快速重访卫星轨道设计方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航天技术领域，具体的涉及一种快速重访卫星轨道设计方法。
【背景技术】
[0002] 空间快速响应是指在发生战争或自然灾害等突发事件时，能够在短时间内完成航 天器的生产、装配、测试和发射任务，并尽快地使航天器进入标准轨道，实现其预期的功能。 快速响应包括快速进入空间和快速应用空间两方面。前者要求运载火箭具备在数小时内将 有效载荷送入用户指定轨道的能力。快速应用空间要求不能按照现有空间利用方法，在卫 星入轨后还要花费数月时间完成在轨测试与校正的话，快速进入空间也将失去快速响应的 意义。空间快速响应轨道是指能实现快速响应空间任务的轨道。快速响应空间轨道需满足 以下要求：
[0003] (1)应急能力，以该轨道为目标的卫星，在发射后几小时内即可返回数据；
[0004] (2)低成本，有效载荷可利用小型发射工具进行发射入轨，发射成本低；
[0005] (3)任务响应时间短，入轨后短时间内可实现对目标的访问；
[0006] (4)重复性高，可实现对目标的重复观测。
[0007] 根据快速响应空间技术对应急轨道的要求，能满足上述要求的应急轨道主要有两 类:低地球轨道(LE0)和较低的大椭圆轨道(ΗΕ0)。通常考虑的轨道有眼镜蛇轨道、魔法轨 道、太阳同步LE0、快速进入LE0和重复覆盖LE0。其中快速进入的近地轨道和重复覆盖的低 地球轨道适合于指定区域的应急侦察监视任务。应急侦察监视任务要求侦察卫星在接到任 务需求后能够快速获取地面目标的信息并完成数据回传，这一特点对卫星在军民方面均具 有极高的应用价值。
[0008] 众多研究人员针对指定区域的应急侦察任务提出了快速响应轨道设计方法，其核 心思想是针对给定的目标区域建立快速响应轨道的优化模型，采用数值优化算法，搜索最 优解，因而存在计算量大、耗时长、模型不通用的缺点。
【发明内容】
[0009] 本发明的目的在于提供一种快速重访卫星轨道设计方法，该发明解决了现有快速 响应轨道设计方法存在计算量大、耗时长、模型不通用的技术问题。
[0010] 本发明提供一种快速重访卫星轨道设计方法，包括以下步骤：
[0011] 步骤S100:构建快速重访卫星轨道的设计模型，设计模型包括:轨道的回归圈数N 和回归天数D，轨道的轨道倾角i和轨道的升交点从Μ点到P点时在轨卫星转过的整圈数n，其 中，Μ点为在轨卫星升段过程中对地面目标点L访问时，轨道的升交点在赤道上的位置任意 点;Ρ点为在轨卫星降段过程中对目标点L访问时，轨道的升交点在赤道上的位置任意点；
[0012] 步骤S200:在设计模型中带入无约束条件下优化得到的回归圈数Ν、回归天数D和 整圈数η，计算得到快速重访卫星轨道的轨道倾角i ;
[0013] 步骤S300:将升交点进动角速度Ω计算公式和升交点周期1计算公式带入设计模 型中，得到轨道的轨道高度Η计算公式，将步骤S200中得到的轨道倾角i带入轨道高度Η计算 公式中，计算得到轨道的轨道高度Η;
[0014] 步骤S400:获取目标点L的经度和炜度％，并将步骤S200中得到的轨道倾角i、回 归圈数N和回归天数D，带入设计模型中，求解轨道的升交点赤经Ω ;
[0015] 步骤S500:依据计算得到的轨道高度H、轨道倾角i、升交点赤经Ω确定具有快速响 应功能的快速重访卫星轨道。
[0016] 进一步地，设轨道过顶目标点的升交点必须经过Μ点，同时设轨道的升交点重复交 替地经过Μ点和Ρ点，得到设计模型包括：
[0018] 其中ω0为地球自转角速度，?为升交点进动角速度，Ts为升交点周期，i为轨道倾 角，外为目标点炜度，为目标点经度，η为升段访问目标点和降段访问目标点之间卫星转 过的圈数。
[0019] 进一步地，Μ点的经度人3与目标点L经度λτ和炜度典、Ρ点的经度λ Ρ与目标点L经度Al 和炜度I，分别满足下式：
[0021]进一步地，设轨道的升交点重复交替地经过Μ点和P点时，轨道为回归轨道，满足 乂 -= ?7： (?, -??)，将该公式带入式2中得到：
[0024]进一步地，为使卫星过顶目标点升交点经过Μ点，升交点赤经Ω为：
[0026]进一步地，以卫星在轨的重访时间为优化目标，重访时间计算公式：
，其中Τ为轨道的轨道周期；
[0027]
，将重访时间公式对回归天数D、回归圈数N和整圈数η求偏导，得到在无约 束条件下，轨道最优解对应的回归圈数Ν、回归天数D和整圈数η。
[0028] 进一步地，将圆轨道的升交点进动角速度Ω的计算公式和轨道的升交点周期1带
中得到轨道高度Η的计算公式
力系数，J2为常数，ae为地球半径，Η为轨道高度，且有μθ = 398603 X 109m3/s2，J2 = -1082.627 X10-6，ae = 6378163m。
[0029] 进一步地，圆轨道的升交点进动角速度?的计算公式为
[0030] 进一步地，升交点周期Ts的计数公式.
