鸟巢式星座及其设计方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航天飞行器总体设计领域，特别涉及一种鸟巢式星座及其设计方法。
【背景技术】
[0002] 目前，传统的星座设计多采用walkerj星座等设计方法，将多颗卫星分布在轨道 参数基本相同的几个轨道面上（升交点赤经均匀分布），每个轨道面再均匀分布几颗卫星 (相位均匀分布）。该方法简化了星座的轨道设计，具有易操作、星座构型直观等特点。然而 另一方面，简化的星座设计使得其抗毁伤能力极弱，敌意目标仅需要极小的代价(例如，燃 料消耗等）即可实现对多个目标的批量破坏。从星座防护角度分析，传统的简化星座设计无 法满足未来空间装备的生存需求。
[0003] 鸟巢式星座顾名思义，是将卫星在星座中的分布设计为类似鸟巢的形式。星座中 卫星的轨道分布看似杂乱，实则遵循一定规律。以导航功能星座为例，鸟巢式星座的导航精 度与传统星座基本一致，但各卫星间的轨道不再完全近似，使得敌意行动所需的代价将有 所增加，再通过各卫星本身的机动能力，可使得星座生存能力进一步增强。由此可见，新型 星座在不影响星座功能的前提下，可在一定程度上提高运行鲁棒性。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的在于解决一种具有较高生存能力的星座设计问题。
[0005] 为解决上述技术问题，本发明提供了一种鸟巢式星座设计方法，包括以下步骤：
[0006] S1、确定星座标称虚拟轨道面的总数Μ和每个所述标称虚拟轨道面周边分布的卫 星数Α，所述j为大于等于1且小于等于Μ的整数，所述j的初始值为1;
[0007] S2、在惯性坐标系下，以oxy平面为基准，设计第j个标称虚拟轨道面周边的卫星轨 道参数；
[0008] S3、将卫星轨道参数根据坐标变换矩阵旋转至所述第j个标称虚拟轨道面周边；
[0009] S4、取所述j = j+l，若所述j大于所述M，执行步骤S5,若所述j小于或者等于所述M， 执行步骤S2;
[0010] S5、生成星座中所有卫星的轨道参数。
[0011] 进一步的，步骤S2中所述的卫星轨道参数包括：
[0012] Nj颗卫星在标称虚拟轨道面内的相位分布角Φ j,k;
[0013] 各卫星偏离标称虚拟轨道的倾斜角度Ij,k;
[0014] 各卫星轨道偏尚标称虚拟轨道的偏心率Ej,k;
[0015] 其中所述k为大于等于1且小于等于化的整数。
[0016] 作为优选的，所述倾斜角度Uk为5°，所述偏心率&,k为0.03765,卫星在所述标称 虚拟轨道面内均匀分布。
[0017] 进一步的，步骤S3中所述的坐标变换矩阵包括：
[0018] 由所述惯性坐标系的oxy基准平面旋转至第j个所述标称虚拟轨道面所需的升交 点赤经角Ω j;
[0019] 由所述惯性坐标系的oxy基准平面旋转至第j个所述标称虚拟轨道面所需的轨道 倾角ij;
[0020] 由所述惯性坐标系的oxy基准平面旋转至第j个所述标称虚拟轨道面所需的近地 点角距ω j;
[0021] 由所述惯性坐标系的oxy基准平面旋转至第j个所述标称虚拟轨道面所需的相位 调整角％。
[0022]进一步的，所述坐标变换矩阵为(>(：τζ(ω?+φ』)(：τχ:(;^€ τζ(%)。
[0023] 作为优选的，所述轨道倾角k为55°。
[0024] 作为优选的，所述相位调整角的调整差值为±35°。
[0025]作为优选的，所述近地点角距ω j为0°。
[0026] 作为优选的，所述标称虚拟轨道面的升交点在oxy基准平面内均匀分布。
[0027] 本发明还提供了一种鸟巢式星座，运用了上述任意一项所述的方法设计得到，其 特征在于，所述鸟巢式星座的⑶0P值在2.1以下。
[0028] 本发明相比现有的卫星星座，除了星座的区域覆盖性能相近外，可降低星座内多 目标同时被破坏的风险，提高系统的鲁棒性。
