[发明专利]一种高面质比航天器轨道动力学分析方法

权利要求书

1.一种高面质比航天器轨道动力学分析方法，其特征在于包括下述步骤：

(1)计算地球惯性坐标系下地球的引力势能其中，φ代表地心纬度，P_n代表第n阶勒让德多项式，R代表地球的半径，μ代表引力系数，J_n代表带谐系数，r代表航天器所在位置处的地心距；

(2)计算太阳光压力其中代表太阳光压力，A代表航天器的横截面积，P代表太阳光压强度，代表太阳光线的单位矢量，代表沿着表面正法线方向的单位矢量，ρ_a表示被吸收系数，ρ_d表示漫反射系数，ρ_s表示完全反射系数；

(3)建立地球阴影坐标系原点o位于地球质心，轴沿太阳光线方向，轴垂直于航天器所在轨道平面，轴由右手定则确定；若航天器在坐标系下的位置坐标(x′,y′,z′)满足x′＞0且R代表地球半径，则判断航天器处于地球阴影中；

(4)计算大气阻力其中，C_D代表阻力系数，ρ代表大气密度，代表航天器速度，A_drag代表航天器沿速度方向的横截面积；

(5)根据高面质比航天器所受到的动能T和势能V得到拉格朗日函数L＝T-V；选取广义坐标q，求得相应的广义动量得到哈密尔顿函数其中p_i、q_i分别表示广义坐标、动量的第i个分量；

(6)基于建立的动力学模型，分别仿真太阳光压和大气阻力对处于不同初始轨道条件下的高面质比航天器轨道的影响，得到高面质比航天器在一个轨道周期内轨道要素的变化，得出轨道要素变化与初始轨道条件之间的关系，进而分析太阳光压和大气阻力对不同初始轨道条件下的高面质比航天器的影响；

(7)基于建立的动力学模型，仿真太阳光压和大气阻力对于不同初始轨道条件下的高面质比航天器的偏心率、半长轴以及近地点俯角的影响，从仿真图中搜索满足偏心率和半长轴在一个周期内总的变化为零而近地点俯角的变化等于太阳光线进动角度的线，从而得到平衡轨道所需满足的初始轨道条件。