[发明专利]一种奔月卫星编队初始化方法

摘要

本发明公开的一种奔月卫星编队初始化方法，属于航空航天技术领域。本发明具体实现方法为：在地球和月球惯性系下分别建立卫星动力学方程；通过多次多目标轨道修正，保证多颗卫星实现编队初始化；通过在地月转移中增加中途修正，保证各卫星的轨道倾角，近月点高度相同，到达近月点时刻接近；在近月点施加机动保证卫星的远月点高度相同；确定基准星，其余卫星为追踪星，利用两次近月点调相机动，保证追踪星的相角与基准星相同；最后采用最优两脉冲或多脉冲交会，使各追踪星与基准星速度位置满足编队约束，实现奔月卫星的编队初始化。本发明提供一种多颗卫星分离奔月后形成月球编队的轨道编队初始化方法，具有效率高、燃料消耗少的优点。

主权项

一种奔月卫星编队初始化方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤一：在地球和月球惯性系下分别建立卫星动力学方程；卫星在地月转移和修正过程中采用地心惯性系，在月球捕获和转移段采用月心惯性系；考虑地球，月球和太阳引力以及非球形摄动作用的影响，卫星在地心惯性系下的动力学方程写为：r·=vv·=-μer3r+ANE+AS+AM---(1)]]>其中，r,v分别为卫星在相对地球的位置矢量和速度矢量，ANE为地球非球形引力摄动，AS为太阳第三体引力摄动，AM为月球第三体引力摄动，μe为地球引力常数；卫星在月心惯性系下的动力学方程写为：r·M=vMv·M=-μmr3rM+ANM+AS+AE---(2)]]>其中，rM,vM分别为卫星相对月球的位置矢量和速度矢量，ANM为月球非球形引力摄动，AS为太阳第三体引力摄动，AE为地球第三体引力摄动，μm为月球引力常数；rM,vM和r,v满足：rM=r-RMvM=v-VM--(3)]]>其中RM,VM为地心惯性系下月球的位置和速度矢量；步骤二：选定卫星相对月球的轨道倾角iT和近月点高度rpT以及到达近月点的时间TT，增加中途修正，使各卫星的轨道倾角和近月点高度相同，到达时间接近；所述到达时间接近指到达时间满足预设时间精度要求；卫星与火箭分离后若干小时后进行中途修正，此时对应的位置速度为[r0,v0]，到达月球近月点时的轨道倾角为i0，近月点高度rp0，到达近月点时刻T0；采用微分修正算法施加速度增量Δv进行中途修正，所述的中途修正指：将到达月球近月点时的轨道倾角修正为iT，近月点高度修正为rpT，到达近月点的时间修正至TT；步骤三：选定卫星的轨道偏心率eT和半长轴aT，在卫星到达近月点时施加机动，使各卫星的轨道偏心率eT和半长轴aT一致；当卫星到达近月点时，由于卫星速度存在差异，因此轨道偏心率和半长轴存在差别，需要通过施加机动使各卫星的偏心率eT和半长轴aT相同；定义到达近月点时卫星相对于月球的偏心率e0和半长轴为a0，则对应的近月点速度为目标轨道的近月点速度为则需要施加速度增量Δvp＝vpT‑vp0，方向为卫星速度反向；步骤四：选择所需卫星编队中某一卫星为基准星，其余卫星定义为追踪星；通过近月点施加两次脉冲，调整其余追踪星经过近月点时刻，使追踪星相位与基准星一致；定义两颗卫星经过近月点的时间差为Δt，基准星的轨道周期为Tper，卫星通过至少一个轨道周期完成调相，则对应需要调整的周期相差Δt；根据轨道周期与半长轴的关系，得：Tper=2πaT3μ---(8)]]>Tper+Δt=2πaT′3μ---(9)]]>a′T是调相轨道对应的半长轴，调相机动在近月点施加，原轨道的近月点速度为：vpT=μm(1+eT)aT(1-eT)=2rp-μmaT---(10)]]>调相轨道的近月点速度为：vpT′=μm(1+eT)aT(1-eT)=2rp-μmaT′---(11)]]>则两次机动需要分别施加机动大小Δvpha＝|v′pT‑vpT|，方向与速度同向或反向；经过调相后的轨道具有相同的轨道倾角iT，半长轴aT，偏心率eT和真近点角fT，即实现追踪星相位与基准星一致；步骤五：采用最优两脉冲或多脉冲轨道调整卫星与基准星间的距离，完成编队初始化。