一种多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法与流程

1.本发明属于飞行器轨迹规划技术领域，尤其涉及一种多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法。


背景技术：

2.空间转移飞行器具有多次启动、长期在轨、自主飞行、轨道机动能力强等特点，具备较强的灵活性和通用性，可以适应多种不同的任务情况。
3.对于空间转移飞行器来说，目前只能按照预先装订好的目标执行飞行任务，当遇到基础级入轨大偏差或需要临时改变目标轨道等特殊情况时，仅靠起飞前装订的飞行程序难以保证任务成功执行。并且空间转移飞行器参与多星发射和长期在轨的能力使其具有非常广泛的应用前景，例如搭载备份卫星，在需要时快速转移至目标轨道完成卫星部署。这类任务由于在起飞前目标轨道未知，无法在发射前进行目标值的装订。
4.基于以上需求，有必要提出一种多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法，使空间转移飞行器具备在线自主轨迹规划能力，充分发挥其灵活性强的特点。


技术实现要素：

5.本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法，旨在使空间转移飞行器具备在线自主轨迹规划能力，充分发挥其灵活性强的特点。
6.为了解决上述技术问题，本发明公开了一种多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法，包括：
7.接收地面上注的卫星部署任务；
8.判断当前剩余燃料是否满足卫星部署任务需求；
9.若确定当前剩余燃料满足卫星部署任务需求，则根据当前平均轨道根数与目标平均轨道根数，判断任务类型；其中，任务类型，包括：高度调整、倾角调整和组合调整；
10.根据确定的不同任务类型，计算点火时长和点火段纬度幅角，生成点火序列；
11.根据生成的点火序列，进行卫星部署规划；
12.将卫星部署规划结果下传至地面，若地面允许执行，则按照卫星部署规划结果执行任务。
13.在上述多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法中，判断当前剩余燃料是否满足卫星部署任务需求，包括：
14.计算得到倾角调整需要速度δvi：
[0015][0016]
其中，μ表示万有引力常数，表示目标轨道平均半长轴，e
obj
表示目标轨道瞬时
偏心率，δi表示当前轨道与目标轨道的倾角偏差；
[0017]
计算得到半长轴调整需要速度δva：
[0018][0019][0020][0021]
其中，表示目标轨道平均偏心率，r
p
表示转移轨道近地点半径，e2表示转移轨道平均偏心率，表示转移轨道平均半长轴，a
p
表示当前轨道平均半长轴，e
p
表示当前轨道平均偏心率；
[0022]
确定总速度增量δv：δv＝[δv
i δva]
t
；
[0023]
根据总速度增量δv，计算得到需要燃料m
zy
：
[0024][0025]
其中，m0表示当前飞行器质量，ve表示发动机喷气速度；
[0026]
根据m
zy
，判断当前剩余燃料是否满足卫星部署任务需求；其中，若m
zy
小于当前剩余燃料，则确定当前剩余燃料满足卫星部署任务需求；否则，不满足。
[0027]
在上述多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法中，根据当前平均轨道根数与目标平均轨道根数，判断任务类型，包括：
[0028]
若则确定任务类型为高度调整；
[0029]
若则确定任务类型为倾角调整；
[0030]
若且则确定任务类型为组合调整；
[0031]
其中，表示目标轨道平均轨道倾角，i
p
表示当前轨道平均轨道倾角，a
limit
表示高度调整的判别门限，i
limit
表示倾角调整的判别门限。
[0032]
在上述多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法中，根据确定的不同任务类型，计算点火时长和点火段纬度幅角，生成点火序列，包括：
[0033]
若任务类型为高度调整，则有：
[0034][0035]
[0036][0037][0038]
其中，表示发动机秒耗量，t1表示第一次点火时间时长，δva表示第一次点火时高度调整所需速度增量，t2表示第二次点火时间时长，δvc表示第二次点火时高度调整所需速度增量，表示第一次点火起始时刻纬度幅角，u
start
表示执行时刻平均纬度幅角，表示第二次点火起始时刻纬度幅角，n0表示当前轨道角速度，n
t
表示转移轨道角速度；
[0039]
若任务类型为倾角调整，则有：