【附图说明】
[0029] 图1为本发明中鸟巢式星座设计方法的步骤流程图。
[0030] 图2为本发明中星座在J2000坐标系下星座轨道示意图。
[0031] 图3为本发明中经坐标变换后的星座轨道。
[0032] 图4为本发明中鸟巢式星座的结构示意图。
[0033]图5为本发明中鸟巢式星座的⑶0P性能分析图。
【具体实施方式】
[0034] 为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面以J2000惯性坐标系下的星座 设计为例，将结合附图对本发明的各实施方式进行详细的阐述。
[0035] 在本实施例中，提供了一种鸟巢式星座设计方法，如图1所示，包括以下步骤：
[0036] S1、确定星座虚拟轨道面的总数Μ和每个虚拟轨道面周边所分布的卫星数N」，j = 1，2，···，Μ，取初始值 j = l。
[0037] 在本实施例中，取M=6，Nj分别取6,5,5,6,5,5,即在星座中部署32颗卫星，同时确 保相对均匀地分布在6个虚拟轨道面附近。
[0038] S2、在J2000坐标系下，以oxy平面为基准，设计第j个虚拟轨道面周边的卫星轨道 参数。其中，卫星轨道参数包括Nj颗卫星在虚拟轨道面内的相位分布角Φ j,k;各卫星偏离标 称虚拟轨道的倾斜角度Ij,k;以及各卫星轨道偏离标称虚拟圆轨道的偏心率Ej,k;其中所述k 为大于等于1且小于等于％的整数。
[0039]在本实施例中，考虑卫星相对均匀地分散在标称虚拟轨道面的一个条带区域，倾 斜角度均取5° ;偏心率均取0.03765;当j = 1，4时，将6颗卫星在标称轨道面内均匀分布，分 别取相位分布角为0°，60°，120°，180°，240°，300° ;当j = 2,3,5,6时，将5颗卫星在标称轨道 面内均匀分布，分别取相位分布角为0°，72°，144°，216°，288°。在J2000系下，第1个虚拟轨 道面周边的卫星轨道设计如图2所示。
[0040] S3、将卫星轨道参数根据坐标变换矩阵旋转至所述第j个标称虚拟轨道面周边。其 中，坐标变换矩阵包括以下四个参数。
[0041]由所述惯性坐标系的oxy基准平面旋转至第j个所述标称虚拟轨道面所需的升交 点赤经角Ω」；在本实施例中，将6个标称虚拟轨道面的升交点在oxy基准平面内均匀分布， Ω j分别取0°，60°，120°，180°，240°，300°。
[0042] 由所述惯性坐标系的oxy基准平面旋转至第j个所述标称虚拟轨道面所需的轨道 倾角ij;在本实施例中，考虑对全球区域的均匀覆盖，ij均取55°。
[0043] 由所述惯性坐标系的oxy基准平面旋转至第j个所述标称虚拟轨道面所需的近地 点角距ω」;在本实施例中，为了简化考虑升交点与近地点重合的情况，均取〇°。
[0044] 由所述惯性坐标系的oxy基准平面旋转至第j个所述标称虚拟轨道面所需的相位 调整角Φ」；在本实施例中，考虑每个虚拟轨道面的参考基准适当错位，确保卫星相对均匀 分布，第1，4虚拟面调整角取0° ;第2，5虚拟面调整角取35° ;第3，6虚拟面调整角取325°。
[0045] 按照上述的参数，根据坐标变换矩阵
，便可以将 轨道参数旋转变化为实际的轨道参数。其中，(^Λω,+φ#和CTZ( Ω」)均表示绕ζ轴旋转的坐 标变换矩阵，CTx(ij)表示绕X轴旋转的坐标变换矩阵。经坐标旋转后的星座轨道如图3所示。
[0046] S4、取所述j = j+l，若所述j大于所述M，执行步骤S5,若所述j小于或者等于所述M， 执行步骤S2;
[0047] S5、生成星座中所有卫星的轨道参数。根据上述参数以及设计所得的示例鸟巢式 导航星座如图4所示。
[0048]设计完成后，通过导航定位几何精度系数⑶0P评估导航星座性能：
[0049]
