一种空间卫星星群的集中推力式部署方法与流程

本发明属于空间卫星星群部署技术领域，具体涉及一种空间卫星星群的集中推力式部署方法。

背景技术：

卫星星群是利用大量成本较低的卫星，在空间以特定的几何构型，例如长方体、球体、椭球体、锥体等，组建分布式的空间网，而整个星群构成一个大的“虚拟航天器”。由于卫星星群具有较多的优点，得到全世界各国的重视。而卫星星群的部署动力方式，直接影响卫星星群的规模，组网结构，通信方式等，因此对卫星星群部署动力方式的研究越来越有必要。

传统的动力方式，是以“串联”方式安装于火箭上，按照火箭的飞行程序，通过多次调姿，分批次实现舱体与火箭分离，入轨后进行多颗卫星再分离，各颗卫星根据星群组网需求，通过大范围轨道机动控制，到达某一空间领域，并和其他卫星维持星群构型，而后沿同一轨道运动，以此方式实现多星发射和星群部署。这种依靠组合体分步分离的方法适合一箭多星发射，但飞行程序复杂，所搭载的卫星数量有限，不适合大批量卫星星群的发射和空间部署。

传统的卫星星群组网完全主要依靠火箭的推力和卫星的机动能力，主要是以增加发射成本、依靠卫星轨控，耗用测控资源和卫星能源为代价完成的。这与未来卫星任务的增多、测控资源日益紧张的趋势是不相符的。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种空间卫星星群的集中推力式部署方法，能够实现一箭多星，逐步分离。

本发明采用的技术方案是，一种空间卫星星群的集中推力式部署方法，具体按照以下步骤实施：

步骤1、创建母子星星群结构组合体；

步骤2、将星群结构组合体送入预定轨道；

步骤3、基于三轴定姿的星群结构组合体初始化；

步骤4、建立卫星星群几何构型；

步骤5、建立星群结构组合体内各卫星的通信策略。

本发明的特点还在于：

步骤1具体过程为：选取母星，以母星中心体为动力舱，四周均匀连接多个封闭管道，每个封闭管道内连接多个子星。

步骤2具体过程为：将星群结构组合体负载于火箭上，根据轨道特征和火箭的运载能力，将星群结构组合体送入预定轨道。

步骤3具体过程为：星群结构组合体采用三轴(x,y,z)定姿，星群结构组合体入轨过程中，进行姿态调整，进入轨道后，初始化完成姿态稳定；动力舱根据地面指令，将封闭管道中的第一批次子星送入预设空间位置，并计算地心坐标直角赤道坐标系中母星的位置和速度。

计算地心坐标直角赤道坐标系中母星的位置和速度过程为：

计算平近点角mt：

mt＝m+nt(1)

n为卫星的平均角速度，有：

其中，a为椭圆轨道的半长轴，g为引力常数，m为地球质量，μ＝gm＝3.986005×10¹⁴m³/s²；

根据普勒方程计算偏近点角et：

et＝mt+esinet(3)

将式(1)代入开普勒方程反复迭代，直至收敛；

计算真近点角θt：

计算椭圆轨道半通径p：

p＝a(1-e²)(5)

式(5)中，a为母星轨道半长轴，e为偏心率；

计算母星在轨道坐标系o1x1y1z1中位置矢量和速度矢量：

位置矢量表示为其中，

速度矢量表示为其中，

计算地心坐标直角赤道坐标系中母星位置矢量和速度矢量：

母星位置矢量：

母星速度矢量：

其中，

则

步骤4具体过程为：母星根据地面指令，以母星质心为中心按一定的规则自旋α或β或γ角度，计算推力部署下各批子星轨道根数，根据各批轨道根数，建立卫星星群几何构型。

计算推力部署下各批子星轨道根数具体过程为：

计算子星在地心赤道直角坐标系中的位置矢量根据子星在地心赤道直角坐标系中的位置矢量计算：

1)计算子星轨道半长轴a′：

由轨道能量守恒活力公式可求得半长轴:

2)子星轨道偏心率e′：

动量矩矢量则椭圆轨道半通径由此可求得偏心率：

3)子星轨道t时刻真近点角θ′t：

由椭圆轨道方程得：

e′cosθ′t＝p′tg/r′tg-1(10)；

又由矢量标积得：

由以上两式可唯一确定真近点角θ′t；

4)子星轨道t时刻平近点角m′t：

由公式可求得偏近点角e′t，则：

m′t＝e′t-e′sine′t(12)；

5)子星轨道倾角i′和升交点赤经ω′：

令地心赤道直角坐标系oxyz沿x轴、y轴、z轴的单位矢量分别为子星轨道法向单位矢量为动量矩矢量指向轨道法向，所以有：

进而可求得：

6)子星轨道近地点幅角ω′

令子星轨道有地心指向升交点的单位矢量为则：

由

可唯一确定近地点幅角ω′；

通过1)-6)确定各批子星的轨道参数，根据轨道参数确定推力部署下各批子星轨道根数。

计算子星在地心赤道直角坐标系中的位置矢量具体过程为：在星群坐标系中，设子星的发射速度为(v′0x,v′0y,v′0z)^t，则：

由于子星在空间自由运行中仅受地球引力作用，且引力指向x轴负方向，其它方向不受力作用，因此子星在t时刻的位置和速度为：

子星相对母星在地心赤道直角坐标系中的位置矢量为：

则子星在地心赤道直角坐标系中的位置矢量为：

步骤5具体过程为：结合卫星星群几何构型，针对母星特点和任务需求，采用“子--母”星星间链路和“子--子”星星间链路通信共同传输策略，完成对整个星群的测控。

本发明的有益效果是：

1.本发明面向卫星星群在空间的部署方法，成本低、易于实现，不仅继承了一箭多星逐步分离的传统方法，还进一步能够满足未来大批量卫星发射部署需求，最大限度的发挥了火箭的运载能力。

2.本发明将卫星的三轴定姿和自旋特点融入到方法当中，建立了星群构型。

3.本发明基于“子--母”星星间链路和“子--子”星星间链路通信共同传输策略，提高了通信效率和测控能力。

4.本发明不仅适用于空间卫星星群部署，也适用于天基对抗、天基操控等技术。

5.本发明采用创建“母子星”星群结构组合体、星群结构组合体入轨分离、基于三轴定姿的母星初始化、建立星群几何构型、卫星星群通信策略五个环节，实现了满足未来空间卫星星群的部署测控需求，能够较好地满足卫星任务规划和测控资源调度等领域的应用需求。

附图说明

图1是本发明一种空间卫星星群的集中推力式部署方法流程图；

图2是“母子星”星群结构组合体的结构示意图；

图3是“母子星”星群轨道示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。

本发明一种空间卫星星群的集中推力式部署方法，如图1所示，具体按照以下步骤实施：

步骤1、创建母子星星群结构组合体：

选取母星，如图2所示，以母星中心体为动力舱，四周均匀连接多个封闭管道，每个封闭管道内连接多个子星，多个子星位于与动力舱连通的封闭管道内，在母星周围呈均匀分布。

步骤2、将星群结构组合体送入预定轨道：

将星群结构组合体负载于火箭上，根据轨道特征和火箭的运载能力，将星群结构组合体送入预定轨道。

如图3所示，通常将地心赤道直角坐标系oxyz作为惯性坐标系，坐标原点o位于地球质心，oz轴为地球自转轴，指向北极方向，oxy平面为地球赤道面，ox轴指向春分点，oy轴与ox轴和oz轴构成右手系。

建立星群坐标系o1x1y1z1(转动坐标系)，坐标原点位于母星质心，z1轴指向轨道面正法向，x1,y1轴位于轨道平面上，x1轴为母星与地心连线，指向母星方向，y1轴与x1轴垂直，与x1,z1轴构成右手系。

已知子星发射时刻，母星轨道半长轴为a，偏心率为e，轨道倾角为i，升交点赤经为ω，近地点幅角为ω，平近点角为m。

设子星发射时刻，母星轨道真近点角为θ，偏近点角为e。

设任意一颗子星在星群坐标系中的发射速度矢量为与三轴的夹角为(εx,εy,εz)；子星在空间自由运行，仅受地球引力作用，设引力加速度为g；设子星自由运行时间t后，制动定位，设此时母星轨道平近点角为mt，近点角为θt，偏近点角为et，设子星轨道半长轴为a′，偏心率为e′，轨道倾角为i′，升交点赤经为ω′，近地点幅角为ω′，此时平近点角为m′t，真近点角为θ′t，偏近点角为e′t。