[0040][0041][0042]
若任务类型为组合调整，则有：
[0043][0044][0045][0046][0047]
在上述多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法中，还包括：以当前时刻t0的平均轨道根数[a
p e
p i
p
ω
p
ω
p u0]作为起始轨道根数，进行一次轨道递推，得到任务执行时刻t
start
的平均轨道根数[a
start e
start i
start
ω
start
ω
start u
start
]；其中，ω
p
表示当前轨道平均升交点赤经，ω
p
表示当前轨道平均近地点幅角，u0表示当前轨道平均纬度幅角；a
start
表示执行时刻平均半长轴、e
start
表示执行时刻平均偏心率、i
start
表示执行时刻平均轨道倾角、ω
start
表示执行时刻平均升交点赤经、ω
start
表示执行时刻平均近地点幅角。
[0048]
在上述多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法中，根据生成的点火序列，进行卫星部署规划，包括：
[0049]
根据生成的点火序列，计算得到测控弧段搜索起始时刻和测控弧段搜索起始纬度幅角，进行测控弧段搜索；其中，测控弧段搜索起始时刻即完成轨道转移的时刻；
[0050]
根据地面站测控条件确定卫星部署的纬度幅角，使卫星部署过程处于地面站测控
范围内。
[0051]
在上述多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法中，测控弧段搜索起始时刻和测控弧段搜索起始纬度幅角的计算过程如下：
[0052]
若任务类型为高度调整，则有：
[0053][0054][0055][0056][0057]
其中，表示第一次点火结束时偏近点角，e
tr
表示转移轨道偏心率，表示第一次点火结束时纬度幅角，表示第二次点火结束时纬度幅角，ω
t
表示转移轨道近地点幅角，表示第二次点火起始时偏近点角，t
start
表示任务执行时刻，t
scan
表示测控弧段搜索起始时刻，u
scan
表示测控弧段搜索起始纬度幅角；
[0058]
若任务类型为倾角调整，则有：
[0059][0060][0061][0062][0063]
其中，表示第一次点火起始时刻偏近点角，e
start
表示任务执行时刻偏近点角；
[0064]
若任务类型为组合调整，则有：
[0065][0066][0067]
[0068][0069]
在上述多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法中，根据地面站测控条件决定卫星部署的纬度幅角，使卫星部署过程处于地面站测控范围内，包括：
[0070]
以t
scan
时刻的平均轨道根数作为起始轨道根数，以δt为步长，进行连续轨道递推，得到每一步的时间tn和轨道根数[a
n e
n i
n ω
n ω
n un]，转换至位置点坐标为[x
84
(n) y
84
(n) z
84
(n)]；其中，表示目标平均轨道倾角，表示目标平均升交点赤经，表示目标平均近地点幅角，an表示第n个递推点平均半长轴，en表示第n个递推点平均偏心率，in表示第n个递推点平均轨道倾角，ωn表示第n个递推点平均升交点赤经，ωn表示第n个递推点平均近地点幅角，un表示第n个递推点平均纬度幅角；
[0071]
记第i个地面站的位置点为[x
d(i) y
d(i) z
d(i)
]
t
，第i个地面站的椭球铅垂向量为fi，第i个地面站的与飞行器连线矢量为ni，则：
[0072][0073]
根据fi和ni，确定θi：
[0074]
θi＝arccos(ni·fi
)
[0075]
其中，θi表示第i个地面站的与飞行器连线矢量与地面站椭球铅垂向量的夹角，θi∈[0,π]；
[0076]
若θ
i-θ
om
＜0，则flagdi＝0，确定该位置点为测控终点，记录该位置点纬度幅角若θ
i-θ
om
≥0，则flagdi＝1，确定该位置点为测控起点，记录该位置点纬度幅角其中，θ
om
表示地面站观测锥角，flagdi表示测控可观测标志。
[0077]
在上述多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法中，卫星部署规划结果，包括：任务类型、任务可行性、估计燃料消耗m
zy
、执行时刻纬度幅角u
start
、第一次点火时长t1、第二次点火时长t2、第一次点火起点第二次点火起点测控弧段起点和测控弧段终点。
[0078]
在上述多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法中，若确定当前剩余燃料不满足卫星部署任务需求，则向地面下传“目标任务可行性”为不可行，并结束自主规划流程。
