半分析法的低轨巨型星座轨道动力学分析方法及装置制造方法及图纸

本发明专利技术实施例提供一种基于半分析法的低轨巨型星座轨道动力学分析方法及装置，获取半长轴、历元时刻和外推终止时刻；获取目标卫星的初始平根数；根据初始平根数计算地球非球形引力摄动的一阶长期项、二阶长期项以及大气阻力摄动的长期项；根据目标卫星的半长轴、外推终止时刻、历元时刻、地球非球形引力摄动的一阶长期项、二阶长期项、大气阻力摄动的长期项和角速率，获得目标卫星在外推终止时刻的平根数作为当前平根数；根据当前平根数计算地球非球形引力摄动的一阶短周期项和一阶长周期项；根据当前平根数、地球非球形引力摄动的一阶短周期项和一阶长周期项，获得目标卫星在外推终止时刻的瞬根数，以快速获取目标卫星的动力学参数进行学分析。参数进行学分析。参数进行学分析。

【技术实现步骤摘要】
半分析法的低轨巨型星座轨道动力学分析方法及装置


[0001]本专利技术涉及卫星
，特别是涉及一种半分析法的低轨巨型星座轨道动力学分析方法及装置。

技术介绍

[0002]近年来，低轨巨型星座蓬勃发展。不同于传统的中高轨导航星座，低轨巨型星座具有轨道近圆、高度低、卫星数量多、外推仿真计算量大的特点。基于数值法的动力学方法虽然精度高但计算速度慢，不适合卫星数量多、外推时间长的场景，因此，如何提高卫星运动参数的计算速度亟待解决。
[0003]为了实现上述目的，本专利技术采用了如下技术方案：
[0004]本专利技术实施例的目的在于提供一种半分析法的低轨巨型星座轨道动力学分析方法及装置，旨在提高卫星动力学参数的获取速度，具体技术方案如下：
[0005]在本专利技术实施例的第一方面，提供一种半分析法的低轨巨型星座轨道动力学分析方法，所述半分析法的低轨巨型星座轨道动力学分析方法包括：获取目标卫星的半长轴和历元时刻，以及获取外推终止时刻；获取所述目标卫星的初始平根数，其中，所述初始平根数表征所述目标卫星的初始运动状态；根据所述初始平根数计算地球非球形引力摄动的一阶长期项、地球非球形引力摄动的二阶长期项以及大气阻力摄动的长期项；根据所述目标卫星的半长轴、所述外推终止时刻、所述历元时刻、所述地球非球形引力摄动的一阶长期项、所述地球非球形引力摄动的二阶长期项、所述大气阻力摄动的长期项、以及所述目标卫星平运动角速率，获得所述目标卫星在所述外推终止时刻的平根数作为当前平根数；根据所述当前平根数计算地球非球形引力摄动的一阶短周期项和地球非球形引力摄动的一阶长周期项；根据所述当前平根数、所述地球非球形引力摄动的一阶短周期项和所述地球非球形引力摄动的一阶长周期项，获得所述目标卫星在所述外推终止时刻的瞬根数；根据所述外推终止时刻的瞬根数获取所述目标卫星的动力学参数，以进行动力学分析
[0006]可选地，所述初始平根数包括平半长轴、平偏心率、平倾角、平升交点赤经、平近地点角距、平近点角中的至少一项。
[0007]可选地，所述获取目标卫星的半长轴和历元时刻，包括：根据目标数据库获取所述目标卫星的半长轴和所述历元时刻。
[0008]可选地，所述地球非球形引力摄动的一阶长期项的开普勒表达式为：
[0009][0010]其中，(a，e，i，Ω，ω，M)分别为轨道半长轴、轨道倾角、升交点赤经、近地点角距和平近点角，J2＝0.00108263，p＝a(1
‑
e2)为半通径，n为卫星的平运动角速度，所述为半长轴的J2一阶长期项，为偏心率的J2一阶长期项，为轨道倾角的J2一阶长期项，
[0011]为升交点赤经的J2一阶长期项，为近地点角距的J2一阶长期项，为平近点角的J2一阶长期项。
[0012]可选地，所述地球非球形引力摄动的二阶长期项的开普勒表达式为：
