自稳定地球同步轨道设计方法及装置制造方法及图纸

本申请涉及航天器轨道设计技术领域，特别涉及一种自稳定地球同步轨道设计方法及装置，其中，方法包括：根据航天器轨道参数定义设计自稳定倾角矢量参数，并设计自稳定偏心率矢量参数，设计自稳定半长轴和真近点角，根据自稳定轨道参数生成一组串行编队的地球同步轨道航天器轨道参数，并将轨道参数转换为瞬时轨道参数。本申请实施例可以通过设计航天器轨道的自稳定倾角矢量参数，自稳定偏心率矢量参数，自稳定轨道半长轴及平经度参数，获取一组自稳定的地球同步轨道参数，使航天器工作在该轨道时无需位保即可稳定在指定范围，从而在大幅降低航天器燃耗代价的同时保障航天器工作环境的安全性，进而减少了航天器的维护成本，更加可靠。可靠。可靠。

【技术实现步骤摘要】
自稳定地球同步轨道设计方法及装置


[0001]本申请涉及航天器轨道设计
，特别涉及一种自稳定地球同步轨道设计方法及装置。

技术介绍

[0002]随着航空航天技术的不断发展，利用大型航天器收集太空太阳能，将太阳能转化为电能后，以微波形式输送至地面，对于未来的能源升级与开采有着重要意义。
[0003]然而，相关技术中，因大型航天器的质量极大，导致采用传统的GEO(geosynchronous equatorialorbit)轨道保持方法所对应产生的燃料消耗代价极高，增大了航天器的维护成本，使航天器经济性不足，实用性与可靠性下降，亟待解决。