[0079]
本发明具有以下优点：
[0080]
(1)本发明公开了一种多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法，可以适应高度调整、倾角调整、组合调整三类不同目标轨道的任务类型，应用范围广。
[0081]
(2)本发明公开了一种多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法，规划算法计算量小，可满足器上在线计算要求。
[0082]
(3)本发明公开了一种多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法，根据地面站测控条件决定卫星部署的纬度幅角，可使卫星部署过程处于地面站测控范围内。
附图说明
[0083]
图1是本发明实施例中一种多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法的流程图；
[0084]
图2是本发明实施例中一种测控弧段示意图；
[0085]
图3是本发明实施例中一种平均半长轴变化示意图；
[0086]
图4是本发明实施例中一种平均偏心率变化示意图；
[0087]
图5是本发明实施例中一种平均轨道倾角变化示意图。
具体实施方式
[0088]
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公开的实施方式作进一步详细描述。
[0089]
如图1，在本实施例中，该多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法，包括：
[0090]
步骤1，接收地面上注的卫星部署任务。
[0091]
步骤2，判断当前剩余燃料是否满足卫星部署任务需求。
[0092]
在本实施例中，若确定当前剩余燃料满足卫星部署任务需求，则执行步骤3；否则，向地面下传“目标任务可行性”为不可行，并结束自主规划流程。
[0093]
优选的，可通过如下方式判断当前剩余燃料是否满足卫星部署任务需求：
[0094]
首先，计算得到倾角调整需要速度δvi：
[0095][0096]
其中，μ表示万有引力常数，表示目标轨道平均半长轴，e
obj
表示目标轨道瞬时偏心率，δi表示当前轨道与目标轨道的倾角偏差。
[0097]
其次，计算得到半长轴调整需要速度δva：
[0098][0099][0100][0101]
其中，表示目标轨道平均偏心率，r
p
表示转移轨道近地点半径，e2表示转移轨道平均偏心率，表示转移轨道平均半长轴，a
p
表示当前轨道平均半长轴，e
p
表示当前轨道平均偏心率。
[0102]
进一步的，确定总速度增量δv：δv＝[δv
i δva]
t
。
[0103]
进一步的，根据总速度增量δv，计算得到需要燃料m
zy
：
[0104][0105]
其中，m0表示当前飞行器质量，ve表示发动机喷气速度。
[0106]
最后，根据m
zy
，判断当前剩余燃料是否满足卫星部署任务需求。其中，若m
zy
小于当前剩余燃料，则确定当前剩余燃料满足卫星部署任务需求；否则，确定当前剩余燃料不满足卫星部署任务需求。
[0107]
优选的，在本实施例中，该方法还可以包括：以当前时刻t0的平均轨道根数[a
p e
p i
p ω
p ω
p u0]作为起始轨道根数，进行一次轨道递推，得到任务执行时刻t
start
的平均轨道根数[a
start e
start i
start ω
start ω
start u
start
]；其中，ω
p
表示当前轨道平均升交点赤经，ω
p
表示当前轨道平均近地点幅角，u0表示当前轨道平均纬度幅角；a
start
表示执行时刻平均半长轴、e
start
表示执行时刻平均偏心率、i
start
表示执行时刻平均轨道倾角、ω
start
表示执行时刻平均升交点赤经、ω
start
表示执行时刻平均近地点幅角。
[0108]
步骤3，根据当前平均轨道根数与目标平均轨道根数，判断任务类型。
[0109]
在本实施例中，任务类型包括但不仅限于：高度调整、倾角调整和组合调整三类任务。其中：
[0110]
若则确定任务类型为高度调整。
[0111]
若则确定任务类型为倾角调整。
[0112]
若且则确定任务类型为组合调整。
[0113]
其中，表示目标轨道平均轨道倾角，i
p
表示当前轨道平均轨道倾角，a
limit
表示高度调整的判别门限，i
limit
表示倾角调整的判别门限。
[0114]
步骤4，根据确定的不同任务类型，计算点火时长和点火段纬度幅角，生成点火序列。
[0115]
在本实施例中，计算点火时长和点火段纬度幅角的方式如下：
