基于近火点漂移的火星全球遥感轨道设计方法及系统与流程

1.本发明涉及深空探测航天器的轨道设计技术领域，具体地，涉及一种基于近火点漂移的火星全球遥感轨道设计方法及系统。


背景技术：

2.深空探测器对地外行星开展遥感探测是深空探测领域的重要科学任务。相较于地球遥感卫星通常工作在近地圆轨道或静止轨道不同，深空探测器受限于重量限制，机动到较低的圆轨道需消耗大量的燃料，无法机动到低高度的圆轨道，此外为了覆盖目标天体不同轨道高度的探测需求，通常在大椭圆轨道上开展遥感探测任务。在任务排布上探测器近火点开展对火观测，远火点实施对地通信。为了保证足够的观测弧段以及对全球各个区域完整地覆盖，需要结合相机成像参数进行相应的轨道设计，满足星下点光照角需求、相机幅宽等约束条件。
3.公开号为cn103198187a的发明专利，公开了一种基于微分修正的深空探测器的轨道设计方法，主要步骤：通过遗传算法或pork chop plots法确定的深空探测器的轨道参数计算初值；根据控制参数为初值在精确动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得终端参数值；计算得到的参数值与标准参数进行比较，获得参数偏差量，从而求得新的控制参数；利用新的控制参数重新对动力学模型进行轨道积分运算，得到新的终端参数值偏差；重复上述过程，直到终端参数满足精度要求。该方法需要提供相应的轨道初值，通过轨道动力学迭代，最终目标实现轨道修正控制量最小、燃料消耗最少等，没有考虑到遥感探测科学任务情况下载荷成像的约束。
4.公开号为cn111338367a的发明专利，公开了一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法，具体按照以下步骤实施：步骤1、确定第一次变轨中间时刻控前卫星轨道；步骤2、计算第一次变轨中间时刻未变轨时卫星位置和速度；步骤3、确定第二次变轨中间时刻控后卫星轨道；步骤4、确认双脉冲轨道控制类型、控制量及控制相位；步骤5、分别计算轨道偏心率变化量、轨道平半长轴变化量以及第一次轨道控制实际速度增量和第二次轨道控制实际速度增量；步骤6、计算第一次变轨中间时刻控后卫星速度矢量；步骤7、确定双脉冲控制中间弧段轨道。该方法在轨道确定递推方面实现了2次变轨中间的轨道精确位置，但无法应用于轨道的初始设计。
5.公开号为cn102923324b的发明专利，公开了一种基于不变流形与引力辅助的低能量行星逃逸轨道设计方法，适合于利用动平衡点的低能量深空探测任务轨道设计，属于航天器轨道机动技术领域。该方法基于近拱点庞加莱映射的分段匹配，首先通过引入近拱点庞加莱映射得到不变流形在近拱点处的轨道状态集；然后，根据实现行星际转移所需逃逸双曲线超速要求，采用数值迭代方法计算轨道状态集中不变流形每一分支应施加的机动脉冲，通过机动脉冲大小对比可以确定燃料最省逃逸对应的不变流形分支和需要的机动脉冲。
6.现有文献，杨维廉在“火星卫星的冻结轨道研究”(见《航天器工程》，2011年5月，第
20卷第3期，页码20
‑
24)中，在研究月球卫星冻结轨道特性的基础上，对火星冻结轨道特性做了相应的研究。比较了地球、月球、火星卫星冻结轨道的异同，通过仿真给出了轨道冻结条件下计算所需的最小阶数，以及火星轨道偏心率特性，并提出了火星冻结轨道近地点幅角和地球相反的结论。该项研究为火星轨道设计指明了设计思路和计算约束条件，但在深空遥感探测领域轨道需要满足全球覆盖、星下点重访等任务条件，冻结轨道适合中继通信类任务的需要，无法满足遥感探测的需求。


