[发明专利]一种航天器偏置轨道设计方法

说明书

本发明公开了一种航天器偏置轨道设计方法，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；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，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；S4：进行变轨后，根据比较结果调整航天器姿态。本发明通过建立第一数学空间坐标和第二数学空间坐标，有利于将航天器的实时姿态信息数字化进行比较，可以精准的对航天器的姿态进行实时调整，在进行航天器变轨之前，通过技术分析预先判断有无变轨条件，大大提高了航天器的变轨成功率和变轨精度。

技术领域

本发明属于航天器轨道设计技术领域，具体涉及一种航天器偏置轨道设计方法。

背景技术

航天器，又称空间飞行器、太空载具等，是指在地球大气层以外的宇宙空间中，基本按照天体力学的规律运动的各种飞行器。载人航天器家族中有三个成员：载人飞船、空间站和航天飞机，航天器基本上是无动力的，依靠运载火箭，通常为第二级火箭提供的初速来运动。运载火箭在燃料耗尽后就自动分离，向地球下落；航天器或者进入绕地球轨道，或者在给以动量情况下，继续飞向太空目的地。

在航天器运行时，需要对航天器的各种运行参数进行检测，在航天器变轨时，通常直接从当前轨道进入目标轨道，再对航天器的运行参数进行修正，由于两轨道之间参数差距较大，需要对多项参数信息进行调整，不利于对航天器精准控制，另外在变轨之前不对变轨是否可行进行判断，容易造成与目标轨道之间存在较大误差。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航天器偏置轨道设计方法，以解决上述背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种航天器偏置轨道设计方法，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。

优选的，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。

优选的，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。

优选的，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。

优选的，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。

优选的，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。

本发明的技术效果和优点：

本发明通过建立第一数学空间坐标和第二数学空间坐标，有利于将航天器的实时姿态信息数字化进行比较，可以精准的对航天器的姿态进行实时调整，有利于对航天器进行控制，在进行航天器变轨之前，通过技术分析预先判断有无变轨条件，大大提高了航天器的变轨成功率和变轨精度。

具体实施方式