[0116]
若任务类型为高度调整，则有：
[0117][0118][0119][0120][0121]
其中，表示发动机秒耗量，t1表示第一次点火时间时长，δva表示第一次点火时高度调整所需速度增量，t2表示第二次点火时间时长，δvc表示第二次点火时高度调整所需速度增量，表示第一次点火起始时刻纬度幅角，u
start
表示执行时刻平均纬度幅角，表示第二次点火起始时刻纬度幅角，n0表示当前轨道角速度，n
t
表示转移轨道角速度。
[0122]
若任务类型为倾角调整，则有：
[0123][0124][0125]
若任务类型为组合调整，则有：
[0126][0127][0128][0129][0130]
步骤5，根据生成的点火序列，进行卫星部署规划。
[0131]
在本实施例中，可根据生成的点火序列，计算得到测控弧段搜索起始时刻和测控弧段搜索起始纬度幅角，进行测控弧段搜索；其中，测控弧段搜索起始时刻即完成轨道转移的时刻；根据地面站测控条件确定卫星部署的纬度幅角，使卫星部署过程处于地面站测控范围内。
[0132]
优选的，测控弧段搜索起始时刻和测控弧段搜索起始纬度幅角的计算过程如下：
[0133]
若任务类型为高度调整，则有：
[0134][0135][0136][0137][0138]
其中，表示第一次点火结束时偏近点角，e
tr
表示转移轨道偏心率，表示第一次点火结束时纬度幅角，表示第二次点火结束时纬度幅角，ω
t
表示转移轨道近地点幅
角，表示第二次点火起始时偏近点角，t
start
表示任务执行时刻，t
scan
表示测控弧段搜索起始时刻，u
scan
表示测控弧段搜索起始纬度幅角。
[0139]
若任务类型为倾角调整，则有：
[0140][0141][0142][0143][0144]
其中，表示第一次点火起始时刻偏近点角，e
start
表示任务执行时刻偏近点角。
[0145]
若任务类型为组合调整，则有：
[0146][0147][0148][0149][0150]
优选的，根据地面站测控条件决定卫星部署的纬度幅角，使卫星部署过程处于地面站测控范围内，包括：
[0151]
以t
scan
时刻的平均轨道根数作为起始轨道根数，以δt为步长，进行连续轨道递推，得到每一步的时间tn和轨道根数[a
n e
n i
n ω
n ω
n un]，转换至位置点坐标为[x
84
(n) y
84
(n) z
84
(n)]；其中，表示目标平均轨道倾角，表示目标平均升交点赤经，表示目标平均近地点幅角，an表示第n个递推点平均半长轴，en表示第n个递推点平均偏心率，in表示第n个递推点平均轨道倾角，ωn表示第n个递推点平均升交点赤经，ωn表示第n个递推点平均近地点幅角，un表示第n个递推点平均纬度幅角。
[0152]
记第i个地面站的位置点为[x
d(i) y
d(i) z
d(i)
]
t
，第i个地面站的椭球铅垂向量为fi，第i个地面站的与飞行器连线矢量为ni，则：
[0153]
[0154]
根据fi和ni，确定θi：
[0155]
θi＝arccos(ni·fi
)
[0156]
其中，θi表示第i个地面站的与飞行器连线矢量与地面站椭球铅垂向量的夹角，θi∈[0,π]。
[0157]
若θ
i-θ
om
＜0，则flagdi＝0，确定该位置点为测控终点，记录该位置点纬度幅角若θ
i-θ
om
≥0，则flagdi＝1，确定该位置点为测控起点，记录该位置点纬度幅角其中，θ
om
表示地面站观测锥角，flagdi表示测控可观测标志。
[0158]
步骤6，将卫星部署规划结果下传至地面，若地面允许执行，则按照卫星部署规划结果执行任务。
[0159]
在本实施例中，如下表1所示，卫星部署规划结果包括但不仅限于：任务类型、任务可行性、估计燃料消耗m
zy
、执行时刻纬度幅角u
start
、第一次点火时长t1、第二次点火时长t2、第一次点火起点第二次点火起点测控弧段起点(即)和测控弧段终点(即)。
[0160]
名称下传信息任务类型 任务可行性 估计燃料消耗(kg) 执行时刻纬度幅角(
°
) 第一次点火时长(s) 第二次点火时长(s) 第一次点火起点(
°
) 第二次点火起点(
°
) 测控弧段起点(
°
) 测控弧段终点(
°
) [0161]
表1，卫星部署规划结果在上述实施例的基础上，下面以一个实例进行说明。
[0162]
设空间转移飞行器在j2000系下初始速度位置如下表2所示：
[0163]
名称数值rx(m)-2232291ry(m)-2606796rz(m)5605988vx(m/s)4420vy(m/s)-6307vz(m/s)-1167
[0164]
表2，j2000系下初始速度位置地面上注任务信息如下表3所示：
[0165]
