一种快速重访离散目标的低轨卫星轨道设计方法
【专利摘要】一种快速重访离散目标的低轨卫星轨道设计方法，（1）确定卫星轨道倾角，该倾角不低于地面目标的最高纬度Lmax；（2）卫星轨道选择为圆轨道，偏心率为0；（3）根据地面目标执行侦察任务，确定轨道的回归周期，利用该回归周期确定卫星轨道半长轴，进而确定轨道高度；（4）根据卫星轨道的升轨段及降轨段星下点经过地面目标所对应的轨道升交点经度，分别确定升轨段和降轨段理想的卫星轨道升交点经度，以设计的卫星轨道升交点经度L与各地面目标升轨段和降轨段理想的卫星轨道升交点经度差值之和最小为目标进行优化，确定卫星轨道的升交点经度为L；（5）利用上述确定的轨道倾角、圆轨道及其偏心率、轨道高度以及卫星轨道的升交点经度完成卫星轨道设计。
【专利说明】一种快速重访离散目标的低轨卫星轨道设计方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种低轨卫星星座组网轨道构型设计方法，适用于针对离散分布在全球不同位置的多个特定地面目标，设计一种最优化的星座组网轨道构型，实现用最少的卫星数目对这些离散地面目标最快速的重复侦察。
【背景技术】
[0002]自从20世纪40年代英国人Clark A C首次提出卫星星座组网的概念以来，关于全球覆盖星座组网的设计问题已经发表了大量的文献，并在工程实际中得到应用，如美国GPS导航星座、Iridium通信星座等。在重点区域覆盖的星座组网问题方面也进行了较多研究，俄罗斯的Molniya通信星座，我国的北斗二代导航星座一期工程等均是重点区域覆盖星座组网的实际应用。
[0003]还有一类有别于全球覆盖与重点区域覆盖的卫星星座组网，即对特定的在全球范围内离散分布的多个地面目标进行覆盖的卫星星座组网问题，比如对敌方离散分布于全球不同位置的多个重要军事基地进行光学或电子侦察，这类应用具有如下特点:
[0004](I)主要覆盖对象为离散分布在全球不同位置的多个特定目标；
[0005](2)卫星应用目的通常是对目标的光学或电子侦察，适宜采用低轨道。
[0006](3)为了满足特定时期以较高频率动态更新对目标侦察信息的要求，卫星组网应当对离散分布于全球的多个目标快速重访。
[0007]对于具有上述特点的可快速重访离散目标的卫星组网构型设计方法，目前国内外还没有相关公开文献报道或专利报道。
【发明内容】
[0008]本发明的技术解决问题是:克服现有技术的不足，提供一种可访问分布在全球不同位置的离散目标卫星轨道设计方法。
[0009]本发明进一步解决的技术问题是:提出了最优的快速重访离散目标的低轨卫星组网部署方法，可用最少的卫星数目实现对离散分布在全球不同位置的多个特定地面目标最快速的重复侦察。
[0010]本发明的技术解决方案是:一种快速重访离散目标的低轨卫星轨道设计方法，步骤如下:
[0011](I)确定卫星轨道倾角，该倾角不低于地面目标的最高纬度Lmax ；
[0012](2)卫星轨道选择为圆轨道，偏心率为0
[0013](3)根据地面目标执行侦察任务，确定轨道的回归周期，利用该回归周期确定卫星轨道半长轴，进而确定轨道高度；
[0014](4)根据卫星轨道的升轨段及降轨段星下点经过地面目标所对应的轨道升交点经度，分别确定升轨段和降轨段理想的卫星轨道升交点经度，以设计的卫星轨道升交点经度L与各地面目标升轨段和降轨段理想的卫星轨道升交点经度差值之和最小为目标进行优化，确定卫星轨道的升交点经度为L ；
[0015](5)利用上述确定的轨道倾角、圆轨道及其偏心率、轨道高度以及卫星轨道的升交点经度完成卫星轨道设计。
[0016]在步骤(5)之后增加步骤(6)，在步骤(6)中进行卫星组网构型设计，组网运行的每颗卫星的星下点轨迹与步骤(5)中设计的卫星轨道星下点轨迹相同，然后以组网运行的各颗卫星飞经各个地面目标上空的时间为设计变量，以卫星组网对各个地面目标打击窗口最长间隔之和达到最小为优化目标进行优化，完成卫星组网构型设计。
