一种冻结轨道的偏心率的卫星轨道确定方法
【专利摘要】本发明公开了一种冻结轨道的偏心率的卫星轨道确定方法，该方法包括有初始轨道参数设置，轨道要素的平根数到瞬根数的转换，利用STK软件辅助计算出寿命期内的轨道要素，提取偏心率的极值处理和冻结轨道更新的步骤。本发明提出的方法解决了原有冻结轨道在确定偏心率过程中，在采用高精度计算方法计算时出现计算复杂且时间长，或者在采用低精度计算方法时出现计算过程简单、且精度低的缺陷。
【专利说明】一种冻结轨道的偏心率的卫星轨道确定方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种卫星轨道的确定方法，更特别地说，是指一种冻结轨道的偏心率的确定方法。
【背景技术】
[0002]卫星在轨飞行期间，地球非球型摄动会带来轨道偏心率和近地点幅角的短周期项和长期项变化:短周期项变化由卫星所处纬度决定，无法通过适当的轨道设计予以消除；近地点幅角的长期项将造成轨道拱线的在赤道面内不断进动(以645km高度太阳同步轨道为例，进动周期约为100天)，将对卫星应用产生不利影响，希望通过卫星轨道设计予以消除。
[0003]轨道偏心率的变化极其重要，它是制约各类(不同高度)空间飞行体轨道寿命的关键因素之一。
[0004]由于地球重力场同时存在奇数阶和偶数阶带谐函数系数，即南北半球分布不对称，若将卫星的近地点幅角平根设置为90°以及偏心率平根设置为适当数值，可以消除偏心率和近地点幅角的长期项；该偏心率数值即为冻结轨道的偏心率。对于对地观测遥感和测绘卫星来说，冻结轨道的偏心率和近地点幅角可以保证卫星经过任一纬度时具有相同的对地高度，这对于相机成像是极其有利的。
[0005]中国专利申请号CN200910089663.4，申请日2009年7月23日，发明名称“全天候
覆盖卫星的重访轨道确定方法”。该专利申请通过考察升/降交点的分布顺序随地理纬度变化的规律，可针对双轨覆盖卫星进行重访轨道设计，弥补现有方法仅可针对单轨覆盖进行设计的不足。
[0006]冻结轨道的偏心率的数值与轨道半长轴、倾角以及重力场模型带谐函数系数等有关，求解方法大都采用解析算法:只采用重力场模型带谐函数前两阶系数JjPJ3求解，算法简单但精度较差(杨维廉，基于Brouwer平根数的冻结轨道，中国空间科学技术，1998年10月，第5期，16-21);采用高阶谐函数求解冻结偏心率，可将计算精度提高，但需要展开勒让德多项式导致算法复杂(杨维廉，火星卫星的冻结轨道研究，航天器工程，2011年5月，第3期，20-24)。此外，上述算法均没有考虑重力场模型的田谐函数以及日月引力等因素。
【发明内容】
[0007]为了解决原有冻结轨道在确定偏心率过程中，在采用高精度计算方法计算时出现计算复杂且时间长，或者在采用低精度计算方法时出现计算过程简单、且精度低的缺陷，本发明提出了一种冻结轨道的偏心率的卫星轨道确定方法。
[0008]本发明提出的一种冻结轨道的偏心率的卫星轨道确定方法，该方法包括有初始轨道要素参数设置步骤；轨道要素平根数到瞬根数的转换步骤；采用STK软件计算寿命期内的轨道要素的步骤；偏心率极值处理步骤和卫星冻结轨道更新截止步骤。
[0009]本发明提出的卫星冻结轨道的偏心率的确定方法优点在于:[0010]①本发明的卫星冻结轨道确定方法通过考虑了重力场模型的田谐函数以及日月引力等因素影响，可解决原有确定冻结偏心率方法精度低的不足。
[0011]②本发明的卫星冻结轨道确定方法辅助利用STK软件对不同时刻下的偏心率进行获取，缩短了轨道计算时间，并使得寿命期内的偏心率差值小于阈值，提高了偏心率的稳定性。
[0012]③本发明的卫星冻结轨道确定方法在获得冻结偏心率的过程中，避免了展开勒让德多项式等复杂操作。
【专利附图】
【附图说明】
[0013]图1改进前寿命期内偏心率的平根数曲线图。
[0014]图2改进后寿命期内偏心率的平根数曲线图。
【具体实施方式】
[0015]下面将结合附图和实施例对本发明做进一步的详细说明。
[0016]在1995年12月第I版《航天器飞行动力学原理》，肖业伦编著，第44页的图2_13轨道要素定义中，一般卫星轨道包括有六个要素，其中:
[0017]轨道偏心率记为e，轨道偏心率e的平根数记为Ae，轨道偏心率e的瞬根数记为Be ；