[0013][0014]其中，所述(a，e，i，Ω，ω，M)分别为轨道半长轴、轨道倾角、升交点赤经、近地点角距和平近点角，为半长轴的J2二阶长期项，
[0015]为偏心率的J2二阶长期项，为轨道倾角的J2二阶长期项，为升交点赤经的J2二阶长期项，为近地点角距的J2二阶长期项，为平近点角的J2二阶长期项。
[0016]可选地，所述大气阻力摄动的长期项的开普勒标的表达式为：
[0017][0018]其中，所述(a，e，i，Ω，ω，M)分别为轨道半长轴、轨道倾角、升交点赤经、近地点角距和平近点角，a
sec，drag
为半长轴的大气阻力长期项，e
sec，drag
为偏心率的大气阻力长期项，
i
sec，drag
为轨道倾角的大气阻力长期项，Ω
sec，drag
为升交点赤经的大气阻力长期项，ω
sec，drag
为近地点角距的大气阻力长期项，M
sec，drag
为平近点角的大气阻力长期项。
[0019]可选地，所述地球非球形引力摄动的一阶长周期项的开普勒表达式为：
[0020][0021]其中，所述(a，e，i，Ω，ω，M)分别为轨道半长轴、轨道倾角、升交点赤经、近地点角距和平近点角，为半长轴的J2一阶长周期项，
[0022]为偏心率的J2一阶长周期项，为轨道倾角的J2一阶长周期项，为升交点赤经的J2一阶长周期项，为近地点角距的J2一阶长周期项，为平近点角的J2一阶长周期项。
[0023]可选地，所述地球非球形引力摄动的一阶短周期项的开普勒表达式为：
[0024][0025]其中，所述(a，e，i，Ω，ω，M)分别为轨道半长轴、轨道倾角、升交点赤经、近地点角距和平近点角，为半长轴的J2一阶短周期项，
[0026]为偏心率的J2一阶短周期项，为轨道倾角的J2一阶短周期项，为升交点赤经的J2一阶短周期项，为近地点角距的J2一阶短周期项，为平近点角的J2一阶短周期项。
[0027]可选地，所述获取目标卫星的半长轴和历元时刻，以及获取外推终止时刻之后，还包括：
[0028]对所述目标卫星的半长轴、所述历元时刻以及所述外推终止时刻进行初始化。
[0029]在本专利技术实施例的第二方面，提供一种基于半分析法的低轨巨型星座轨道动力学分析装置，半分析法的低轨巨型星座轨道动力学分析装置包括：第一获取模块，用于获取目标卫星的半长轴和历元时刻，以及获取外推终止时刻；第二获取模块，用于获取所述目标卫星的初始平根数，其中，所述初始平根数表征所述目标卫星的初始运动状态；第一计算模块，用于根据所述初始平根数计算地球非球形引力摄动的一阶长期项、地球非球形引力摄动的二阶长期项以及大气阻力摄动的长期项；第三获取模块，用于根据所述目标卫星的半长轴、所述外推终止时刻、所述历元时刻、所述地球非球形引力摄动的一阶长期项、所述地球非球形引力摄动的二阶长期项、所述大气阻力摄动的长期项、以及所述目标卫星平运动角速率，获得所述目标卫星在所述外推终止时刻的平根数作为当前平根数；第四获取模块，用于根据所述当前平根数计算地球非球形引力摄动的一阶短周期项和地球非球形引力摄动的一阶长周期项；第五获取模块，用于根据所述当前平根数、所述地球非球形引力摄动的一阶短周期项和所述地球非球形引力摄动的一阶长周期项，获得所述目标卫星在所述外推终止时刻的瞬根数；分析模块，用于根据所述外推终止时刻的瞬根数获取所述目标卫星的
动力学参数，以进行动力学分析。