[0017]所述步骤(4)的具体实现步骤如下:
[0018](4.1)为 L 赋初值 0° ；
[0019](4.2)求出L与升轨段经过目标的轨道升交点经度的差值，记为minT1A ；
[0020](4.3)将L按照A L的幅值向西进动，每次进动后计算进动后的值与升轨段经过目标I的轨道升交点经度的差值，将该值与minT1A进行比较，若该值小于minT1A，则将minT1A更新为该值；
[0021](4.4)重复步骤(4.3)，直至卫星回归，从中确定I个最小的minT1A值；
[0022](4.5)恢复L的初值；
[0023](4.6)求出L与 降轨段经过目标的轨道升交点经度的差值，记为minT1D ；
[0024](4.7)将L按照A L的幅值向西进动，每次进动后计算进动后的值与降轨段经过目标I的轨道升交点经度的差值，将该值与minT1D进行比较，若该值小于minT1D，则将minT1D更新为该值；
[0025](4.8)重复步骤(4.7),直至卫星回归，从中确定I个最小的minT1D值；
[0026](4.9)比较minT1A与minT1D,将其中的较小者记为minT1 ;如果minT1大于A max,则将minT1的值取为le6 ；
[0027](4.10)对于其它地面目标，重复步骤(4.2)~步骤(4.9)的操作，分别得到最小的minT1, minT2,..., minT12等值,对这些值求和，记和为Sum。；
[0028](4.11)按照预设的增长步长A为L赋值，重复步骤(4.2)~步骤(4.10)，分别可
丫守至丨J Sunig+ A, Surn0+2A，? ? ?，Surn360_A ；
[0029](4.12)求出SumQ+A，Sum0+2A, Sum360_A中的最小值，该最小值对应的L即为设计出的最优轨道的升交点经度。
[0030]本发明与现有技术相比有益效果为:本发明针对可快速重访离散分布在全球不同位置的多个特定地面目标的要求，分析了可将所有离散分布地面目标均纳入卫星侦察范围，并且可以对地面目标定期重复侦察的低轨卫星轨道设计方法，明确了卫星侦察载荷对地侦察时侧视指向能力的要求。在轨道设计基础上，以对地面目标重访时间间隔最短为目标，对星座组网中各颗卫星飞经地面目标上空的时间进行优化设计，得出了最优的快速重访离散目标的低轨卫星组网部署方案，可用最少的卫星数目实现对离散分布在全球不同位置的多个特定地面目标最快速的重复侦察。
【专利附图】
【附图说明】
[0031]图1为本发明卫星星下点升轨段经过目标的轨迹与降轨段经过目标的轨迹示意图；[0032]图2为本发明实例在轨飞行I天的星下点轨迹示意图；
[0033]图3为本发明最优轨道星下点与目标之间的关系示意图；
[0034]图4为本发明实施例12颗卫星最优组网方案的空间轨道构型示意图；
[0035]图5为本发明流程图。
【具体实施方式】
[0036]下面结合附图对本发明做详细说明，本发明一种快速重访离散目标的低轨卫星轨道设计方法，如图5所示，步骤如下:
[0037]( I)确定卫星轨道倾角；
[0038]卫星的任务是进行对地侦察，为了确保卫星能够将所有地面目标纳入侦察范围内，应当使卫星运行轨道的倾角不低于地面目标的最高纬度L_。因此，倾角可以选择两种设计值，I)地面目标的最高纬度Lmax ；2)太阳同步轨道倾角，该倾角的值通常在90°~100°范围内，其计算方法为公知。
[0039](2)卫星轨道选择为圆轨道，偏心率为O。
[0040]卫星需要对在全球范围内离散分布的地面目标进行侦察，因此不适宜采用有利于重点区域侦察覆盖的椭圆轨道，卫星轨道选择为圆轨道，偏心率为O。
[0041](3)根据地面目标执行侦察任务，确定轨道的回归周期，利用该回归周期确定卫星轨道半长轴，进而确定轨道高度；
