实际倾角平根、实际纬度幅角平根和实际地理经度，参考轨迹数据包括参考倾角平根和参考地理经度；
[0008]根据实际轨迹数据和所述参考轨迹数据计算得到卫星在各轨圈升交点的第一法向误差极值和降交点的第二法向误差极值，包括：
[0009]获取预先构建的法向误差计算公式，法向误差计算公式基于高等三角函数中辅助角公式构建，法向误差计算公式包括正弦部和余弦部；
[0010]根据实际倾角平根、参考倾角平根和实际距离计算得到正弦部；
[0011]根据实际地理经度、参考地理经度、实际距离和实际零偏多普勒偏航导引角计算得到余弦部；
[0012]根据正弦部和余弦部计算得到第一法向误差极值和第二法向误差极值。
[0013]作为本申请的进一步改进，法向误差计算公式为：
[0014][0015]其中，EN为法向误差，A为正弦函数的振幅，B为余弦函数的振幅，为实际纬度幅
角平根。
[0016]作为本申请的进一步改进，正弦部计算公式为：
[0017][0018][0019]其中，ENA为正弦部，AN表示升交点，DN表示降交点，δi为相对倾角平根，根据实际倾角平根和参考倾角平根计算得到；
[0020]余弦部计算公式为：
[0021][0022][0023]其中，ENB为余弦部，δλ为相对地理经度，根据实际地理经度和参考地理经度计算得到，为实际倾角平根，γ为实际零偏多普勒偏航导引角。
[0024]作为本申请的进一步改进，第一法向误差极值的计算公式为：
[0025][0026]其中，EN
AN
为第一法向误差极值，A为正弦函数的振幅，B为所述余弦函数的振幅；
[0027]所述第二法向误差极值的计算公式为：
[0028][0029]其中，EN
DN
为第二法向误差极值，A为正弦函数的振幅，B为余弦函数的振幅。
[0030]作为本申请的进一步改进，法向误差回复值的计算公式为：
[0031]EN
max
＝max(max(abs(EN
AN
)),max(abs(EN
DN
)))；
[0032]其中，EN
max
为法向误差回复值，max()为最大值求解函数；abs()为绝对值求解函数。
[0033]为解决上述技术问题，本申请采用的另一个技术方案是：提供一种重轨卫星轨道优化系统，包括：获取模块，获取预设时段内卫星运行时的实际轨迹数据和预先设定的参考轨迹数据；计算模块，根据实际轨迹数据和参考轨迹数据计算得到卫星在轨圈的升交点的第一法向误差极值和降交点的第二法向误差极值；判断模块，根据第一法向误差极值和第二法向误差极值计算得到法向误差回复值，输出模块，基于法向误差回复值调控卫星的变轨速度增量。
[0034]为解决上述技术问题，本申请采用的再一个技术方案是：提供一种计算机设备，计算机设备包括处理器、与处理器耦接的存储器，存储器中存储有程序指令，程序指令被处理器执行时，使得处理器执行上述中任一项的重轨卫星轨道优化方法的步骤。
[0035]为解决上述技术问题，本申请采用的再一个技术方案是：提供一种存储介质，存储有能够实现上述中任一项的重轨卫星轨道优化方法的程序文件。
[0036]本申请的有益效果是：本申请的重轨卫星轨道优化方法通过获取解算时段内卫星运行时的实际轨迹数据和对应的参考轨迹数据；计算得到卫星在各轨圈的升交点的第一法向误差极值和降交点的第二法向误差极值；从而根据第一法向误差极值和第二法向误差极值计算得到法向误差回复值；将得到的法向误差回复值能够用来调控卫星变轨速度增量。本专利技术通过计算卫星在轨圈升交点的第一法向误差极值和降交点的第二法向误差极值得到卫星在轨圈的法向误差回复值，卫星在每个轨圈仅需计算卫星在轨圈的升交点与降交点的法向误差回复值，在保证计算精度的同时，可大幅提高计算效率，能够在不损失计算精度的同时避免大量检核点数据的计算。
附图说明
[0037]图1是本专利技术实施例的重轨卫星轨道优化方法的流程示意图；
[0038]图2是本专利技术实施例的重轨卫星轨道优化系统的功能模块示意图；
[0039]图3是本专利技术实施例的计算机设备的结构示意图；
[0040]图4是本专利技术实施例的存储介质的结构示意图。
具体实施方式
[0041]下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。
[0042]本申请中的术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。本申请实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后
……
)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种重轨卫星轨道优化方法，其特征在于，所述方法包括：获取解算时段内卫星运行时的实际轨迹数据和对应的参考轨迹数据；根据所述实际轨迹数据和所述参考轨迹数据计算得到卫星在各轨圈升交点的第一法向误差极值和降交点的第二法向误差极值；根据所述第一法向误差极值和所述第二法向误差极值计算得到法向误差回复值；基于所述法向误差回复值调控所述卫星的变轨速度增量。2.根据权利要求1所述的重轨卫星轨道优化方法，其特征在于，所述实际轨迹数据包括卫星质心与地球质心之间的实际距离、实际零偏多普勒偏航导引角、实际倾角平根、实际纬度幅角平根和实际地理经度，所述参考轨迹数据包括参考倾角平根和参考地理经度；所述根据所述实际轨迹数据和所述参考轨迹数据计算得到卫星在各轨圈的升交点的第一法向误差极值和降交点的第二法向误差极值，包括：获取预先构建的法向误差计算公式，所述法向误差计算公式基于高等三角函数中辅助角公式构建，所述法向误差计算公式包括正弦部和余弦部；根据所述实际倾角平根、所述参考倾角平根和所述实际距离计算得到所述正弦部；根据所述实际地理经度、所述参考地理经度、所述实际距离和所述实际零偏多普勒偏航导引角计算得到余弦部；根据所述正弦部和所述余弦部计算得到所述第一法向误差极值和所述第二法向误差极值。3.根据权利要求2所述的重轨卫星轨道优化方法，其特征在于，所述法向误差计算公式为：其中，EN为所述法向误差，A为正弦函数的振幅，B为余弦函数的振幅，为所述实际纬度幅角平根。4.根据权利要求2所述的重轨卫星轨道优化方法，其特征在于，所述正弦部计算公式为：为：其中，ENA为所述正弦部，AN表示升交点，DN表示降交点，为相对倾角平根，根据所述实际倾角平根和所述参考倾角平根计算得到；所述余弦部计算公式为：所述余弦部计算公式为：其中，ENB为所述余弦部，δλ为相对地理经度，根据所述实际地理经度和所述参考地理经度计算得...

【专利技术属性】
技术研发人员：廖祥，郑靖，许永生，丁强强，
申请(专利权)人：深圳航天东方红卫星有限公司，
类型：发明
国别省市：