[0050] 其中σχ、、σγσζ三个位置方向的精度系数，ot为时钟偏差系数，各参数由位置测量信 息和时钟误差信息相关的几何精度系数矩阵计算得到。
[0051 ]通过上述公式的初步分析，在本实施例中的鸟巢式导航星座的GD0P值均在2.1以 下，导航精度较为理想，如图5所示。
[0052]本领域的普通技术人员可以理解，上述实施方式是实现本发明的具体实施例，而 在实际应用中，可以在形式上和细节上对其作各种改变，例如将本实施例中的轨道参数进 行适当调整等有效替换均属于本发明的保护范围，不偏离本发明的精神和范围。
【主权项】
1. 一种鸟巢式星座设计方法，其特征在于，包括W下步骤： 51、 确定星座标称虚拟轨道面的总数M和每个所述标称虚拟轨道面周边分布的卫星数 Nj,所述j为大于等于1且小于等于M的整数，所述j的初始值为1; 52、 在惯性坐标系下，Woxy平面为基准，设计第j个标称虚拟轨道面周边的卫星轨道参 数； 53、 将所述卫星轨道参数根据坐标变换矩阵旋转至所述第j个标称虚拟轨道面周边，生 成该卫星的轨道参数； 54、 取所述j = j+l，若所述j大于所述M，执行步骤S5,若所述j小于或者等于所述M，返回 步骤S2; 55、 根据所述卫星的轨道参数生成鸟巢式星座。2. 根据权利要求1所述的鸟巢式星座设计方法，其特征在于，步骤S2中所述的卫星轨道 参数包括： Nj颗卫星在标称虚拟轨道面内的相位分布角O j,k; 各卫星偏离标称虚拟轨道的倾斜角度I j, k; 各卫星轨道偏离标称虚拟轨道的偏屯、率Ej,k; 其中所述k为大于等于1且小于等于叫的整数。3. 根据权利要求2所述的鸟巢式星座设计方法，其特征在于，所述倾斜角度Uk为5°，所 述偏屯、率Ej, k为0.03765，卫星在所述标称虚拟轨道面内均匀分布。4. 根据权利要求1所述的鸟巢式星座设计方法，其特征在于，步骤S3中所述的坐标变换 矩阵包括： 由所述惯性坐标系的oxy基准平面旋转至第j个所述标称虚拟轨道面所需的升交点赤 经角Q j; 由所述惯性坐标系的oxy基准平面旋转至第j个所述标称虚拟轨道面所需的轨道倾角 ij; 由所述惯性坐标系的oxy基准平面旋转至第j个所述标称虚拟轨道面所需的近地点角 距《 j; 由所述惯性坐标系的oxy基准平面旋转至第j个所述标称虚拟轨道面所需的相位调整 角夺i〇5. 根据权利要求4所述的鸟巢式星座设计方法，其特征在于，所述坐标变换矩阵为C = 〔了,（ W j+ j)cTx( ij)cTz( Q j)。6. 根据权利要求4所述的鸟巢式星座设计方法，其特征在于，所述轨道倾角iJ为55°。7. 根据权利要求4所述的鸟巢式星座设计方法，其特征在于，所述相位调整角Cp j的调 整差值为±35°。8. 根据权利要求4所述的鸟巢式星座设计方法，其特征在于，所述近地点角距CO J为0°。9. 根据权利要求4所述的鸟巢式星座设计方法，其特征在于，所述标称虚拟轨道面的升 交点在oxy基准平面内均匀分布。10. -种鸟巢式星座，其特征在于，运用了权利要求1至9中任意一项所述的方法设计得 到，所述鸟巢式星座的GDOP值在2.1W下。
【专利摘要】鸟巢式星座及其设计方法，本发明涉及一种星座设计方法，所要解决的技术问题是提供一种多颗卫星在空间中的分布式设计方法，在不影响星座性能的前提下，解决传统walker、δ星座设计采用相似轨道、生存能力弱的问题。其特征在于：将卫星设计分布在轨道参数近似的几个虚拟轨道面内，近似同轨道面的几颗卫星以松散形式近似均匀分布，通过卫星间的多重协同覆盖完成特定任务。本发明使用复杂星座构型完成协同覆盖任务，在不影响星座性能的同时可提高星座运行鲁棒性。
【IPC分类】B64G1/10, G05D1/08
【公开号】CN105511483
【申请号】CN201510875617
【发明人】唐生勇, 沈晓凤, 曾占魁, 康志宇, 肖余之
【申请人】上海宇航系统工程研究所
【公开日】2016年4月20日
【申请日】2015年12月2日