微纳卫星的双星近距离编队方法与流程

本发明涉及航天器控制技术领域，具体涉及一种微纳卫星的双星近距离编队方法。

背景技术：

微纳卫星按照现行的卫星分类方法，表示为质量小于100kg的卫星，与传统的卫星相比，微纳卫星具有体积小、重量轻、成本低和研制周期短等特点。但由于尺寸和能源的限制，相比传统卫星，单颗微纳卫星的功能较为单一，目前利用单颗微纳卫星还无法完全替代传统卫星。因此，通常采用两个微纳卫星近距离编队，利用两个微纳卫星进行双星协同工作，以扩展微纳卫星的功能，实现微纳卫星替代传统卫星。

现有的双星近距离编队方法包括：首先利用两发运载火箭分别发射两个卫星，由其中一颗卫星利用自身携带的燃料进行两次以上的轨道机动，以实现双星近距离编队的编队构型初始化，然后再根据双星的轨道衰减情况，进行周期性的双星运行轨道维持，以保持双星编队构型；同时，为了保证双星近距离编队的安全性，两个卫星利用地面卫星测控站对双星编队的距离进行监控和预判。

发明人发现现有技术至少存在以下问题：

现有的双星编队方法针对传统卫星设计，由于微纳卫星与传统卫星的结构尺寸均不同，微纳卫星双星近距离编队采用现有的双星编队方法时，会耗费大量的燃料能源和地面卫星监控资源，且由于卫星监控资源有限，微纳卫星编队任务无法得到全面的保障。

技术实现要素：

为解决上述现有技术中存在的技术问题，本发明提供一种微纳卫星的双星近距离编队方法，利用同一枚运载火箭同时搭载两个微纳卫星，通过对微纳卫星与运载火箭的分离方式、双星轨道的维持方式和双星间通信方式进行设计，实现微纳卫星的双星近距离编队。

为此，本发明公开了一种微纳卫星的双星近距离编队方法。所述方法用于实现两个微纳卫星的近距离编队，两个所述微纳卫星包括参考星和跟随星，所述方法包括：

建立双星编队坐标系：建立地球惯性坐标系，并在所述地球惯性坐标系的基础上建立所述参考星的轨道坐标系，所述轨道坐标系用于作为双星编队相对运动的参考坐标系；

建立相对运动方程：在所述轨道坐标系下，建立所述参考星和所述跟随星的相对运动方程；

进行双星编队构型初始化：利用一个运载火箭搭载两个所述微纳卫星，根据双星编队构型需求，确定所述参考星及所述跟随星与所述运载火箭的弹射分离条件，使所述参考星与所述跟随星的相对距离为设定值，形成初始双星编队构型；

开展双星星间通信交流：根据所述参考星与所述跟随星的运动及位置信息的信息交流要求，确定所述参考星与所述跟随星的信息传递方式和通信协议，实现所述参考星与所述跟随星的星间通信；

进行双星编队构型维持：根据所述参考星与所述跟随星的交流信息，实时监测所述参考星与所述跟随星的相对距离的变化，根据相对距离的变化结果对所述跟随星进行轨道控制，使所述跟随星与所述参考星的相对距离保持在设定范围内。

进一步地，在所述微纳卫星的双星近距离编队方法中，所述建立双星编队坐标系包括：

采用o-xyz表示所述地球惯性坐标系，地球地心为坐标原点，x轴位于赤道平面内，且指向春分点，z轴指向地球北极，y轴与所述x轴、所述z轴构成右手直角坐标系；

采用o-xyz表示所述参考星的轨道坐标系，所述参考星的质心为坐标原点，x轴由所述地球地心指向所述参考星的质心，y轴位于所述参考星的轨道平面上，所述y轴与所述x轴垂直且指向所述参考星的运动方向，z轴与所述x轴、所述y轴构成右手直角坐标系。

进一步地，在所述微纳卫星的双星近距离编队方法中，所述参考星与所述跟随星的相对运动方程为：

所述公式1中，x、y和z表示所述跟随星在所述参考星轨道坐标系下的位置坐标，fx、fy和fz表示所述跟随星输出的轨道控制力，n为所述参考星的平均角速度，μ为地球引力常数，ac为所述参考星的轨道半长轴。

