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申请/专利权人：中国人民解放军国防科技大学

摘要：本申请涉及一种对视太阳同步定向观测的伴飞轨道规划方法及装置。通过设计伴飞构型；在伴飞构型中，伴飞航天器飞行过程中始终处于目标航天器与视太阳的连线上，且伴飞航天器与目标航天器保持一定距离；在地心惯性坐标系下计算第一方向矢量；并考虑光行差的影响对第一方向矢量进行修正，得到第二方向矢量；将地心惯性坐标系下的第二方向矢量转换为RSW坐标系下的第三方向矢量；基于伴飞任务参数与第三方向矢量，确定相对位置约束条件；然后采用等时间间隔脉冲机动规划伴飞轨迹，得到对视太阳同步定向观测的伴飞轨道。本发明实现了在视太阳方向完全顺光观测的轨道规划，为目标航天器的外部环境可视化监测提供了有效的飞行技术支持。

主权项：1.一种对视太阳同步定向观测的伴飞轨道规划方法，其特征在于，所述方法包括：基于RSW坐标系及太阳矢量的变化规律，设计伴飞构型；在所述伴飞构型中，伴飞航天器飞行过程中始终处于目标航天器与视太阳的连线上，且伴飞航天器与目标航天器保持一定距离；在地心惯性坐标系下，根据目标航天器的位置矢量与太阳的位置矢量，计算第一方向矢量；考虑光行差的影响，对所述第一方向矢量进行修正，得到第二方向矢量；基于坐标系转换矩阵，将地心惯性坐标系下的所述第二方向矢量转换为RSW坐标系下的第三方向矢量；基于所述伴飞构型获取伴飞任务参数，根据所述伴飞任务参数与所述第三方向矢量，确定伴飞轨迹中脉冲机动的相对位置约束条件；基于所述脉冲机动的相对位置约束条件与所述伴飞任务参数，采用等时间间隔脉冲机动规划伴飞轨迹，得到对视太阳同步定向观测的伴飞轨道；所述考虑光行差的影响，对所述第一方向矢量进行修正，得到第二方向矢量，包括：考虑光行差的影响，对所述第一方向矢量进行修正，得到目标航天器指向视太阳的方向矢量，即第二方向矢量表示为： ；式中，为光速常量；为目标航天器的当地轨道角速度；基于坐标系转换矩阵，将地心惯性坐标系下的所述第二方向矢量转换为RSW坐标系下的第三方向矢量，包括：定义初等转换矩阵，表示为： ；则得到地心惯性坐标系到RSW坐标系的坐标系转换矩阵为： ；通过坐标系转换矩阵，得到RSW坐标系下目标航天器指向视太阳的方向矢量，即第三方向矢量，表示为： ；式中，表示纬度幅角；表示轨道倾角；表示升交点赤经。

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