[发明专利]一种航天器偏置轨道设计方法

权利要求书

1.一种航天器偏置轨道设计方法，其特征在于：具体按照如下操作步骤：

S1：选取地心为三维空间坐标的原点建立第一数学空间坐标模型，并输入目标轨道的数学参数；

S2：选取航天器为三维空间坐标的原点建立第二数学空间坐标模型，收集航天器实时参数，并将相应参数输入第二数学空间坐标模型，并输出实时数据，将实时数据与未出目标轨道所需理论参数信息进行比较；

S3：根据比较结果，调整航天器当前姿态以及计算变轨所需加速度，分析姿态调整能否完成，之后控制对应的推进器进行变轨操作；

S4：进行变轨后，收集航天器实时参数，将相应参数输入第二数学空间坐标模型，并输出实时数据，将实时数据与维持该轨道的理论姿态参数进行比较，根据比较结果调整航天器姿态。

2.根据权利要求1所述的一种航天器偏置轨道设计方法，其特征在于：步骤S2中采用姿态传感器对航天器的实施参数进行检测，所述姿态传感器包括三轴陀螺仪、三轴加速度计、三轴电子罗盘、速度传感器、高度传感器、加速度传感器。

3.根据权利要求1所述的一种航天器偏置轨道设计方法，其特征在于：步骤S2和S4中利用基于四元数的三维算法和特殊数据融合技术实时输出为以四元数、欧拉角表示的零漂移三维姿态方位数据。

4.根据权利要求1所述的一种航天器偏置轨道设计方法，其特征在于：步骤S2所有参数的比较结果偏差值均小于0.1％时判断为姿态调整可以完成。

5.根据权利要求1所述的一种航天器偏置轨道设计方法，其特征在于：步骤S3中推进器安装在航天器尾部用于提供直线加速的第一推进器，以及安装在航天器侧面用于提供扭矩的第二推进器。

6.根据权利要求1所述的一种航天器偏置轨道设计方法，其特征在于：步骤S4中某一参数的比较结果偏差值大于0.1％时，需要对航天器姿态进行调整。