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申请/专利权人：中国科学院空间应用工程与技术中心

摘要：本发明涉及一种地月共振轨道日食规避方法、装置、电子设备及介质，该方法包括：获取地月空间下的共振轨道对应的日食分布特征，日食分布特征包括地影分布特征和月影分布特征；在日食分布特征满足日食分布特征对应的第一规避触发条件时，根据日食分布特征，采用第一规避策略确定航天器的第一目标机动相位和第一目标机动代价，航天器运行在共振轨道；在日食分布特征满足日食分布特征对应的第二规避触发条件时，根据日食分布特征，采用第二规避策略确定航天器的第二目标机动相位和第二目标机动代价。通过本发明的方法，能够快速高效计算最佳的日食规避机动位置，且所需机动代价较小。

主权项：1.一种地月共振轨道日食规避方法，其特征在于，包括以下步骤：获取地月空间下的共振轨道对应的日食分布特征，所述日食分布特征包括地影分布特征和月影分布特征；在所述日食分布特征满足所述日食分布特征对应的第一规避触发条件时，根据所述日食分布特征，采用第一规避策略确定航天器的第一目标机动相位和第一目标机动代价，所述航天器运行在所述共振轨道，所述第一目标机动代价为航天器通过地影的电池耗能；在所述日食分布特征满足所述日食分布特征对应的第二规避触发条件时，根据所述日食分布特征，采用第二规避策略确定所述航天器的第二目标机动相位和第二目标机动代价，所述第二目标机动代价为航天器通过月影的电池耗能；所述地影分布特征包括发生地影时对应的各个第一相位和各个第一时长，对于每个所述第一相位，所述第一相位为太阳和地球之间的连线与所述共振轨道的交点之间的真近点角；所述月影分布特征包括发生月影时对应的各个第二相位和各个第二时长，对于每个所述第二相位，所述第二相位为初始状态下太阳和月亮之间的连线与所述共振轨道的交点之间的相位；当所述地影分布特征包括各个第一相位时，所述第一规避触发条件为地影连续分布相位大于第一设定相位，各个所述第一相位包括所述地影连续分布相位；当所述地影分布特征包括各个第一时长时，所述第一规避触发条件为当前初始太阳相位角下的共振轨道地影时长大于航天器最大允许阴影持续时间，各个所述第一时长包括所述共振轨道地影时长；当所述月影分布特征包括各个第二相位时，所述第二规避触发条件为月影连续分布相位小于第二设定相位，各个所述第二相位包括所述月影连续分布相位；当所述月影分布特征包括各个第二时长时，所述第二规避触发条件为当前初始太阳相位角下的共振轨道月影时长大于所述航天器最大允许阴影持续时间，各个所述第二时长包括所述共振轨道月影时长；在所述日食分布特征满足所述日食分布特征对应的第一规避触发条件时，所述根据所述日食分布特征，采用第一规避策略确定航天器的第一目标机动相位和第一目标机动代价，包括：在所述地影分布特征满足所述地影分布特征对应的第一规避触发条件时，根据所述地影分布特征，通过轨道面外法向机动规避策略确定航天器的第一目标机动相位和第一目标机动代价；其中，所述轨道面外法向机动规避策略为将垂直于所述共振轨道所在平面的速度作为目标速度的轨道机动方法，所述目标速度为使所述航天器的位置发生改变所施加的速度脉冲；所述根据所述地影分布特征，通过轨道面外法向机动规避方法确定航天器的第一目标机动相位和第一目标机动代价，包括：S21，在圆型限制性三体模型下，控制所述航天器在所述共振轨道上绕地球旋转多圈，得到所述共振轨道在日-地旋转系下的多个半长轴和多个偏心率，并计算多个所述半长轴的平均半长轴，以及多个所述偏心率的平均偏心率；S22，根据所述平均偏心率和所述平均半长轴，通过高斯摄动方程，计算得到单位法向速度脉冲，所述单位法向速度脉冲为向所述共振轨道所在平面的法向施加的单位速度；S23，根据所述单位法向速度脉冲，确定在施加所述单位法向速度脉冲后所述航天器的第一位置改变量；S24，根据所述航天器最大允许阴影持续时间，确定所述航天器在发生日食时的相位对应的第二位置改变量；S25，根据所述第一位置改变量和所述第二位置改变量，确定所述航天器对应的第一目标速度；S26，调整所述航天器的机动位置，根据调整后的位置，重复执行所述S21至S26，直到满足预设的第一调整结束条件，得到多个所述第一目标速度，基于各个所述第一目标速度中最小的第一目标速度对应的航天器的位置，确定所述第一目标机动相位，将所述第一目标机动相位对应的机动代价作为所述第一目标机动代价。

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