[0018]轨道半长轴记为a，轨道`半长轴a的平根数记为Aa，轨道半长轴a的瞬根数记为Ba ；
[0019]近地点幅角记为ω，近地点幅角ω的平根数记为A ω，近地点幅角ω的瞬根数记为Βω ;
[0020]纬度幅角记为U，纬度幅角u的平根数记为Au，纬度幅角记为u的瞬根数记为Bu ；
[0021]轨道倾角记为i，轨道倾角i的平根数记为Ai，轨道倾角i的瞬根数记为Bi ；
[0022]轨道升交点赤经记为Ω，轨道升交点赤经Ω的平根数记为A Ω，轨道升交点赤经Ω的瞬根数记为ΒΩ。
[0023]为了方便表述说明，卫星轨道要素采用集合形式表达为D= {e,a, ω,π,?, Ω}，卫星轨道要素的平根数采用集合形式表达为AD = {Ae，Aa，A?，AU，Ai，AQ}，卫星轨道要素的瞬根数采用集合形式表达为BD = {Be, Ba,Βω, Bu, Bi，B Ω }。
[0024]在本发明中，将平均轨道根数(或者平均轨道要素)简称为平根数，密切轨道根数(或者密切轨道要素)简称为瞬根数。平根数转换成瞬根数采用S G P 4 (简化普适摄动)算法，请参照:刘光明，文援兰，廖瑛，“基于无奇异变换的双行轨道根数生成算法[J ]”，系统工程与电子技术，2011, 33 (5):1104-1123, Liu Guangming, Wen Yuanlan, Liao Ying.Fitting Algorithm of TLE Parameters Based on Non-singular Transformation [J].Systems Engineering and Electronics。
[0025]在本发明中，卫星寿命期记为T，卫星寿命期T内的初始时刻记为h，第一时刻记为ti，第二时刻记为t2，卫星寿命期T内的任意一时刻记为ti;ti时刻的前一时刻记为ti_1;ti时刻的后一时刻记为ti+1，卫星寿命期T内的最后时刻记为tn，η表示偏心率采集次数。
[0026]在本发明中，冻结轨道(Frozen Orbit)的轨道要素采用矩阵表达为:[0027]
【权利要求】
1.一种冻结轨道的偏心率的卫星轨道确定方法，其特征在于该方法包括有下列步骤: 步骤1:初始参数设置 在初始时刻h下，设置: 步骤1 一 1:轨道半长轴的平根数Aattl、轨道倾角的平根数Aittl、纬度幅角的平根数AuV轨道升交点赤经的平根数A Ω t0 ; 步骤1 一 2:近地点幅角的平根数A ω \，且A ω \等于90度； 步骤1 — 3:轨道偏心率的平根数Aettl,且
2.根据权利要求1所述的冻结轨道的偏心率的卫星轨道确定方法，其特征在于:所述步骤3的STK的计算处理包括有下列步骤: 步骤3 — 1:将步骤二得到的t0时刻的瞬根数BDt0 = (Bet0, Bat0, B ω ; But0, Bit0, B Ω tJ加载至STK软件中进行轨道计算，获得STK软件计算输出的h时刻的轨道偏心率Cettl、轨道半长轴Cattl、近地点幅角Co V纬度幅角Cuttl、轨道倾角Cittl、轨道升交点赤经CQ V为了方便表述说明，h时刻的STK软件计算输出的卫星轨道要素采用集合形式表达为⑶\ = ICetο, Cat0lCwt0, Cut0, Cit0, CQ V}。 步骤3 — 2:将步骤二得到的t0时刻的瞬根数BDt0 = (Bet0, Bat0, B ω V But0, Bit0, B Ω tJ加载至STK软件中进行轨道计算，获得STK软件计算输出的^时刻的轨道偏心率Cet1、轨道半长轴Cat1、近地点幅角Ccot1、纬度幅角Cut1、轨道倾角Cit1、轨道升交点赤经CQ\。为了方便表述说明，h时刻的STK软件计算输出的卫星轨道要素采用集合形式表达为OTt1 = ICetPCat11Ccot1, Cut1, Cit1, CQ \}。 步骤3 — 3:将步骤二得到的t0时刻的瞬根数BDt0 = (Bet0, Bat0, B ω V But0, Bit0, B Ω tJ加载至STK软件中进行轨道计算，获得STK软件计算输出的t2时刻的轨道偏心率Cet2、轨道半长轴Cat2、近地点幅角Ccot2、纬度幅角Cut2、轨道倾角Cit2、轨道升交点赤经CQ\。为了方便表述说明，t2时刻的STK软件计算输出的卫星轨道要素采用集合形式表达为OTt2 = ICet2，Ca、，Co ^Cut2, Cit2, CQ V。 