步骤3、基于三轴定姿的星群结构组合体初始化：

星群结构组合体采用三轴(x,y,z)定姿和自旋特点，建立星群构型，星群结构组合体入轨过程中，进行姿态调整，进入轨道后，初始化完成姿态稳定，母星动力舱根据地面指令，将封闭管道中的第一批次子星送入预设空间位置，并计算地心坐标直角赤道坐标系中母星的位置和速度。

计算地心坐标直角赤道坐标系中母星的位置和速度过程为：

计算平近点角mt：

mt＝m+nt(1)

n为卫星的平均角速度，有：

其中，a为椭圆轨道的半长轴，g为引力常数，m为地球质量，μ＝gm＝3.986005×10¹⁴m³/s²；

根据普勒方程计算偏近点角et：

et＝mt+esinet(3)

将式(1)代入开普勒方程反复迭代，直至收敛；

计算真近点角θt：

计算椭圆轨道半通径p：

p＝a(1-e²)(5)

式(5)中，a为母星轨道半长轴，e为偏心率；

计算母星在轨道坐标系o1x1y1z1中位置矢量和速度矢量：

位置矢量表示为其中，

速度矢量表示为其中，

计算地心坐标直角赤道坐标系中母星位置矢量和速度矢量：

母星位置矢量：

母星速度矢量：

其中，

则

步骤4、建立卫星星群几何构型：

母星根据地面指令，以母星质心为中心按一定的规则自旋α或β或γ角度，计算推力部署下各批子星轨道根数：

在星群坐标系中，设子星的发射速度为(v′0x,v′0y,v′0z)^t，则：

由于子星在空间自由运行中仅受地球引力作用，且引力指向x轴负方向，其它方向不受力作用，因此子星在t时刻的位置和速度为：

子星相对母星在地心赤道直角坐标系中的位置矢量为：

则子星在地心赤道直角坐标系中的位置矢量为：

根据子星在地心赤道直角坐标系中的位置矢量计算：

1)计算子星轨道半长轴a′：

由轨道能量守恒活力公式可求得半长轴:

2)子星轨道偏心率e′：

动量矩矢量则椭圆轨道半通径由此可求得偏心率：

3)子星轨道t时刻真近点角θ′t：

由椭圆轨道方程得：

e′cosθ′t＝p′tg/r′tg-1(10)；

又由矢量标积得：

由以上两式可唯一确定真近点角θ′t；

4)子星轨道t时刻平近点角m′t：

由公式可求得偏近点角e′t，则：

m′t＝e′t-e′sine′t(12)；

5)子星轨道倾角i′和升交点赤经ω′：

令地心赤道直角坐标系oxyz沿x轴、y轴、z轴的单位矢量分别为子星轨道法向单位矢量为动量矩矢量指向轨道法向，所以有：

进而可求得：

6)子星轨道近地点幅角ω′

令子星轨道有地心指向升交点的单位矢量为则：

由

可唯一确定近地点幅角ω′；

通过1)-6)确定各批子星的轨道参数，根据轨道参数确定推力部署下各批子星轨道根数，根据各批轨道根数，建立卫星星群几何构型。

步骤5、建立星群结构组合体内各卫星的通信策略：

结合卫星星群几何构型，针对母星特点和任务需求，采用“子--母”星星间链路和“子--子”星星间链路通信共同传输策略，完成对整个星群的测控。

通过上述方式，本发明面向卫星星群在空间的部署方法，成本低、易于实现，不仅继承了一箭多星逐步分离的传统方法，还进一步能够满足未来大批量卫星发射部署需求，最大限度的发挥了火箭的运载能力。本发明将卫星的三轴定姿和自旋特点融入到方法当中，建立了星群构型。本发明基于“子--母”星星间链路和“子--子”星星间链路通信共同传输策略，提高了通信效率和测控能力。本发明不仅适用于空间卫星星群部署，也适用于天基对抗、天基操控等技术。本发明采用创建“母子星”星群结构组合体、星群结构组合体入轨分离、基于三轴定姿的母星初始化、建立星群几何构型、卫星星群通信策略五个环节，实现了满足未来空间卫星星群的部署测控需求，能够较好地满足卫星任务规划和测控资源调度等领域的应用需求。