空间4N卫星正方形编队设计方法、系统、设备及存储介质技术方案

本发明专利技术设计了一种空间4N卫星正方形编队设计方法、系统、设备及存储介质，输入空间4N卫星正方形编队中卫星的数量N、正方形的边长d；确定正方形顶点上的四个卫星对应的绕飞半径和相位角，利用几何关系公式计算出其他卫星的绕飞半径和相位角；利用绕飞圆编队条件和周期匹配条件计算得到所有卫星对应的初始相对位置和速度；利用已经计算出的卫星相对初始位置和速度进一步推导计算出整个4N卫星正方形编队的轨道参数。本方法适用范围较广，可用于设计数量为4N(N≥1)的空间卫星正方形编队，可为实际工程应用中的卫星编队任务的设计提供参考。考。考。

【技术实现步骤摘要】
空间4N卫星正方形编队设计方法、系统、设备及存储介质


[0001]本专利技术涉及航空航天
，尤其涉及一种空间4N卫星正方形编 队设计方法、系统、设备及存储介质。

技术介绍

[0002]随着航天技术的发展，卫星编队技术的相关研究正如火如荼的展开，由 于卫星编队相较于传统的大卫星有着其自身的优势，因此可以完成大卫星 所难以完成的任务，满足越来越多样化的航天任务需求。为了研究空间中广 交会对接问题时，针对目标轨道为近圆轨道的情况提出了C
‑
W方程，C
‑
W 方程是一组常系数线性微分方程，该方程不仅仅可应用于交会对接问题，同 样也适用于其他的相对运动情形。
[0003]然而值得注意的是目前来讲对于卫星正方形编队的相关研究有一些成 果，但大多集中在四颗卫星均分布在顶点的情况，对于更多卫星的排布情况 分析甚少。

