空间4N卫星正方形编队设计方法、系统、设备及存储介质与流程

技术特征：
1.一种空间4n卫星正方形编队设计方法，其特征在于，包括以下步骤：获取空间4n卫星正方形编队中卫星的数量n、正方形的边长d；确定正方形顶点上的四个卫星对应的绕飞半径和相位角，利用几何关系公式计算出其他卫星的绕飞半径和相位角；进而利用绕飞圆一阶条件和周期匹配条件计算得到所有卫星对应的初始相对位置和速度；利用卫星相对初始位置和速度计算并输出整个4n卫星正方形编队的轨道参数；完成构型初始化部署任务。2.根据权利要求1所述的空间4n卫星正方形形编队的设计方法，其特征在于，确定正方形顶点上的四个卫星对应的绕飞半径和相位角包括：确定4n卫星正方形卫星编队构型顶点处的4颗卫星的绕飞半径和相位角；根据其余4(n
‑
1)颗卫星与4颗顶点处卫星之间的几何关系，计算除其余的4(n
‑
1)颗卫星的绕飞半径和相位角。3.根据权利要求1或2所述的空间4n卫星正方形编队设计方法，其特征在于，确定正方形顶点上的四个卫星对应的绕飞半径和相位角具体为：确定正方形顶点上的4颗卫星对应的绕飞半径和相位角，具体公式如下：其中，d是4n颗卫星所构成的正方形编队的边长，r1、r
n 1
、r
2n 1
、r
3n 1
是第1、n 1、2n 1、3n 1颗卫星的绕飞半径，θ1、θ
n 1
、θ
2n 1
、θ
3n 1
是第1、n 1、2n 1、3n 1颗卫星的相位角；根据几何位置关系推导计算出除4颗顶点处卫星以外的其余4(n
‑
1)颗卫星的绕飞半径以及相位角，第i颗卫星的绕飞半径r
i
和相位角θ
i
，具体公式为：，具体公式为：其中i≠1、n 1、2n 1、3n 1，r
i
是第i个卫星的绕飞半径，r
i
‑1是第i
‑
1个卫星的绕飞半径，d正方形编队顶点处卫星之间的距离，即正方形边长，4n是卫星编队中的卫星数量，θ
i
是第i个卫星的相位角，θ
i
‑1是第i
‑
1个卫星的相位角，表示该颗卫星在正方形框架的第m
i
条边上。
4.根据权利要求1或2所述的空间4n卫星正方形编队设计方法，其特征在于，利用几何关系公式计算出其他卫星的绕飞半径和相位角包括：利用空间相对运动中c
‑
w方程下的空间圆编队条件，计算得到所有卫星对应的初始相对位置和速度：根据周期匹配原理考虑编队中心和各个卫星的机械能相等，对正方形编队中的各个卫星速度进行修正。5.根据权利要求4所述的空间4n卫星正方形编队设计方法，其特征在于，利用几何关系公式计算出其他卫星的绕飞半径和相位角具体为：利用空间相对运动中c
‑
w方程下的空间圆编队条件，计算得到所有卫星对应的初始相对位置和速度：其中，x
i
、y
i
、z
i
、分别为第i个卫星的各个方向的相对位置和速度，r
i
为第i个卫星的绕飞半径，θ
i
为第i个卫星的相位角；根据周期匹配原理考虑编队中心和各个卫星的机械能相等，对正方形编队中的各个卫星速度进行修正，对y方向的速度进行了修正。6.一种空间4n卫星正方形形编队设计系统，其特征在于，包括：获取模块，用于获取空间4n卫星正方形编队中卫星的数量n、正方形的边长d；计算模块，用于确定正方形顶点上的四个卫星对应的绕飞半径和相位角，利用几何关系公式计算出其他卫星的绕飞半径和相位角；进而利用绕飞圆一阶条件和周期匹配条件计算得到所有卫星对应的初始相对位置和速度；输出模块，用于利用卫星相对初始位置和速度计算并输出整个4n卫星正方形编队的轨道参数；完成构型初始化部署任务。7.一种电子设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中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计算机程序时实现权利要求1
‑
5任一项所述空间4n卫星正方形编队设计方法的步骤。8.一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1
‑
5任一项所述空间4n卫星正方形形编队设计方法的
步骤。

技术总结
本发明设计了一种空间4N卫星正方形编队设计方法、系统、设备及存储介质，输入空间4N卫星正方形编队中卫星的数量N、正方形的边长d；确定正方形顶点上的四个卫星对应的绕飞半径和相位角，利用几何关系公式计算出其他卫星的绕飞半径和相位角；利用绕飞圆编队条件和周期匹配条件计算得到所有卫星对应的初始相对位置和速度；利用已经计算出的卫星相对初始位置和速度进一步推导计算出整个4N卫星正方形编队的轨道参数。本方法适用范围较广，可用于设计数量为4N(N≥1)的空间卫星正方形编队，可为实际工程应用中的卫星编队任务的设计提供参考。考。考。


技术研发人员：党朝辉 唐生勇 刘培栋 许旭升
受保护的技术使用者：西北工业大学
技术研发日：2021.07.20
技术公布日：2021/11/29