进一步地，在所述微纳卫星的双星近距离编队方法中，所述双星编队构型需求如公式2所示：

所述公式2中，xt1、yt1和zt1分别表示在所述跟随星与所述运载火箭分离时，所述跟随星与所述参考星在所述参考星轨道坐标系的x轴方向、y轴方向和z轴方向上的相对距离；和分别表示在所述跟随星与所述运载火箭分离时，所述跟随星与所述参考星在所述参考星轨道坐标系的x轴方向、y轴方向和z轴方向上的相对速度，d为所述参考星与所述跟随星的设计距离。

进一步地，在所述微纳卫星的双星近距离编队方法中，通过在所述参考星和所述跟随星上安装ism跳频通信数据接收发射机，利用所述ism跳频通信数据接收发射机进行通信交流。

进一步地，在所述微纳卫星的双星近距离编队方法中，所述ism跳频通信数据接收发射机的接收灵敏度为-105dbm@115.2kbps，发射功率为28dbm，天线均为准全向天线。

进一步地，在所述微纳卫星的双星近距离编队方法中，所述进行双星编队构型维持包括如下步骤：

1)对所述参考星与所述跟随星的相对距离进行实时监测；

2)判断监测到的所述相对距离是否大于特定设定值△d，若是，进行下一步，若否，则返回步骤1；

3)等待所述跟随星进入备用控制点；

4)当所述跟随星进入所述备用控制点时，对所述跟随星进行轨道控制，返回步骤2。

本发明技术方案的主要优点如下：

本发明的微纳卫星的双星近距离编队方法，利用同一枚运载火箭同时搭载两个微纳卫星，通过对微纳卫星与运载火箭的弹射分离方式进行设计，能够提高微纳卫星编队形成速度；通过对双星轨道的维持方式进行设计，能有效地减少微纳卫星进行主动轨道机动的次数，节省燃料；通过对双星间通信方式进行设计，能够保证微纳卫星轨道机动的安全性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明一个实施例的微纳卫星的双星近距离编队方法的流程图；

图2为本发明一个实施例的双星编队坐标系的示意图；

图3为本发明一个实施例的微纳卫星的双星近距离编队方法中双星编队构型维持的流程图；

图4为本发明一个实施例的微纳卫星的双星近距离编队方法中双星编队构型维持中参考星与跟随星的相对运动的原理示意图。

1-地球、2-参考星、3-跟随星、4-备用控制点。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明具体实施例及相应的附图对本发明技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

以下结合附图，详细说明本发明实施例提供的技术方案。

如附图1所示，本发明实施例提供了一种微纳卫星的双星近距离编队方法，该方法用于实现两个微纳卫星的近距离编队，两个微纳卫星包括参考星2和跟随星3，该方法包括：

建立双星编队坐标系：建立地球惯性坐标系，并在地球惯性坐标系的基础上建立参考星2的轨道坐标系，轨道坐标系用于作为双星编队相对运动的参考坐标系；

建立相对运动方程：在轨道坐标系下，建立参考星2和跟随星3的相对运动方程；

进行双星编队构型初始化：利用一个运载火箭搭载两个微纳卫星，根据双星编队构型需求，确定参考星2及跟随星3与运载火箭的弹射分离条件，使参考星2与跟随星3的相对距离为设定值，形成初始双星编队构型；

开展双星星间通信交流：根据参考星2与跟随星3的运动及位置信息的信息交流要求，确定参考星2与跟随星3的信息传递方式和通信协议，实现参考星2与跟随星3的星间通信；

进行双星编队构型维持：根据参考星2与跟随星3的交流信息，实时监测参考星2与跟随星3的相对距离的变化，根据相对距离的变化结果对跟随星3进行轨道控制，使跟随星3与参考星2的相对距离保持在设定范围内。

具体地，以下对本发明实施例提供的微纳卫星的双星近距离编队方法中的各个步骤进行具体阐述。

(1)建立双星编队坐标系

具体地，采用o-xyz表示地球惯性坐标系，地球1地心为坐标原点，x轴位于赤道平面内，且指向春分点，z轴指向地球1北极，y轴与x轴、z轴构成右手直角坐标系；

采用o-xyz表示参考星2的轨道坐标系，参考星2的质心为坐标原点，x轴由地球1地心指向参考星2的质心，y轴位于参考星2的轨道平面上，y轴与x轴垂直且指向参考星2的运动方向，z轴与x轴、y轴构成右手直角坐标系。