[0042]卫星运行于低轨，执行对地侦察任务，如果轨道过低，卫星运行过程中受到较大的大气阻力，将会为轨道维持付出很大代价，因此将卫星运行轨道高度选取在300km~800km之间。
[0043]卫星对地面目标执行侦察任务，最理想的情况是卫星星下点能够反复经过地面目标，因此卫星适宜采用回归轨道，并且回归周期以短为宜(最短I天)，这样每经过一段较短时间，星下点轨迹就能重复经过地面目标，有利于有效载荷对地侦察。
[0044]在300km~800km轨道高度之间，选择I天回归周期的轨道。回归轨道按下式计算:
【权利要求】
1.一种快速重访离散目标的低轨卫星轨道设计方法，其特征在于步骤如下: (1)确定卫星轨道倾角，该倾角不低于地面目标的最高纬度Lmax； (2)卫星轨道选择为圆轨道，偏心率为O (3)根据地面目标执行侦察任务，确定轨道的回归周期，利用该回归周期确定卫星轨道半长轴，进而确定轨道高度； (4)根据卫星轨道的升轨段及降轨段星下点经过地面目标所对应的轨道升交点经度，分别确定升轨段和降轨段理想的卫星轨道升交点经度，以设计的卫星轨道升交点经度L与各地面目标升轨段和降轨段理想的卫星轨道升交点经度差值之和最小为目标进行优化，确定卫星轨道的升交点经度为L ； (5)利用上述确定的轨道倾角、圆轨道及其偏心率、轨道高度以及卫星轨道的升交点经度完成卫星轨道设计。
2.根据权利要求1所述的一种快速重访离散目标的低轨卫星轨道设计方法，其特征在于:在步骤(5)之后增加步骤(6)，在步骤(6)中进行卫星组网构型设计，组网运行的每颗卫星的星下点轨迹与步骤(5)中设计的卫星轨道星下点轨迹相同，然后以组网运行的各颗卫星飞经各个地面目标上空的时间为设计变量，以卫星组网对各个地面目标打击窗口最长间隔之和达到最小为优化目标进行优化，完成卫星组网构型设计。
3.根据权利要求1所述的一种快速重访离散目标的低轨卫星轨道设计方法，其特征在于:所述步骤(4)的具体实现步骤如下: (4.1)为L赋初值0° ； (4.2)求出L与升轨段经过目标的轨道升交点经度的差值，记为minT1A ； (4.3)将L按照AL的幅值向西进动，每次进动后计算进动后的值与升轨段经过目标I的轨道升交点经度的差值，将该值与minT1A进行比较，若该值小于minT1A，则将minT1A更新为该值； (4.4)重复步骤(4.3)，直至卫星回归，从中确定I个最小的minT1A值； (4.5)恢复L的初值； (4.6)求出L与降轨段经过目标的轨道升交点经度的差值，记为minT1D ； (4.7)将L按照AL的幅值向西进动，每次进动后计算进动后的值与降轨段经过目标I的轨道升交点经度的差值，将该值与minT1D进行比较，若该值小于minT1D，则将minT1D更新为该值； (4.8)重复步骤(4.7)，直至卫星回归，从中确定I个最小的minT1D值； (4.9)比较minT1A与minT1D,将其中的较小者记为minT1 ；如果minT1大于A max,则将minT1的值取为le6 ； (4.10)对于其它地面目标，重复步骤(4.2)~步骤(4.9)的操作，分别得到最小的minT1, minT2,..., minT12等值,对这些值求和，记和为Sum。； (4.11)按照预设的增长步长A为L赋值，重复步骤(4.2)~步骤(4.10)，分别可得到Sunig+ a，Sunig+2 A，? ? ?，Surn360_ A ； (4.12)求出SumQ+A，Sum0+2A,Sum360_A中的最小值，该最小值对应的L即为设计出的最优轨道的升交点经度。
【文档编号】G01S17/74GK103675832SQ201310632227
【公开日】2014年3月26日 申请日期:2013年11月29日 优先权日:2013年11月29日
【发明者】李志 , 蒙波, 宋雨, 何宗波, 陈新龙, 黄剑斌 申请人:中国空间技术研究院