[发明专利]一种上面级多星部署全任务周期轨道设计方法

权利要求书

1.一种上面级多星部署全任务周期轨道设计方法，其步骤包括：

步骤一、根据上面级多星部署任务，给出多星部署的一般流程，分析多星部署调相误差组成；

步骤二、通过对分析出的几种组成的调相误差，包括轨道摄动、卫星分离和轨道机动造成的调相误差，进行误差补偿后设计漂移轨道；

步骤三、再考虑调相漂移过程中其它干扰因素造成的调相误差，进行调相机动中途修正，进一步消除误差；

使用了基于误差补偿和进行调相机动中途修正的方法减小调相误差对漂移轨道设计的影响，其特征在于，

所述多星部署的一般流程为：

A1步、上面级进入目标轨道后，轨道周期为T₀，释放第一颗卫星；

A2步、在目标轨道运行至与漂移轨道切点附近时，加速抬轨，进入漂移轨道，采用漂移圈数为N，部署卫星数量k，漂移轨道周期T_p计算公式为N·(T_p-T₀)＝T₀/k；

A3步、在漂移轨道运行指定圈数，运行至漂移轨道近地点附近时，减速进入目标轨道，并释放第二颗卫星；

A4步、依次循环，直至完成所有卫星部署；

所述基于误差补偿的漂移轨道设计方法步骤包括：

B1步、首先定义为允许的调相误差，单位为(°)，为便于设计，将其等价为调相时间误差单位为(s)；

B2步、在不考虑调相时间误差时，漂移轨道周期T_p计算公式为T₀×(N+1/k)＝N×T_p；

在考虑摄动调相时间误差ΔT_s、分离调相时间误差ΔT_f和轨道机动调相时间误差ΔT_j后，漂移轨道周期的计算式为T₀×(N+1/k)＝N×T_p+(ΔT_s+ΔT_f+ΔT_j)；

B3步、在确定漂移轨道周期后，完成上面级漂移轨道设计参数的设计；

所述进行调相机动中途修正的方法是基于有限阀值的方法，进一步消除调相误差，当前圈次的基于有限阀值的调相机动中途修正，按设计要求，每一次中途修正机动都在漂移轨道近地点附近执行，相关变量定义如下文所述，轨道参数包括：轨道半长轴a，轨道偏心率e，轨道倾角i，升交点赤经Ω，近地点幅角ω，真近点角f和轨道周期T，下标“(i)”表示第i圈漂移轨道，下标“0”表示目标轨道，上标“0”表示设计漂移轨道，具体地：

目标轨道参数：a₀,e₀,i₀,Ω₀,ω₀,T

设计相位差：

上面级参数：推力F，比冲Vex，质量m

上面级漂移轨道实际参数：a_p(i),e_p(i),i_p(i),Ω_p(i),ω_p(i),f_p(i),T_p(i)

上面级漂移轨道设计参数：

近地点时刻：t_p

状态解算值：漂移轨道拉开的相位差调相时间误差ΔT_p(i)；

中途修正轨机动解算值：第i圈理想漂移轨道周期速度增量Δv_i，发动机开机时间Δt_(i)与开关机时刻t_on(i)、t_off(i)；

设定中途修正调相时间误差阀值为ΔT_p；

所述基于有限阀值进行调相机动中途修正的方法步骤包括：

C1步、通过加速机动，上面级进行第一次抬轨，进入漂移轨道；

C2步、自由漂移一圈，漂移过程中通过导航系统测量上面级当前轨道参数，通过下式计算上面级以当前轨道状态完成剩余漂移轨道后产生的调相误差和调相时间误差ΔT_p(i)，并记录当前漂移圈数i，

C3步、判断是否到达降轨条件，若为“是”，跳转至第C7步，若为“否”，跳转至第C4步；

C4步、判断ΔT_p(i)是否小于阈值ΔT_p，若为“是”，则跳转至第C2步，继续自由漂移，若为“否”，则跳转至第C5步，开始进行修正机动的规划解算；

C5步、规划解算，根据下面公式计算修正机动速度增量Δv_p(i+1)和修正机动开、关机时间t_on、t_off，

其中，地球引力常数μ_e＝3.986005×10¹⁴m³/s²；

C6步、根据第C5步计算结果，当到达近地点附近时执行修正机动；

C7步、完成调相漂移，上面级运行至漂移轨道近地点时执行降轨，进入目标轨道；

C8步、完成卫星的分离释放。