[发明专利]重轨卫星轨道优化方法、系统、计算机设备及存储介质

说明书

本发明公开了一种重轨卫星轨道优化方法、系统、计算机设备及存储介质，其中方法包括：获取解算时段内卫星运行时的实际轨迹数据和对应的参考轨迹数据；根据实际轨迹数据和参考轨迹数据计算得到卫星在各轨圈升交点的第一法向误差极值和降交点的第二法向误差极值；根据第一法向误差极值和第二法向误差极值计算得到法向误差回复值；基于法向误差回复值调控卫星的变轨速度增量。本发明通过计算卫星在轨圈升交点的第一法向误差极值和降交点的第二法向误差极值得到卫星在解算时段内的法向误差回复值，得到的法向误差回复值能够用来调控卫星变轨速度增量。解决了现有法向误差回复值计算方法需设置大量检核点的问题。

技术领域

本申请涉及航天器轨道动力学技术领域，特别是涉及一种重轨卫星轨道优化方法、系统、计算机设备及存储介质。

背景技术

重轨卫星设计运行在具有回归及冻结特性的近地轨道上，为满足严苛的干涉基线要求(如500m)，卫星必须实施精密轨道控制，包括面内轨道参数与面外轨道参数控制。其中，面内参数解算的关键在于求解最优变轨速度增量，使得法向误差回复值与设计法向边界(如250m)差值的绝对值不大于应允法向误差(如2.5m)。

现有方法可描述为直接法，即在每轨设置多个检核点，计算出每个检核点的法向误差，然后确定法向误差回复值。此方法需要计算出每个检核点的法向误差，且计算精度与检核点纬度幅角的步长设置相关。一般而言，步长越大，获得的法向误差回复值精度越低。

因此，如何设计一种更为高效的法向误差回复值确定方法显得尤为重要。

发明内容

本申请提供一种重轨卫星轨道优化方法、系统、计算机设备及存储介质，以解决现有法向误差回复值计算方法需设置大量检核点的问题。

为解决上述技术问题，本申请采用的一个技术方案是：提供一种重轨卫星轨道优化方法，包括：获取解算时段内卫星运行时的实际轨迹数据和对应的参考轨迹数据；根据实际轨迹数据和参考轨迹数据计算得到卫星在各轨圈的升交点的第一法向误差极值和降交点的第二法向误差极值；根据第一法向误差极值和第二法向误差极值计算得到法向误差回复值；基于法向误差回复值调控卫星的变轨速度增量。

作为本申请的进一步改进，实际轨迹数据包括卫星质心与地球质心之间的实际距离、实际零偏多普勒偏航导引角、实际倾角平根、实际纬度幅角平根和实际地理经度，参考轨迹数据包括参考倾角平根和参考地理经度；

根据实际轨迹数据和所述参考轨迹数据计算得到卫星在各轨圈升交点的第一法向误差极值和降交点的第二法向误差极值，包括：

获取预先构建的法向误差计算公式，法向误差计算公式基于高等三角函数中辅助角公式构建，法向误差计算公式包括正弦部和余弦部；

根据实际倾角平根、参考倾角平根和实际距离计算得到正弦部；

根据实际地理经度、参考地理经度、实际距离和实际零偏多普勒偏航导引角计算得到余弦部；

根据正弦部和余弦部计算得到第一法向误差极值和第二法向误差极值。

作为本申请的进一步改进，法向误差计算公式为：

其中，EN为法向误差，A为正弦函数的振幅，B为余弦函数的振幅，为实际纬度幅角平根。

作为本申请的进一步改进，正弦部计算公式为：

其中，ENA为正弦部，AN表示升交点，DN表示降交点，δi为相对倾角平根，根据实际倾角平根和参考倾角平根计算得到；

余弦部计算公式为：