技术实现思路

[0004]为了解决现有卫星编队设计中存在的一些问题，专利技术人设计了一种空 间4N卫星正方形编队设计方法、系统、设备及存储介质，本方法适用范围 较广，可用于设计数量为4N(N≥1)的空间卫星正方形编队，可为实际工程应 用中的卫星编队任务的设计提供参考。
[0005]为实现上述目的，本专利技术采用以下技术手段：
[0006]一种空间4N卫星正方形编队设计方法，包括以下步骤：
[0007]获取空间4N卫星正方形编队中卫星的数量N、正方形的边长d；
[0008]确定正方形顶点上的四个卫星对应的绕飞半径和相位角，利用几何关 系公式计算出其他卫星的绕飞半径和相位角；进而利用绕飞圆一阶条件和 周期匹配条件计算得到所有卫星对应的初始相对位置和速度；
[0009]利用卫星相对初始位置和速度计算并输出整个4N卫星正方形编队的 轨道参数；完成构型初始化部署任务。
[0010]作为本专利技术的进一步改进，确定正方形顶点上的四个卫星对应的绕飞 半径和相位角包括：
[0011]确定4N卫星正方形卫星编队构型顶点处的4颗卫星的绕飞半径和相 位角；
[0012]根据其余4(N
‑
1)颗卫星与4颗顶点处卫星之间的几何关系，计算除其 余的4(N
‑
1)颗卫星的绕飞半径和相位角。
[0013]作为本专利技术的进一步改进，确定正方形顶点上的四个卫星对应的绕飞 半径和相位角具体为：
[0014]确定正方形顶点上的4颗卫星对应的绕飞半径和相位角，具体公式如 下：
[0015][0016]其中，d是4N颗卫星所构成的正方形编队的边长，r1、r
N+1
、r
2N+1
、r
3N+1
是 第1、N+1、2N+1、3N+1颗卫星的绕飞半径，θ1、θ
N+1
、θ
2N+1
、θ
3N+1
是第1、 N+1、2N+1、3N+1颗卫星的相位角。
[0017]根据几何位置关系推导计算出除4颗顶点处卫星以外的其余4(N
‑
1)颗 卫星的绕飞半径以及相位角，
[0018]第i颗卫星的绕飞半径r
i
和相位角θ
i
，具体公式为：
[0019][0020][0021]其中i≠1、N+1、2N+1、3N+1，r
i
是第i个卫星的绕飞半径，r
i
‑1是第i
‑
1个 卫星的绕飞半径，d正方形编队顶点处卫星之间的距离，即正方形边长，4N 是卫星编队中的卫星数量，θ
i
是第i个卫星的相位角，θ
i
‑1是第i
‑
1个卫星的 相位角，表示该颗卫星在正方形框架的第m
i
条边上。
[0022]作为本专利技术的进一步改进，利用几何关系公式计算出其他卫星的绕飞 半径和相位角包括：
[0023]利用空间相对运动中C
‑
W方程下的空间圆编队条件，计算得到所有卫 星对应的初始相对位置和速度：
[0024]根据周期匹配原理考虑编队中心和各个卫星的机械能相等，对正方形 编队中的各个卫星速度进行修正。
[0025]作为本专利技术的进一步改进，利用几何关系公式计算出其他卫星的绕飞 半径和相位角具体为：
[0026]利用空间相对运动中C
‑
W方程下的空间圆编队条件，计算得到所有卫 星对应的初始相对位置和速度：
[0027][0028]其中，x
i
、y
i
、z
i
、分别为第i个卫星的各个方向的相对位置和速 度，r
i
为第i个卫星的绕飞半径，θ
i
为第i个卫星的相位角；
[0029]根据周期匹配原理考虑编队中心和各个卫星的机械能相等，对正方形 编队中的各个卫星速度进行修正，
[0030][0031]对y方向的速度进行了修正。
[0032]一种空间4N卫星正方形形编队设计系统，包括：
[0033]获取模块，用于获取空间4N卫星正方形编队中卫星的数量N、正方形 的边长d；
[0034]计算模块，用于确定正方形顶点上的四个卫星对应的绕飞半径和相位 角，利用几何关系公式计算出其他卫星的绕飞半径和相位角；进而利用绕飞 圆一阶条件和周期匹配条件计算得到所有卫星对应的初始相对位置和速度；
[0035]输出模块，用于利用卫星相对初始位置和速度计算并输出整个4N卫星 正方形编队的轨道参数；完成构型初始化部署任务。
[0036]一种电子设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所 述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现所 述空间4N卫星正方形编队设计方法的步骤。
[0037]一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程 序，所述计算机程序被处理器执行时实现所述空间4N卫星正方形形编队设 计方法的步骤。
[0038]与现有技术相比，本专利技术的有益效果是：
[0039]本专利技术可将4N(N≥1)个卫星均匀分布于四条边上从而形成空间正方形 编队。实用情况包含了在N＝1时就是普通的四颗卫星分布在正方形的顶点处 组成正方形编队的普通情况，而在N≥2时，则是有四颗卫星分布在正方形 的四个顶点处，其余4N
‑
1颗卫星平均分布在四条边上，每条边上分布N
‑
1 颗卫星，而每条边上的N
‑
1颗卫星又均匀分布在这条边上。也就是说，本发 明是一种通用的方法，对于4N(N≥1)的各种情况均适用。本专利技术将给出计算 所有卫星初始相对位置和速度的步骤，从而为实际工程应用中的卫星编队 任务的设计提供参考。
附图说明
[0040]图1是本专利技术的卫星相对位置和速度的计算流程图；
[0041]图2是N＝1时的绕飞半径和相位角示意图；
[0042]图3是N＝2时的绕飞半本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种空间4N卫星正方形编队设计方法，其特征在于，包括以下步骤：获取空间4N卫星正方形编队中卫星的数量N、正方形的边长d；确定正方形顶点上的四个卫星对应的绕飞半径和相位角，利用几何关系公式计算出其他卫星的绕飞半径和相位角；进而利用绕飞圆一阶条件和周期匹配条件计算得到所有卫星对应的初始相对位置和速度；利用卫星相对初始位置和速度计算并输出整个4N卫星正方形编队的轨道参数；完成构型初始化部署任务。2.根据权利要求1所述的空间4N卫星正方形形编队的设计方法，其特征在于，确定正方形顶点上的四个卫星对应的绕飞半径和相位角包括：确定4N卫星正方形卫星编队构型顶点处的4颗卫星的绕飞半径和相位角；根据其余4(N
‑
1)颗卫星与4颗顶点处卫星之间的几何关系，计算除其余的4(N
‑
1)颗卫星的绕飞半径和相位角。3.根据权利要求1或2所述的空间4N卫星正方形编队设计方法，其特征在于，确定正方形顶点上的四个卫星对应的绕飞半径和相位角具体为：确定正方形顶点上的4颗卫星对应的绕飞半径和相位角，具体公式如下：其中，d是4N颗卫星所构成的正方形编队的边长，r1、r
N+1
、r
2N+1
、r
3N+1
是第1、N+1、2N+1、3N+1颗卫星的绕飞半径，θ1、θ
N+1
、θ
2N+1
、θ
3N+1
是第1、N+1、2N+1、3N+1颗卫星的相位角；根据几何位置关系推导计算出除4颗顶点处卫星以外的其余4(N
‑
1)颗卫星的绕飞半径以及相位角，第i颗卫星的绕飞半径r
i
和相位角θ
i
，具体公式为：，具体公式为：其中i≠1、N+1、2N+1、3N+1，r
i
是第i个卫星的绕飞半径，r
i
‑1是第i
‑
1个卫星的绕飞半径，d正方形编队顶点处卫星之间的距离，即正方形边长，4N是卫星编队中的卫星数量，θ
i
是第i个卫星的相位角，θ
i
‑1是第i

【专利技术属性】
技术研发人员：党朝辉，唐生勇，刘培栋，许旭升，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：