[0030]本申请提供的一种基于半分析法的低轨巨型星座轨道动力学分析方法及装置，获取目标卫星的半长轴和历元时刻，以及获取外推终止时刻；获取目标卫星的初始平根数，其中，初始平根数表征所述目标卫星的初始运动状态；根据初始平根数计算地球非球形引力摄动的一阶长期项、地球非球形引力摄动的二阶长期项以及大气阻力摄动的长期项；根据目标卫星的半长轴、外推终止时刻、历元时刻、地球非球形引力摄动的一阶长期项、地球非球形引力摄动的二阶长期项、大气阻力摄动的长期项、以及所述目标卫星平运动角速率，获得目标本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于半分析法的低轨巨型星座轨道动力学分析方法，其特征在于，所述方法包括：获取目标卫星的半长轴和历元时刻，以及获取外推终止时刻；获取所述目标卫星的初始平根数，其中，所述初始平根数表征所述目标卫星的初始运动状态；根据所述初始平根数计算地球非球形引力摄动的一阶长期项、地球非球形引力摄动的二阶长期项以及大气阻力摄动的长期项；根据所述目标卫星的半长轴、所述外推终止时刻、所述历元时刻、所述地球非球形引力摄动的一阶长期项、所述地球非球形引力摄动的二阶长期项、所述大气阻力摄动的长期项、以及所述目标卫星平运动角速率，获得所述目标卫星在所述外推终止时刻的平根数作为当前平根数；根据所述当前平根数计算地球非球形引力摄动的一阶短周期项和地球非球形引力摄动的一阶长周期项；根据所述当前平根数、所述地球非球形引力摄动的一阶短周期项和所述地球非球形引力摄动的一阶长周期项，获得所述目标卫星在所述外推终止时刻的瞬根数；根据所述外推终止时刻的瞬根数获取所述目标卫星的动力学参数，以进行动力学分析。2.根据权利要求1所述的基于半分析法的低轨巨型星座轨道动力学分析方法，其特征在于，所述初始平根数包括平半长轴、平偏心率、平倾角、平升交点赤经、平近地点角距、平近点角中的至少一项。3.根据权利要求1所述的基于半分析法的低轨巨型星座轨道动力学分析方法，其特征在于，所述获取目标卫星的半长轴和历元时刻，包括：根据目标数据库获取所述目标卫星的半长轴和所述历元时刻。4.根据权利要求1所述的基于半分析法的低轨巨型星座轨道动力学分析方法，其特征在于，所述地球非球形引力摄动的一阶长期项的开普勒表达式为：其中，(a，e，i，Ω，ω，M)分别为轨道半长轴、轨道倾角、升交点赤经、近地点角距和平近点角，J2＝0.00108263，p＝a(1
‑
e2)，p为半通径，n为目标卫星平均运动角速度，为半长轴的J2一阶长期项，为偏心率的J2一阶长期项，为轨道倾角的J2一阶长期项，为升交点赤经的J2一阶长期项，为近地点角距的J2一阶长期项，为平近点角的J2一阶长期项，i为轨道倾角。
5.根据权利要求1所述的基于半分析法的低轨巨型星座轨道动力学分析方法，其特征在于，所述地球非球形引力摄动的二阶长期项的开普勒表达式为：其中，(a，e，i，Ω，ω，M)分别为轨道半长轴、轨道倾角、升交点赤经、近地点角距和平近点角，为半长轴的J2二阶长期项，为偏心率的J2二阶长期项，为轨道倾角的J2二阶长期项，为升交点赤经的J2二阶长期项，为近地点角距的J2二阶长期项，为平近点角的J2二阶长期项，n为目标卫星平运动角速度，i为轨道倾角。6.根据权利要求1所述的基于半分析法的低轨巨型星座轨道动力学分析方法，其特征在于，所述大气阻力摄动的长期项的开普勒标的表达式为：其中，(a，e，i，Ω，ω，M)分别为轨道半长轴、轨道倾角、升交点赤经、近地点角距和平近点角，I0、I1、I2、I3、I4分别为一阶、二阶、三阶、四阶第一类虚变量贝塞尔函数，a
sec，drag
为半长轴的大气阻力长期项，e
sec，drag
为偏心率的大气阻力长期项，i
sec，drag
为轨道倾角的大气阻力长期项，Ω
sec，drag
为...

【专利技术属性】
技术研发人员：苏博，周庆瑞，
申请(专利权)人：中国空间技术研究院，
类型：发明
国别省市：