技术实现思路

[0004]本申请提供一种自稳定地球同步轨道设计方法及装置，以解决相关技术中因大型航天器的质量极大，导致采用传统轨道保持方法所对应产生的燃料消耗代价极高，增大了航天器的维护成本，使航天器经济性不足，实用性与可靠性下降等问题。
[0005]本申请第一方面实施例提供一种自稳定地球同步轨道设计方法，包括以下步骤：根据航天器轨道参数定义设计自稳定倾角矢量参数，并设计自稳定偏心率矢量参数，设计自稳定半长轴和真近点角；根据所述自稳定轨道参数生成一组串行编队的地球同步轨道航天器轨道参数，并将所述轨道参数转换为瞬时轨道参数。
[0006]具体地，在本申请的一个实施例中，所述自稳定倾角矢量参数包括轨道倾角和轨道升交点赤经。
[0007]具体地，在本申请的一个实施例中，所述自稳定偏心率矢量参数包括轨道偏心率和轨道近地点幅角，其中，所述轨道偏心率的公式为：
[0008]e＝k1·
Cr
·
S/M，
[0009]其中，e为轨道偏心率，k1为常数，Cr为航天器平均反射系数，S为航天器承受太阳光压的平均面积，M为航天器质量；并且，所述轨道近地点幅角的公式为：
[0010]ω＝n
s
Δt，
[0011]其中，ω为轨道近地点幅角，n
s
为地球绕太阳运动平均角速度，Δt为相对时间。
[0012]本申请第二方面实施例提供一种自稳定地球同步轨道设计装置，包括：第一设计模块，用于根据航天器轨道参数定义设计自稳定倾角矢量参数，并设计自稳定偏心率矢量参数，设计自稳定半长轴和真近点角；第二设计模块，根据所述自稳定轨道参数生成一组串行编队的地球同步轨道航天器轨道参数，并将所述轨道参数转换为瞬时轨道参数。
[0013]本申请第三方面实施例提供一种电子设备，包括：存储器、处理器及存储在所述存储器上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程序，以实现如上述实施例所述的自稳定地球同步轨道设计方法。
[0014]本申请第四方面实施例提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质
存储计算机程序，该程序被处理器执行时实现如上的自稳定地球同步轨道设计方法。
[0015]本申请实施例可以通过设计航天器轨道的自稳定倾角矢量参数，自稳定偏心率矢量参数，自稳定轨道半长轴及平经度参数，获取一组自稳定的地球同步轨道参数，使航天器工作在该轨道时无需位保即可稳定在指定范围，从而在大幅降低航天器燃耗代价的同时保障航天器工作环境的安全性，进而减少了航天器的维护成本，更加可靠。由此，解决了相关技术中因大型航天器的质量极大，导致采用传统轨道保持方法所对应产生的燃料消耗代价极高，增大了航天器的维护成本，使航天器经济性不足，实用性与可靠性下降等问题。
[0016]本申请附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本申请的实践了解到。
附图说明
[0017]本申请上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
[0018]图1为根据本申请实施例提供的一种自稳定地球同步轨道设计方法的流程图；
[0019]图2为本申请一个实施例的自稳定地球同步轨道设计过程示意图；
[0020]图3为本申请一个实施例的仿真模拟下航天器轨道半长轴的时间变化规律图(以航天器1为例)；
[0021]图4为本申请一个实施例的仿真模拟下航天器轨道偏心率的时间变化规律图(以航天器1为例)；
[0022]图5为本申请一个实施例的仿真模拟下航天器轨道倾角的时间变化规律图(以航天器1为例)；
[0023]图6为本申请一个实施例的仿真模拟下一组航天器相对平衡点轨道平经度的时间变化规律图；
[0024]图7为本申请一个实施例的仿真模拟下航天器的星下点轨迹包络图(以航天器1为例)；
[0025]图8为根据本申请实施例的自稳定地球同步轨道设计装置的结构示意图；
[0026]图9为根据本申请实施例的电子设备的结构示意图。
具体实施方式
[0027]下面详细描述本申请的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。
[0028]下面参考附图描述本申请实施例的自稳定地球同步轨道设计方法及装置。针对上述
技术介绍
中提到的相关技术中因大型航天器的质量极大，导致采用传统轨道保持方法所对应产生的燃料消耗代价极高，增大了航天器的维护成本，使航天器经济性不足，实用性与可靠性下降的问题，本申请提供了一种自稳定地球同步轨道设计方法，可以通过设计航天器轨道的自稳定倾角矢量参数，自稳定偏心率矢量参数，自稳定轨道半长轴及平经度参数，获取一组自稳定的地球同步轨道参数，使航天器工作在该轨道时无需位保即可稳定在指定范围，从而在大幅降低航天器燃耗代价的同时保障航天器工作环境的安全性，进而减少了
航天器的维护成本，更加可靠。由此，解决了相关技术中因大型航天器的质量极大，导致采用传统轨道保持方法所对应产生的燃料消耗代价极高，增大了航天器的维护成本，使航天器经济性不足，实用性与可靠性下降等问题。
[0029]具体而言，图1为本申请实施例所提供的一种自稳定地球同步轨道设计方法的流程示意图。
[0030]如图1所示，该自稳定地球同步轨道设计方法包括以下步骤：
[0031]在步骤S101中，根据航天器轨道参数定义设计自稳定倾角矢量参数，并设计自稳定偏心率矢量参数，设计自稳定半长轴和真近点角。
[0032]可以理解的是，本申请实施例中航天器轨道的倾角可为航天器轨道平面与地球赤道平面的夹角，航天器轨道的偏心率可为航天器所在运行轨道的偏心率，航天器可指位于地球同步轨道工作的飞行器，如空间太阳能电站等，所设计航天器轨道参数可定义一组共享同一站位的地球同步轨道。自稳定轨道的真近点角为目标时刻航天器所在轨道位置与近拱点间的夹角。
[0033]具体地，作为一种可能实现的方式，航天器的轨道参数在实际应用时可表现为航天器位于地球赤道上方稳定平衡点附近，此时可实现航天器零燃耗。因稳定平衡点附近地球同步航天器数少，在此本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种自稳定地球同步轨道设计方法，其特征在于，包括以下步骤：根据航天器轨道参数定义设计自稳定倾角矢量参数，并设计自稳定偏心率矢量参数，设计自稳定半长轴和真近点角；以及根据所述自稳定轨道参数生成一组串行编队的地球同步轨道航天器轨道参数，并将所述轨道参数转换为瞬时轨道参数。2.根据权利要求足1所述的方法，其特征在于，所述自稳定倾角矢量参数包括轨道倾角和轨道升交点赤经。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述自稳定偏心率矢量参数包括轨道偏心率和轨道近地点幅角，其中，所述轨道偏心率的公式为：e＝k1·
Cr
·
S/M，其中，e为轨道偏心率，k1为常数，Cr为航天器平均反射系数，S为航天器承受太阳光压的平均面积，M为航天器质量；并且，所述轨道近地点幅角的公式为：ω＝n
s
Δt，其中，ω为轨道近地点幅角，n<...

【专利技术属性】
技术研发人员：宝音贺西，
申请(专利权)人：清华大学，
类型：发明
国别省市：