[0031] 本发明的技术效果：
[0032] 本发明提供快速重访卫星轨道设计方法针对指定区域的快速侦察监视任务的需 求，设计后得到的低轨圆轨道的升段、降段均过顶地面目标，使在轨卫星可以在不进行测摆 的基础上实现一天内对地面目标的两次观测，提高在轨卫星对目标地物的重复率，提高了 卫星对地观测的分辨率，使得星上无需搭载复杂的载荷即可实现对目标物的准确观测，降 低了星上有效载荷的复杂性，满足了快速响应轨道的低成本、高重复性及快速响应性等要 求。
[0033] 具体请参考根据本发明的快速重访卫星轨道设计方法提出的各种实施例的如下 描述，将使得本发明的上述和其他方面显而易见。
【附图说明】
[0034] 图1是本发明提供的快速重访卫星轨道设计方法流程示意图；
[0035] 图2是本发明提供的快速重访卫星轨道设计方法的优选实施例的流程示意图。
【具体实施方式】
[0036] 构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实 施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。
[0037] 本发明快速重访卫星轨道设计方法建立了升段降段均过顶地面目标的重复观察 轨道数学模型;得到了该类型轨道的轨道根数约束方程及该约束方程有解的条件;建立了 重复观察轨道优化模型；分析了该类型轨道根数对重访时间的影响，最终得到了重复观察 轨道的解析最优解。
[0038] 参见图1~2,本发明提供的快速重访卫星轨道设计方法包括以下步骤：
[0039] 步骤S100 :构建快速重访卫星轨道的设计模型，设计模型包括:轨道的回归圈数N 和回归天数D，轨道的轨道倾角i和轨道的升交点从Μ点到P点时在轨卫星转过的整圈数n，其 中，Μ点为在轨卫星升段对地面目标点L访问时升交点在赤道上的投影点;P点为在轨卫星降 段对目标点L访问时升交点在赤道上的投影点；
[0040] 步骤S200:在设计模型中带入无约束条件下优化得到的回归圈数N、回归天数D和 整圈数η，计算得到快速重访卫星轨道的轨道倾角i ;
[0041] 步骤S300:将升交点进动角速度_0_计算公式和升交点周期1计算公式带入设计模 型中，得到轨道的轨道高度Η计算公式，将步骤S200中得到的轨道倾角i带入轨道高度Η计算 公式中，计算得到轨道的轨道高度Η;
[0042] 步骤S400:获取目标点L的经度λτ和炜度外，并将步骤S200中得到的轨道倾角i、回 归圈数N和回归天数D，带入设计模型中，求解轨道的升交点赤经Ω ;
[0043] 步骤S500:依据计算得到的轨道高度H、轨道倾角i、升交点赤经Ω确定具有快速响 应功能的快速重访卫星轨道。
[0044] 具体的包括以下步骤：
[0045] 步骤S100:获取任意定地面目标点L的经度和炜度％，构建快速重访卫星轨道的 数学模型。
[0046]卫星升段过程中对目标点L访问时升交点位于赤道的Μ点，卫星降段对目标点访问 时升交点位于赤道的Ρ点。考虑地球扁率J2项摄动作用，在圆轨道的基础上计算推导出Μ、Ρ 点的经度：
[0048]其中人为|/[点的经度，λΡ为Ρ点的经度，i为轨道倾角，Ts为升交点周期，为地球 自转角速度，以为升交点进动角速度，1^为升交点周期。
[0049]首先，要使卫星过顶目标点升交点必须经过Μ点，故升交点赤经Ω可取为：
[0051] 其次，若升交点重复交替地经过Μ、Ρ点，则卫星可实现升降段重复观察地面目标 点，快速重访卫星轨道为回归轨道，且还需满足下式：
[0052] λα-λρ =ηΤ{ω -〇) (3)
[0053] 其中，η为升交点从Μ点到Ρ点时卫星转过的整圈数。
[0054]将式（1)代入式(3)得到：
[0056]最后，由轨道力学基础知识可知回归轨道需满足下式
[0058]其中，N为回归圈数，D为回归天数。
[0059]将式(5)代入式(4)，并结合式(2)，得到快速重访卫星轨道的数学模型：
[0061]由式(6)可知一组D、N和η可以唯一确定一条快速重访卫星轨道，故在优化设计快 速重访卫星轨道时将D、N和η作为变量。
[0062] 步骤S200:通过D、N和η得到最优的快速重访卫星轨道的轨道倾角：
[0063] 升段观察目标点后降段观察目标点之间的时间间隔为重访时间，是快速响应轨道 的一项重要指标。以重访时间为优化目标，在无其它约束条件下得到快速重访卫星轨道的 最优解。重访时间可由下式计算：
[0065] 忽略轨道倾角对轨道周期Τ的影响即
，将重访时间对优化变量D、N和η求偏导 得到：
[0067]