(2)建立相对运动方程

设定参考星2的运行轨道为圆轨道，跟随星3具有轨道控制能力，并忽略大气阻力等外部摄动因素，在参考星2的轨道坐标系下，建立参考星2与跟随星3的相对运动方程，具体为：

上述公式1中，x、y和z表示跟随星3在参考星轨道坐标系下的位置坐标，、fx、fy和fz表示跟随星3输出的轨道控制力，n为参考星2的平均角速度，μ为地球引力常数，ac为参考星2的轨道半长轴。

(3)进行双星编队构型初始化

为使参考星2与跟随星3在与运载火箭分离时就可以实现编队构型初始化，需要根据双星编队构型对参考星2及跟随星3与运载火箭的分离方式进行设计。在本发明实施例提供的微纳卫星的双星近距离编队方法中，双星编队构型需求如公式2所示：

上述公式2中，xt1、yt1和zt1分别表示在跟随星3与运载火箭分离时，跟随星3与参考星2在参考星轨道坐标系的x轴方向、y轴方向和z轴方向上的相对距离；和分别表示在跟随星3与运载火箭分离时，跟随星3与参考星2在参考星轨道坐标系的x轴方向、y轴方向和z轴方向上的相对速度，d为参考星2与跟随星3的设计距离。

假定在t0时刻，参考星2与运载火箭分离；假定在t1时刻，跟随星3与运载火箭分离，此时，跟随星3与参考星2的相对位置和相对速度要满足公式2的要求，以实现在跟随星3与运载火箭分离时，参考星2和跟随星3实现编队构型初始化。

(4)开展双星星间通信交流

在本发明实施例提供的微纳卫星的双星近距离编队方法中，通过在参考星2和跟随星3上安装ism(industrialscientificmedical)跳频通信数据接收发射机，利用ism跳频通信数据接收发射机进行两个微纳卫星间的通信交流。

其中，ism跳频通信数据接收发射机的接收灵敏度为-105dbm@115.2kbps，发射功率为28dbm，天线均为准全向天线。

本发明实施例中，两个微纳卫星上安装的ism跳频通信数据接收发射机的具体参数如表1所示。

表1(ism跳频通信数据接收发射机参数)

根据上表数据可知，在双星距离为10km的情况下，ism波段星间链路电平裕量为7.0db；在双星距离为3km内的情况下，电平裕量有17.0db，均可以满足电平裕量需大于3.0db的要求。

进一步地，本发明实施例中，两个微纳卫星的星间通信频率采用1hz，两个微纳卫星间的通信协议如表2所示。

表2(双星星间通信协议)

(5)进行双星编队构型维持

如附图3和附图4所示，在本发明实施例提供的微纳卫星的双星近距离编队方法中，进行双星编队构型维持包括如下步骤：

1)对参考星2与跟随星3的相对距离进行实时监测；

2)判断监测到的相对距离是否大于特定设定值△d，若是，进行下一步，若否，则返回步骤1；

3)等待跟随星3进入备用控制点4；

4)当跟随星3进入备用控制点4时，对跟随星3进行轨道控制，返回步骤2。

具体地，随着两个微纳卫星运行轨道的自由衰减，参考星2与跟随星3的最大距离会逐渐增大，当参考星2与跟随星3间的最大距离达到△d时，等待跟随星3进入备用控制点4，在备用控制点4对跟随星3进行轨道控制，以抑制跟随星轨道偏心率与参考星轨道偏心率的相对值变大，降低参考星2与跟随星3的最大距离，使参考星2与跟随星3的最大距离缩减到△d以内，而后使两个微纳卫星再次进入自由衰减状态，直到参考星2与跟随星3的最大距离达到△d时，再对跟随星3进行轨道控制，如此循环调节，以实现参考星2与跟随星3的双星编队构型维持。

其中，△d为参考星2与跟随星3间的空间距离，△d的取值根据双星编队任务的需求确定，且△d小于星间通信的有效距离。

本发明实施例中，备用控制点4表示为跟随星3相对参考星2的运动轨迹在参考星轨道坐标系-z轴方向的位移值由正变负的极点。

可见，本发明实施例提供的微纳卫星的双星近距离编队方法，利用同一枚运载火箭同时搭载两个微纳卫星，通过对微纳卫星与运载火箭的弹射分离方式进行设计，能够提高微纳卫星编队形成速度；通过对双星轨道的维持方式进行设计，能有效地减少微纳卫星进行主动轨道机动的次数，节省燃料；通过对双星间通信方式进行设计，能够保证微纳卫星轨道机动的安全性。

需要说明的是，在本文中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。此外，本文中“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”均以附图中表示的放置状态为参照。

最后应说明的是：以上实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。