技术实现要素：

7.针对现有技术中的缺陷，本发明提供一种基于近火点漂移的火星全球遥感轨道设计方法及系统。
8.根据本发明提供的一种基于近火点漂移的火星全球遥感轨道设计方法及系统，所述方案如下：
9.第一方面，提供了一种基于近火点漂移的火星全球遥感轨道设计方法，所述方法包括：
10.步骤s1：根据载荷对火成像时最大高度要求，确定近火点高度上限，根据寿命期内轨道高度下降速率，使得寿命末期近火点高度大于火气大气高度；
11.步骤s2：根据探测器相机视场张角，计算轨道倾角调整范围；
12.步骤s3：根据遥感探测任务周期计算得到近火点幅角变化率；
13.步骤s4：根据成像时段目标太阳高度角约束和遥感探测任务周期计算得到升交点赤经变化率；
14.步骤s5：由遥感探测任务所需的近火点幅角变化率、升交点赤经变化率参数来解析计算轨道半长轴参数。
15.优选的，所述步骤s1中确定近火点高度包括：根据载荷对火成像时最大高度要求，确定近火点高度上限；根据寿命期内轨道高度下降速率，使得寿命末期近火点高度大于火气大气高度：
[0016][0017]
其中，h
p
为初始轨道近火点高度；
[0018]
h
cmax
为载荷相机工作高度约束；
[0019]
为近火点高度下降速率；
[0020]
t为火星探测器工作寿命；
[0021]
h
atmo
为火星大气高度。
[0022]
优选的，所述步骤s2中轨道倾角确定包括：
[0023]
满足火星全球区域覆盖探测，需轨道倾角在90
°
附近，同时根据探测器相机视场张角，计算倾角偏差范围：
[0024][0025]
其中，ν为相机视场张角；i为轨道倾角。
[0026]
优选的，所述步骤s3中确定近火点幅角变化率包括：
[0027]
根据遥感探测任务周期计算得到，在任务期内近火点漂移量大于180
°
，实现火星全球不同纬度区域的覆盖，计算步骤：
[0028][0029]
其中，表示近火点幅角变化率；t为探测器遥感探测任务寿命。
[0030]
优选的，所述步骤s4中确定交点赤经变化率包括：
[0031]
根据成像时段目标太阳高度角约束和遥感探测任务周期计算得到，约束轨道面进动方向与火星公转方向一致，任务期内近火点对应的星下点位置的太阳高度角大于载荷成像条件约束，计算步骤：
[0032][0033]
其中，表示升交点赤经变化率；
[0034]
η1、η2分别为任务初期、任务末期近火点对应的星下点位置的太阳高度角；
[0035]
t为探测器遥感探测任务寿命；
[0036]
为火星公转平均角速度。
[0037]
优选的，所述步骤s5中确定轨道半长轴参数包括：
[0038]
半长轴参数由遥感探测任务所需的近火点幅角变化率、升交点赤经变化率参数来解析计算，计算步骤：
[0039][0040][0041][0042]
其中，表示升交点赤经变化率；
[0043]
表示近火点幅角变化率；
[0044]
表示平近点角变化率；
[0045]
a0为需求解的半长轴参数；
[0046]
μ表示火星中心引力场参数；
[0047]
j2表示火星引力场摄动项；
[0048]
r
e
为火星球体半长轴；
[0049]
i0为轨道倾角参数；
[0050]
e0为轨道偏心率。
[0051]
第二方面，提供了一种基于近火点漂移的火星全球遥感轨道系统，所述系统包括：
[0052]
模块m1：根据载荷对火成像时最大高度要求，确定近火点高度上限，根据寿命期内轨道高度下降速率，使得寿命末期近火点高度大于火气大气高度；
[0053]
模块m2：根据探测器相机视场张角，计算轨道倾角调整范围；
[0054]
模块m3：根据遥感探测任务周期计算得到近火点幅角变化率；
[0055]
模块m4：根据成像时段目标太阳高度角约束和遥感探测任务周期计算得到升交点赤经变化率；
[0056]
模块m5：由遥感探测任务所需的近火点幅角变化率、升交点赤经变化率参数来解析计算轨道半长轴参数。
[0057]
优选的，所述模块m1中确定近火点高度包括：根据载荷对火成像时最大高度要求，确定近火点高度上限；根据寿命期内轨道高度下降速率，使得寿命末期近火点高度大于火气大气高度：
[0058][0059]
其中，h
p
为初始轨道近火点高度；
[0060]
h
cmax
为载荷相机工作高度约束；
[0061]
为近火点高度下降速率；
[0062]
t为火星探测器工作寿命；
[0063]
h
atmo
为火星大气高度。
[0064]
优选的，所述模块m2中轨道倾角确定包括：
[0065]
满足火星全球区域覆盖探测，需轨道倾角在90
°
附近，同时根据探测器相机视场张角，计算倾角偏差范围：
[0066][0067]
其中，ν为相机视场张角；i为轨道倾角。
[0068]
优选的，所述模块m3中确定近火点幅角变化率包括：
[0069]
根据遥感探测任务周期计算得到，在任务期内近火点漂移量大于180
°
，实现火星全球不同纬度区域的覆盖，计算步骤：
[0070][0071]
其中，表示近火点幅角变化率；t为探测器遥感探测任务寿命。
[0072]
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
[0073]
1、本发明中大椭圆轨道遥感探测同时满足了低轨对目标成像高轨对地通信的需要；
