[发明专利]一种基于严格回归轨道空间轨迹网的入轨精轨捕获方法

说明书

本发明公开了一种基于严格回归轨道空间轨迹网的入轨精轨捕获方法，包括：对参考轨道采样点所对应的数据进行处理；确定入轨状态，使所述入轨状态与所述参考轨道采样点初步匹配；对参考轨道采样点的基准时间进行修正；确定轨道参数偏差，确定逐次目标控制形式的入轨精轨捕获。本方法能够克服实际发射入轨时存在发射日期、发射时刻或入轨精度造成的航天器与参考轨道之间偏差较大的问题，本发明的新方法针对参考轨道采样点的数据处理；根据发射入轨的实际状态确定与参考轨道采样点的初步匹配；参考轨道采样点的基准时间精确修正；确定轨道参数偏差，确定逐次目标控制形式的入轨精轨捕获等流程步骤，能够实现严格回归轨道空间轨迹网的入轨精轨捕获。

技术领域

本发明涉及航天器工程技术应用领域，具体涉及一种基于严格回归轨道空间轨迹网的入轨精轨捕获方法。

背景技术

入轨的精确目标轨道捕获属于轨道控制领域。传统的入轨捕获，仅仅具有针对目标轨道根数、星下点轨迹等目标，或两者的结合。近地极轨轨道，能够涉及轨道具有良好的太阳同步特性和冻结特性。进而可以围绕空间轨迹重访的回归周期，优化设计一个严格回归轨道和相应的参考轨道采样点。参考轨道采样点具有明确的时间戳，且可以周期性重复使用。实际发射入轨时，发射时间、发射时刻或入射精度等因素造成的航天器与参考轨道之间存在偏差，需要姿轨控系统针对参考轨道，进行入轨的目标轨道精确捕获控制。目标，针对姿轨控系统回归轨道空间轨迹网的入轨精轨捕获方法，尚未有公开的专利或论文等研究成果。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于严格回归轨道空间轨迹网的入轨精轨捕获方法，该方法能够克服实际发射入轨时存在发射时间、发射时刻或入轨精度造成的航天器与参考轨道之间偏差较大的问题，本发明针对参考轨道采样点的数据处理，根据发射入轨的实际状态确定与参考轨道采样点的初步匹配，参考轨道采样点的基准时间精确修正，确定轨道参数偏差，确定逐次目标控制形式的入轨精轨捕获等流程步骤，能够实现严格回归轨道空间轨迹网的入轨精轨捕获。

为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种基于严格回归轨道空间轨迹网的入轨精轨捕获方法，包括：

对参考轨道采样点所对应的数据进行处理；

确定入轨状态，使所述入轨状态与所述参考轨道采样点初步匹配；

对参考轨道采样点的基准时间进行修正；

确定轨道参数偏差，确定逐次目标控制形式的入轨精轨捕获。

可选地，所述数据处理具体包括：

所述数据包括与参考轨道采样点相对应的时间历元、WGS84地固系位置、速度PV_ref，WGS84，相邻两个采样点的时间间隔为T，量纲为秒，因此回归周期内第M+1个参考轨道采样点的时间可以由初始时间表述为t_M+1＝t₀+M*T；使用PV_ref，WGS84各组点的WGS84地固系Z轴速度量Vz，确定轨道的升降轨状态，Vz＞O为升轨，反之为降轨；

将参考轨道采样点的WGS84地固系位置、速度转换为地理经纬度，量纲为度，将时间历元转换为儒略世纪数。

可选地，参考轨道采样点的WGS84地固系位置、速度PV_ref，WGS84可以跨周期重复使用，每个回归周期时长均为K天，因此第N个回归周期内第M 个参考轨道采样点的时间为t_N，M+1＝t₀+N*K*86400+M*T。

可选地，还包括：

将与所述采样点对应的WGS84地固系位置、WGS84地固系速度转换为与所述采样点相对应的地理经纬度；

将与所述采样点相对应的时间历元转换为与所述采样点相对应的儒略世纪数。