名称数值目标平均半长轴(m)6878140目标平均偏心率0.001目标平均轨道倾角(
°
)61
目标平均升交点赤经(
°
)120目标平均近地点幅角(
°
)200
[0166]
表3，目标平均轨道根数
[0167]
输出轨道规划结果如表4所示：
[0168][0169][0170]
表4，轨道规划结果
[0171]
测控弧段如图2所示，平均半长轴变化如图3所示，平均偏心率变化如图4所示，平均轨道倾角变化如图5所示。
[0172]
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
[0173]
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

技术特征：
1.一种多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法，其特征在于，包括：接收地面上注的卫星部署任务；判断当前剩余燃料是否满足卫星部署任务需求；若确定当前剩余燃料满足卫星部署任务需求，则根据当前平均轨道根数与目标平均轨道根数，判断任务类型；其中，任务类型，包括：高度调整、倾角调整和组合调整；根据确定的不同任务类型，计算点火时长和点火段纬度幅角，生成点火序列；根据生成的点火序列，进行卫星部署规划；将卫星部署规划结果下传至地面，若地面允许执行，则按照卫星部署规划结果执行任务。2.根据权利要求1所述的多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法，其特征在于，判断当前剩余燃料是否满足卫星部署任务需求，包括：计算得到倾角调整需要速度δv
i
：其中，μ表示万有引力常数，表示目标轨道平均半长轴，e
obj
表示目标轨道瞬时偏心率，δi表示当前轨道与目标轨道的倾角偏差；计算得到半长轴调整需要速度δv
a
：：：其中，表示目标轨道平均偏心率，r
p
表示转移轨道近地点半径，e2表示转移轨道平均偏心率，表示转移轨道平均半长轴，a
p
表示当前轨道平均半长轴，e
p
表示当前轨道平均偏心率；确定总速度增量δv：δv＝[δv
i δv
a
]
t
；根据总速度增量δv，计算得到需要燃料m
zy
：其中，m0表示当前飞行器质量，v
e
表示发动机喷气速度；根据m
zy
，判断当前剩余燃料是否满足卫星部署任务需求；其中，若m
zy
小于当前剩余燃料，则确定当前剩余燃料满足卫星部署任务需求；否则，不满足。3.根据权利要求2所述的多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法，其特征
在于，根据当前平均轨道根数与目标平均轨道根数，判断任务类型，包括：若则确定任务类型为高度调整；若则确定任务类型为倾角调整；若且则确定任务类型为组合调整；其中，表示目标轨道平均轨道倾角，i
p
表示当前轨道平均轨道倾角，a
limit
表示高度调整的判别门限，i
limit
表示倾角调整的判别门限。4.根据权利要求3所述的多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法，其特征在于，根据确定的不同任务类型，计算点火时长和点火段纬度幅角，生成点火序列，包括：若任务类型为高度调整，则有：若任务类型为高度调整，则有：若任务类型为高度调整，则有：若任务类型为高度调整，则有：其中，表示发动机秒耗量，t1表示第一次点火时间时长，δv
a
表示第一次点火时高度调整所需速度增量，t2表示第二次点火时间时长，δv
c
表示第二次点火时高度调整所需速度增量，表示第一次点火起始时刻纬度幅角，u
start
表示执行时刻平均纬度幅角，表示第二次点火起始时刻纬度幅角，n0表示当前轨道角速度，n
t
表示转移轨道角速度；若任务类型为倾角调整，则有：若任务类型为倾角调整，则有：若任务类型为组合调整，则有：若任务类型为组合调整，则有：
5.根据权利要求4所述的多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法，其特征在于，还包括：以当前时刻t0的平均轨道根数[a
p e
p i
p ω
p ω
p u0]作为起始轨道根数，进行一次轨道递推，得到任务执行时刻t
start
的平均轨道根数[a
start e
start i
start
ω
start
ω
start u
start
]；其中，ω
p
表示当前轨道平均升交点赤经，ω
p
表示当前轨道平均近地点幅角，u0表示当前轨道平均纬度幅角；a
start
表示执行时刻平均半长轴、e
start
表示执行时刻平均偏心率、i
start
表示执行时刻平均轨道倾角、ω
start
表示执行时刻平均升交点赤经、ω
start