[0074]
2、本发明中大椭圆轨道变轨消耗的燃料少，节约深空探测器的发射重量；
[0075]
3、本发明满足全球覆盖、不同轨道高度全范围覆盖探测、重点区域详细探测的工程任务需要。
附图说明
[0076]
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0077]
图1为本发明中基于近火点漂移的火星大椭圆遥感轨道设计方法的步骤流程图。
具体实施方式
[0078]
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
[0079]
本发明实施例提供了一种基于近火点漂移的火星全球遥感轨道设计方法，参照图1所示，该方法的步骤具体如下：
[0080]
步骤s1：根据载荷对火成像时最大高度要求，确定近火点高度上限，根据寿命期内轨道高度下降速率，使得寿命末期近火点高度仍然大于火气大气高度；
[0081][0082]
其中，h
p
为初始轨道近火点高度；h
cmax
为载荷相机工作高度约束；为近火点高度下降速率；t为火星探测器工作寿命；h
atmo
为火星大气高度。
[0083]
步骤s2：确定轨道倾角范围，满足火星全球区域覆盖探测，需轨道倾角在90
°
附近，同时根据探测器相机视场张角，计算倾角偏差范围：
[0084][0085]
其中，ν为相机视场张角；i为轨道倾角。
[0086]
步骤s3：确定近火点幅角变化率，用于轨道半长轴计算，根据遥感探测任务周期计算得到，在任务期内近火点漂移量大于180
°
，实现火星全球不同纬度区域的覆盖，计算步骤：
[0087][0088]
其中，表示近火点幅角变化率；t为探测器遥感探测任务寿命。
[0089]
步骤s4：确定升交点赤经变化率，用于轨道半长轴计算，根据成像时段目标太阳高度角约束和遥感探测任务周期计算得到，约束轨道面进动方向与火星公转方向一致，任务期内近火点对应的星下点位置的太阳高度角大于载荷成像条件约束，计算步骤：
[0090][0091]
其中，表示升交点赤经变化率；η1、η2分别为任务初期、任务末期近火点对应的星下点位置的太阳高度角；t为探测器遥感探测任务寿命；为火星公转平均角速度。
[0092]
步骤s5：确定半长轴参数，由遥感探测任务所需的近火点幅角变化率、升交点赤经变化率参数来解析计算轨道半长轴参数，计算步骤：
[0093][0094]
[0095][0096]
其中，表示升交点赤经变化率；表示近火点幅角变化率；表示平近点角变化率；a0为需求解的半长轴参数；μ表示火星中心引力场参数；j2表示火星引力场摄动项；r
e
为火星球体半长轴；i0为轨道倾角参数；e0为轨道偏心率。
[0097]
本发明还提供了一种基于近火点漂移的火星全球遥感轨道系统，该系统具体包括包括：
[0098]
模块m1：根据载荷对火成像时最大高度要求，确定近火点高度上限，根据寿命期内轨道高度下降速率，使得寿命末期近火点高度大于火气大气高度；
[0099]
模块m2：根据探测器相机视场张角，计算轨道倾角调整范围；
[0100]
模块m3：根据遥感探测任务周期计算得到近火点幅角变化率；
[0101]
模块m4：根据成像时段目标太阳高度角约束和遥感探测任务周期计算得到升交点赤经变化率；
[0102]
模块m5：由遥感探测任务所需的近火点幅角变化率、升交点赤经变化率参数来解析计算轨道半长轴参数。
[0103]
其中，在模块m1中确定近火点高度，根据载荷对火成像时最大高度要求，确定近火点高度上限；根据寿命期内轨道高度下降速率，使得寿命末期近火点高度大于火气大气高度：
[0104][0105]
其中，h
p
为初始轨道近火点高度；h
cmax
为载荷相机工作高度约束；为近火点高度下降速率；t为火星探测器工作寿命；h
atmo
为火星大气高度。
[0106]
在模块m2中确定轨道倾角，满足火星全球区域覆盖探测，需轨道倾角在90
°
附近，同时根据探测器相机视场张角，计算倾角偏差范围：
[0107][0108]
其中，ν为相机视场张角；i为轨道倾角。
[0109]
在模块m3中确定近火点幅角变化率，根据遥感探测任务周期计算得到，在任务期内近火点漂移量大于180
°
，实现火星全球不同纬度区域的覆盖，计算步骤：
[0110][0111]
其中，表示近火点幅角变化率；t为探测器遥感探测任务寿命。
[0112]
本发明实施例提供了一种基于近火点漂移的火星全球遥感轨道设计方法及系统，依据火星探测器轨道总体输入，包括工作寿命、回归周期和对火成像器下点光照角约束，考虑火星j2摄动项影响，利用了大椭圆轨道拱线进动的特性，根据任务约束得到近火点幅角变化率和升交点赤经变化率，进而获得轨道半长轴解析结果，使得探测器在寿命期内完成对火星全球遥感探测的覆盖。
[0113]
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统
及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
[0114]
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。