[发明专利]基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整方法、装置及计算机存储介质

权利要求书

1.基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整方法，其特征在于，所述方法包括：

建立对地遥感卫星的入轨运动模型；

基于设定的摄动因素分析所述对地遥感卫星的轨道衰减因素；

针对同一轨道特定相位分布的对地遥感卫星星座，根据所述入轨运动模型设计由入轨轨道进入至标定轨道之间高度调整策略以及所述星座的相位初始化布局策略；

至少根据所述高度调整策略和/或所述相位初始化布局策略、相位保持以及针对所述轨道衰减因素而进行高度维持中的一项或多项确定所述对地遥感卫星在设计寿命下所需的燃料量；

其中，相应于所述高度调整和/或所述相位初始化布局，根据齐奥尔科夫斯基公式获得脉冲与燃料消耗之间的关系如式1所示：

v_k＝wln(m₀/m_k) (1)

取Δv＝v_k，m₀＝m_k+Δm可得：或

其中，式1所示的关系用于描述轨道高度调整和/或相位初始布局的燃料消耗；

相应于相位保持，单次相位保持所施加的速度冲量所对应燃料消耗如式1所示；

相应于针对所述轨道衰减因素而进行高度维持，根据式2所示的高度衰减以及式3所示的霍曼变轨的脉冲大小，获得单次进行高度维持所需的脉冲，并根据单次进行高度维持所续的脉冲按照式1获得单次进行高度维持的燃料消耗：

其中，v₁，v₂分别是所述对地遥感卫星在半径为r_p，r_a的圆轨道上运行时的速，Δv与v₁的夹角α满足：表示地球半径。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述建立对地遥感卫星的入轨运动模型，包括：

通过求解无外力作用下的动力学方程，获取式4所示的圆锥曲线形式的所述对地遥感卫星的相对运动轨道方程：

其中，r为所述对地遥感卫星的相对运动轨道高度，p为圆锥曲线半通径，e为偏心率，θ为真近点角，且，p和e决定圆锥曲线的大小形状；

基于所述对地遥感卫星的具体轨道取决于入轨时刻的运动状态，确定式5所示的对应关系：

其中，v₀，r₀，β₀分别描述所述对地遥感卫星入轨时速度、相对地心位置、速度与地心连线垂直方向夹角，μ是两体系统的引力常数；

通过式2得到θ₀与e后，换算成p和e则获得由v₀，r₀，β₀确定的轨道方程；其中，轨道半长轴a由能量方程得到式6所示：

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述基于设定的摄动因素分析所述对地遥感卫星的轨道衰减因素，包括：

基于轨道高度一定状态下影响轨道衰减量的主要因素为大气阻力，获取阻力气动力分量f_τ如式7所示：

其中，m表示所述对地遥感卫星质量，A表示所述对地遥感卫星在速度方向的横截面积，C_D表示阻力系数，ρ表示大气密度；

将式4代入圆轨道方程获得式8：

其中，为弹道参数；

基于圆轨道性质及式8，获得式9：

其中，所述圆轨道性质为vdt＝rdθ；

针对式9按照圆轨道的一周进行积分可获得式10：

将式10变换为高度h的形式，则获得式2所示的轨道高度衰减Δh。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述轨道高度衰减Δh与大气密度ρ(h)相关；还与轨道高度、大气状态和航天器的弹道参数相关。