表示执行时刻平均近地点幅角。6.根据权利要求5所述的多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法，其特征在于，根据生成的点火序列，进行卫星部署规划，包括：根据生成的点火序列，计算得到测控弧段搜索起始时刻和测控弧段搜索起始纬度幅角，进行测控弧段搜索；其中，测控弧段搜索起始时刻即完成轨道转移的时刻；根据地面站测控条件确定卫星部署的纬度幅角，使卫星部署过程处于地面站测控范围内。7.根据权利要求6所述的多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法，其特征在于，测控弧段搜索起始时刻和测控弧段搜索起始纬度幅角的计算过程如下：若任务类型为高度调整，则有：若任务类型为高度调整，则有：若任务类型为高度调整，则有：若任务类型为高度调整，则有：其中，表示第一次点火结束时偏近点角，e
tr
表示转移轨道偏心率，表示第一次点火结束时纬度幅角，表示第二次点火结束时纬度幅角，ω
t
表示转移轨道近地点幅角，表示第二次点火起始时偏近点角，t
start
表示任务执行时刻，t
scan
表示测控弧段搜索起始时刻，u
scan
表示测控弧段搜索起始纬度幅角；若任务类型为倾角调整，则有：
其中，表示第一次点火起始时刻偏近点角，e
start
表示任务执行时刻偏近点角；若任务类型为组合调整，则有：若任务类型为组合调整，则有：若任务类型为组合调整，则有：若任务类型为组合调整，则有：8.根据权利要求7所述的多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法，其特征在于，根据地面站测控条件决定卫星部署的纬度幅角，使卫星部署过程处于地面站测控范围内，包括：以t
scan
时刻的平均轨道根数作为起始轨道根数，以δt为步长，进行连续轨道递推，得到每一步的时间t
n
和轨道根数[a
n e
n i
n ω
n ω
n u
n
]，转换至位置点坐标为[x
84
(n) y
84
(n) z
84
(n)]；其中，表示目标平均轨道倾角，表示目标平均升交点赤经，表示目标平均近地点幅角，a
n
表示第n个递推点平均半长轴，e
n
表示第n个递推点平均偏心率，i
n
表示第n个递推点平均轨道倾角，ω
n
表示第n个递推点平均升交点赤经，ω
n
表示第n个递推点平均近地点幅角，u
n
表示第n个递推点平均纬度幅角；记第i个地面站的位置点为[x
d(i) y
d(i) z
d(i)
]
t
，第i个地面站的椭球铅垂向量为f
i
，第i个地面站的与飞行器连线矢量为n
i
，则：根据f
i
和n
i
，确定θ
i
：θ
i
＝arccos(n
i
·
f
i
)
其中，θ
i
表示第i个地面站的与飞行器连线矢量与地面站椭球铅垂向量的夹角，θ
i
∈[0,π]；若θ
i-θ
om
＜0，则flagd
i
＝0，确定该位置点为测控终点，记录该位置点纬度幅角若θ
i-θ
om
≥0，则flagd
i
＝1，确定该位置点为测控起点，记录该位置点纬度幅角其中，θ
om
表示地面站观测锥角，flagd
i
表示测控可观测标志。9.根据权利要求8所述的多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法，其特征在于，卫星部署规划结果，包括：任务类型、任务可行性、估计燃料消耗m
zy
、执行时刻纬度幅角u
start
、第一次点火时长t1、第二次点火时长t2、第一次点火起点第二次点火起点测控弧段起点和测控弧段终点。10.根据权利要求9所述的多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法，其特征在于，若确定当前剩余燃料不满足卫星部署任务需求，则向地面下传“目标任务可行性”为不可行，并结束自主规划流程。

技术总结
本发明公开了一种多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法，包括：接收地面上注的卫星部署任务；判断当前剩余燃料是否满足卫星部署任务需求；若确定当前剩余燃料满足卫星部署任务需求，则根据当前平均轨道根数与目标平均轨道根数，判断任务类型；其中，任务类型，包括：高度调整、倾角调整和组合调整；根据确定的不同任务类型，计算点火时长和点火段纬度幅角，生成点火序列；根据生成的点火序列，进行卫星部署规划；将卫星部署规划结果下传至地面，若地面允许执行，则按照卫星部署规划结果执行任务。本发明旨在使空间转移飞行器具备在线自主轨迹规划能力，充分发挥其灵活性强的特点。点。点。


技术研发人员：黄飞 朱舰 王访寒 杨孔进 梁家成 许瑞振
受保护的技术使用者：上海航天控制技术研究所
技术研发日：2022.12.30
技术公布日：2023/6/7