步骤3 — 4:将步骤二得到的t0时刻的瞬根数BDt0 = (Bet0, Bat0, B ω V But0, Bit0, B Ω tJ加载至STK软件中进行轨道计算，获得STK软件计算输出的ti时刻的轨道偏心率Cet1、轨道半长轴Cat1、近地点幅角Ccot1、纬度幅角Cut1、轨道倾角Cit1、轨道升交点赤经CQtitj为了方便表述说明，\时刻的STK软件计算输出的卫星轨道要素采用集合形式表达为OTti = ICet^Cati, C ω\，Cuti, Citi, CQ V。 步骤3 — 5:将步骤二得到的h时刻的瞬根数 BDt0 = (Bet0, Bat0, B ω But0, Bit0, B Ω tJ加载至STK软件中进行轨道计算，获得STK软件计算输出的tn时刻的轨道偏心率Cetn、轨道半长轴Catn、近地点幅角C ω \、纬度幅角CuV轨道倾角Cit1^轨道升交点赤经C Ω 为了方便表述说明，tn时刻的STK软件计算输出的卫星轨道要素采用集合形式表达为CDtn = ICetn, Catn, C ω Cutn, Citn, C Ω tJ。 Cet0表示h时刻的轨道偏心率的瞬根数经STK软件计算输出的轨道偏心率； Cat0表示h时刻的轨道半长轴的瞬根数经STK软件计算输出的轨道半长轴； Cotci表示t(l时刻的近地点幅角的瞬根数经STK软件计算输出的近地点幅角； Cut0表示h时刻的纬度幅角的瞬根数经STK软件计算输出的纬度幅角； Cit0表示h时刻的轨道倾角的瞬根数经STK软件计算输出的轨道倾角； C Ω \表示t(l时刻的轨道升交点赤经的瞬根数经STK软件计算输出的轨道升交点赤经； Cet1表示h时刻的轨道偏心率的瞬根数经STK软件计算输出的轨道偏心率； Cat1表示h时刻的轨道半长轴的瞬根数经STK软件计算输出的轨道半长轴； Ccot1表示tl时刻的近地点幅角的瞬根数经STK软件计算输出的近地点幅角； Cut1表示h时刻的纬度幅角的瞬根数经STK软件计算输出的纬度幅角； Cit1表示时刻的轨道倾角的瞬根数经STK软件计算输出的轨道倾角； CQt1表示tl时刻的轨道升交点赤经的瞬根数经STK软件计算输出的轨道升交点赤经； Cet2表示t2时刻的轨道偏心率的瞬根数经STK软件计算输出的轨道偏心率； Cat2表示t2时刻的轨道半长轴的瞬根数经STK软件计算输出的轨道半长轴； Ccot2表示t2时刻的近地点幅角的瞬根数经STK软件计算输出的近地点幅角； Cut2表示t2时刻的纬度幅角的瞬根数经STK软件计算输出的纬度幅角； Cit2表示t2时刻的轨道倾角的瞬根数经STK软件计算输出的轨道倾角； CQt2表示t2时刻的轨道升交点赤经的瞬根数经STK软件计算输出的轨道升交点赤经； Ceti表示\时刻的轨道偏心率的瞬根数经STK软件计算输出的轨道偏心率； Cati表示\时刻的轨道半长轴的瞬根数经STK软件计算输出的轨道半长轴； Ccoti表示ti时刻的近地点幅角的瞬根数经STK软件计算输出的近地点幅角； Cuti表示\时刻的纬度幅角的瞬根数经STK软件计算输出的纬度幅角； Citi表示\时刻的轨道倾角的瞬根数经STK软件计算输出的轨道倾角； CQti表示ti时刻的轨道升交点赤经的瞬根数经STK软件计算输出的轨道升交点赤经； Cetn表示tn时刻的轨道偏心率的瞬根数经STK软件计算输出的轨道偏心率； Catn表示tn时刻的轨道半长轴的瞬根数经STK软件计算输出的轨道半长轴； C ω \表示tn时刻的近地点幅角的瞬根数经STK软件计算输出的近地点幅角； Cutn表示tn时刻的纬度幅角的瞬根数经STK软件计算输出的纬度幅角； Citn表示tn时刻的轨道倾角的瞬根数经STK软件计算输出的轨道倾角； C Ω \表示tn时刻的轨道升交点赤经的瞬根数经STK软件计算输出的轨道升交点赤经。 步骤3 — 6:采用矩阵形式记录下卫星寿命期T内的STK输出量；
3.根据权利要求1所述的冻结轨道的偏心率的卫星轨道确定方法，其特征在于:冻结轨道的轨道要素采用矩阵表达为:
【文档编号】G06F17/50GK103853887SQ201410078640
【公开日】2014年6月11日 申请日期:2014年3月5日 优先权日:2014年3月5日
【发明者】徐 明, 魏延, 汪作鹏, 徐世杰 申请人:北京航空航天大学