[发明专利]一种空间飞行器轨道特征点的解析计算方法

说明书

本发明提供一种空间飞行器轨道特征点的解析计算方法，包括：变换当前时间点的轨道参数，获取第一轨道六根数；根据飞行器当前参数和二体理论下的轨道特征点计算得到飞行时间；结合飞行时间，利用基于中间轨道理论的外推算法计算得到伪特征点的参数；根据二体理论变换伪特征点的参数，获取第二轨道六根数；根据伪特征点的参数和第二轨道六根数，计算得到真特征点参数。利用二体理论计算得到当前位置到二体轨道特征点的飞行时间，利用基于中间轨道理论的外推算法获得伪特征点参数，再以此为起点利用二体理论得到真特征点参数。本发明提供的计算方法，相较于现有技术，能够在确保精度的前提下，大幅提高轨道特征点的计算速度。

技术领域

本发明涉及空间飞行器。更具体地，涉及一种空间飞行器轨道特征点的解析计算方法。

背景技术

在空间飞行器的轨道设计时，经常需要根据当前时刻的飞行参数计算轨道近地点、远地点、与赤道面交点等轨道特征点，这些轨道特征点的时间、位置、速度将作为轨道适宜性检查的输入，因此其计算速度和精度对轨道设计的效率有很大影响。

传统的计算方法一般采用积分方式，为满足计算精度，需要设置较小的计算步长，这在飞行时间较短时计算速度尚可，但飞行时间较长时将导致计算时间过长而无法满足要求，尤其在大量轨道设计任务时更为突出。

发明内容

为解决上述问题至少之一，本发明提供一种一种空间飞行器轨道特征点的解析计算方法，，包括：

变换当前时间点的轨道参数，获取第一轨道六根数；

根据飞行器当前参数和二体理论下的轨道特征点计算得到飞行时间；

结合飞行时间，采用基于中间轨道理论的外推算法计算得到伪特征点的参数；

按照二体理论变换伪特征点的参数，获取第二轨道六根数；

根据伪特征点的参数和第二轨道六根数，计算得到真特征点参数。

优选地，所述当前时间点的轨道参数包括当前时刻的位置和速度。

优选地，所述第一轨道六根数包括第一轨道倾角、第一升交点赤经、第一偏心率、第一半长轴、第一近地点幅角及第一平近点角。

优选地，所述第二轨道六根数包括第二轨道倾角、第二升交点赤经、第二偏心率、第二半长轴、第二近地点幅角及第二平近点角。

优选地，所述第一轨道倾角或第二轨道倾角采用轨道倾角公式计算，所述轨道倾角公式为：

所述升交点赤经采用升交点赤经公式计算，所述升交点赤经公式为：

所述偏心率采用偏心率公式计算，所述偏心率公式为：

所述半长轴采用半长轴公式计算，所述半长轴公式为：

所述近地点幅角采用近地点幅角公式计算，所述近地点幅角公式为：

所述平近点角采用平近点角公式计算，所述平近点角公式为：

M₀＝E-esinE；

其中，h_z为h的z轴分量，hx为h的x轴分量，hy为h的y轴分量；h的计算公式为：

E为偏近点角，E的计算公式为：

其中，f为真近点角，f的计算公式为：f＝μ-ω，μ为升交点幅角，ω为近地点幅角，μ的计算公式为：