一种低轨卫星星座相位的控制方法、装置以及处理系统制造方法及图纸

本申请提供了一种低轨卫星星座相位的控制方法、装置以及处理系统，用于在进行卫星星座构型控制时，在可以保证控制精度的情况下，减少对定轨精度的依赖性，且对控制时刻以及卫星所处相位两者具有较低的敏感性，从而可以带来显著提升的卫星星座构型控制效果。来显著提升的卫星星座构型控制效果。来显著提升的卫星星座构型控制效果。

【技术实现步骤摘要】
＝θ2+dn1*(t3‑
t2)；
[0011]结合预设的目标相位θ
d
、调相时长Δt以及相位夹角θ3，确定调相控制后基准星与非基准星之间的相位变化速率dn2，dn2＝(θ
d
‑
θ3)/(Δt)；
[0012]确定调相控制前后非基准星的角速度变化量Δn1，Δn1＝dn2‑
dn1；
[0013]确定非基准星在调相控制前的速度大小v
b1
和角速度大小n
b1
，a
m1
为半长轴，r
m1
为矢径大小，a
m1
以及r
m1
均取值为卫星标称轨道半长轴a0，μ为地球引力常数；
[0014]确定调相控制后非基准星的角速度大小n
′
b1
、轨道半长轴a
′
m1
以及速度大小v
′
b1
， n
′
b1
＝n
b1
+Δn1，a
′
m1
＝(μ/n
′...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种低轨卫星星座相位的控制方法，其特征在于，所述方法包括：分别获取基准星在观测时刻t1、观测时刻t2的第一纬度幅角信息以及，分别获取非基准星在所述观测时刻t1、所述观测时刻t2的第二纬度幅角信息所述基准星以及所述非基准星处于同一低轨卫星星座，所述第一纬度俯角信息以及所述第二纬度俯角信息在同一坐标系下获得，t1＜t2；确定从所述观测时刻t1到所述观测时刻t2，所述基准星与所述非基准星之间的初始相位变化速率dn1，dn1＝n
b
‑
n
a
＝(θ2‑
θ1)/(t2‑
t1)，θ1为在所述观测时刻t1所述基准星与所述非基准星之间的相位夹角，θ2为在所述观测时刻t2所述基准星与所述非基准星之间的相位夹角；基于所述初始相位变化速率dn1以及相位夹角θ2，确定调相控制时刻t3的相位夹角θ3，θ3＝θ2+dn1*(t3‑
t2)；结合预设的目标相位θ
d
、调相时长Δt以及相位夹角θ3，确定调相控制后所述基准星与所述非基准星之间的相位变化速率dn2，dn2＝(θ
d
‑
θ3)/(Δt)；确定调相控制前后所述非基准星的角速度变化量Δn1，Δn1＝dn2‑
dn1；确定所述非基准星在调相控制前的速度大小v
b1
和角速度大小n
b1
，a
m1
为半长轴，r
m1
为矢径大小，a
m1
以及r
m1
均取值为卫星标称轨道半长轴a0，μ为地球引力常数；确定调相控制后所述非基准星的角速度大小n
′
b1
、轨道半长轴a
′
m1
以及速度大小v
′
b1
，n
′
b1
＝n
b1
+Δn1，a
′
m1
＝(μ/n
′
b12
)
1/3
，确定所需开机时长T1，T1＝[m0‑
m0exp(
‑
Δv1/(I
sp
g0))]/mss，m0为卫星初始质量，Δv1为调相控制所需速度增量，Δv1＝v
′
b1
‑
v
b1
，I
sp
为推进剂比冲，g0为地球重力加速度，mss为推进剂秒流量；在所述非基准星达到目标相位θ
d
后，令dn2＝0，重复上述步骤，得到所述基准星以及所述非基准星的双星半长轴至相近高度，并得到维持在相近高度的所需时长T2，完成初始相位控制。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在完成初始相位控制的处理之后，所述方法还包括构型保持控制的处理，所述构型保持控制的处理包括：分别获取所述基准星在观测时刻t4、观测时刻t5的第三纬度幅角信息以及，分别获取非基准星在所述观测时刻t4、所述观测时刻t5的第四纬度幅角信息所述第三纬度俯角信息以及所述第四纬度俯角信息在同一坐标系下获得，t4＜t5；确定从所述观测时刻t4到所述观测时刻t5，所述基准星与所述非基准星之间的初始相位变化速率dn3，dn3＝(θ5‑
θ4)/(t5‑
t4)，θ4为在所述观测时刻t4所述基准星与所述非基准星之间的相位夹角，θ5为在所述观测时刻t5所述基准星与所述非基准星之间的相位夹角；设构型保持控制后所述基准星与所述非基准星之间的相位维持不变，所述基准星与所述非基准星之间的相位变化速率dn4＝0，确定构型保持控制前后所述非基准星的角速度变
化量Δn2，Δn2＝
‑
dn3；确定所述非基准星在构型保持控制前的速度大小v
b2
和角速度大小n
b2
，a
m2
为半长轴，r
m2
为矢径大小，a
m2
以及r
m2
均取值为卫星标称轨道半长轴a0；确定构型保持控制后所述非基准星的角速度大小n
′
b2
、轨道半长轴a
′
m2
以及速度大小v
′
b2
，n
′
b2
＝n
b2
+Δn3，a
′
m2
＝(μ/n
′
b22
)
1/3
，确定所需开机时长T3，T3＝[m0‑
m0exp(
‑
Δv2/(I
sp
g0))]/mss，Δv2为调相控制所需速度增量，Δv2＝v
′
b2
‑
v
b2
；控制相位朝反方向漂移至另一边界，在时长T3的基础上额外施加时长ΔT的控制量，得到构型保持控制的总开机时长T4，T4＝T3+ΔT。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述观测时刻t4以及所述观测时刻t5，由星座相位控制门限以及卫星的相位漂移变化规律确定。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述观测时刻t1与所述观测时刻t2之间间隔多个轨道周期，所述观测时刻t4与所述观测时刻t5之间间隔多个所述轨道周期。5.一种低轨卫星星座相位的控制装置，其特征在于，所述装置包括：获取单元，用于分别获取基准星在观测时刻t1、观测时刻t2的第一纬度幅角信息以及，分别获取非基准星在所述观测时刻t1、所述观测时刻t2的第二纬度幅角信息所述基准星以及所述非基准星处于同一低轨卫星星座，所述第...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐添，晏也绘，周易，李奎，宋慧心，
申请(专利权)人：航天行云科技有限公司，
类型：发明
国别省市：