一種快速重訪離散目標的低軌衛星軌道設計方法
2024-03-02 07:15:15
一種快速重訪離散目標的低軌衛星軌道設計方法
【專利摘要】一種快速重訪離散目標的低軌衛星軌道設計方法，（1）確定衛星軌道傾角，該傾角不低於地面目標的最高緯度Lmax；（2）衛星軌道選擇為圓軌道，偏心率為0；（3）根據地面目標執行偵察任務，確定軌道的回歸周期，利用該回歸周期確定衛星軌道半長軸，進而確定軌道高度；（4）根據衛星軌道的升軌段及降軌段星下點經過地面目標所對應的軌道升交點經度，分別確定升軌段和降軌段理想的衛星軌道升交點經度，以設計的衛星軌道升交點經度L與各地面目標升軌段和降軌段理想的衛星軌道升交點經度差值之和最小為目標進行優化，確定衛星軌道的升交點經度為L；（5）利用上述確定的軌道傾角、圓軌道及其偏心率、軌道高度以及衛星軌道的升交點經度完成衛星軌道設計。
【專利說明】一種快速重訪離散目標的低軌衛星軌道設計方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種低軌衛星星座組網軌道構型設計方法，適用於針對離散分布在全球不同位置的多個特定地面目標，設計一種最優化的星座組網軌道構型，實現用最少的衛星數目對這些離散地面目標最快速的重複偵察。
【背景技術】
[0002]自從20世紀40年代英國人Clark A C首次提出衛星星座組網的概念以來，關於全球覆蓋星座組網的設計問題已經發表了大量的文獻，並在工程實際中得到應用，如美國GPS導航星座、Iridium通信星座等。在重點區域覆蓋的星座組網問題方面也進行了較多研究，俄羅斯的Molniya通信星座，我國的北鬥二代導航星座一期工程等均是重點區域覆蓋星座組網的實際應用。
[0003]還有一類有別於全球覆蓋與重點區域覆蓋的衛星星座組網，即對特定的在全球範圍內離散分布的多個地面目標進行覆蓋的衛星星座組網問題，比如對敵方離散分布於全球不同位置的多個重要軍事基地進行光學或電子偵察，這類應用具有如下特點:
[0004](I)主要覆蓋對象為離散分布在全球不同位置的多個特定目標；
[0005](2)衛星應用目的通常是對目標的光學或電子偵察，適宜採用低軌道。
[0006](3)為了滿足特定時期以較高頻率動態更新對目標偵察信息的要求，衛星組網應當對離散分布於全球的多個目標快速重訪。
[0007]對於具有上述特點的可快速重訪離散目標的衛星組網構型設計方法，目前國內外還沒有相關公開文獻報導或專利報導。
【發明內容】
[0008]本發明的技術解決問題是:克服現有技術的不足，提供一種可訪問分布在全球不同位置的離散目標衛星軌道設計方法。
[0009]本發明進一步解決的技術問題是:提出了最優的快速重訪離散目標的低軌衛星組網部署方法，可用最少的衛星數目實現對離散分布在全球不同位置的多個特定地面目標最快速的重複偵察。
[0010]本發明的技術解決方案是:一種快速重訪離散目標的低軌衛星軌道設計方法，步驟如下:
[0011](I)確定衛星軌道傾角，該傾角不低於地面目標的最高緯度Lmax ；
[0012](2)衛星軌道選擇為圓軌道，偏心率為0
[0013](3)根據地面目標執行偵察任務，確定軌道的回歸周期，利用該回歸周期確定衛星軌道半長軸，進而確定軌道高度；
[0014](4)根據衛星軌道的升軌段及降軌段星下點經過地面目標所對應的軌道升交點經度，分別確定升軌段和降軌段理想的衛星軌道升交點經度，以設計的衛星軌道升交點經度L與各地面目標升軌段和降軌段理想的衛星軌道升交點經度差值之和最小為目標進行優化，確定衛星軌道的升交點經度為L ；
[0015](5)利用上述確定的軌道傾角、圓軌道及其偏心率、軌道高度以及衛星軌道的升交點經度完成衛星軌道設計。
[0016]在步驟(5)之後增加步驟(6)，在步驟(6)中進行衛星組網構型設計，組網運行的每顆衛星的星下點軌跡與步驟(5)中設計的衛星軌道星下點軌跡相同，然後以組網運行的各顆衛星飛經各個地面目標上空的時間為設計變量，以衛星組網對各個地面目標打擊窗口最長間隔之和達到最小為優化目標進行優化，完成衛星組網構型設計。
[0017]所述步驟(4)的具體實現步驟如下:
[0018](4.1)為 L 賦初值 0° ；
[0019](4.2)求出L與升軌段經過目標的軌道升交點經度的差值，記為minT1A ；
[0020](4.3)將L按照A L的幅值向西進動，每次進動後計算進動後的值與升軌段經過目標I的軌道升交點經度的差值，將該值與minT1A進行比較，若該值小於minT1A，則將minT1A更新為該值；
[0021](4.4)重複步驟(4.3)，直至衛星回歸，從中確定I個最小的minT1A值；
[0022](4.5)恢復L的初值；
[0023](4.6)求出L與 降軌段經過目標的軌道升交點經度的差值，記為minT1D ；
[0024](4.7)將L按照A L的幅值向西進動，每次進動後計算進動後的值與降軌段經過目標I的軌道升交點經度的差值，將該值與minT1D進行比較，若該值小於minT1D，則將minT1D更新為該值；
[0025](4.8)重複步驟(4.7),直至衛星回歸，從中確定I個最小的minT1D值；
[0026](4.9)比較minT1A與minT1D,將其中的較小者記為minT1 ;如果minT1大於A max,則將minT1的值取為le6 ；
[0027](4.10)對於其它地面目標，重複步驟(4.2)~步驟(4.9)的操作，分別得到最小的minT1, minT2,..., minT12等值,對這些值求和，記和為Sum。；
[0028](4.11)按照預設的增長步長A為L賦值，重複步驟(4.2)~步驟(4.10)，分別可
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，該最小值對應的L即為設計出的最優軌道的升交點經度。
[0030]本發明與現有技術相比有益效果為:本發明針對可快速重訪離散分布在全球不同位置的多個特定地面目標的要求，分析了可將所有離散分布地面目標均納入衛星偵察範圍，並且可以對地面目標定期重複偵察的低軌衛星軌道設計方法，明確了衛星偵察載荷對地偵察時側視指向能力的要求。在軌道設計基礎上，以對地面目標重訪時間間隔最短為目標，對星座組網中各顆衛星飛經地面目標上空的時間進行優化設計，得出了最優的快速重訪離散目標的低軌衛星組網部署方案，可用最少的衛星數目實現對離散分布在全球不同位置的多個特定地面目標最快速的重複偵察。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0031]圖1為本發明衛星星下點升軌段經過目標的軌跡與降軌段經過目標的軌跡示意圖；[0032]圖2為本發明實例在軌飛行I天的星下點軌跡示意圖；
[0033]圖3為本發明最優軌道星下點與目標之間的關係示意圖；
[0034]圖4為本發明實施例12顆衛星最優組網方案的空間軌道構型示意圖；
[0035]圖5為本發明流程圖。
【具體實施方式】
[0036]下面結合附圖對本發明做詳細說明，本發明一種快速重訪離散目標的低軌衛星軌道設計方法，如圖5所示，步驟如下:
[0037]( I)確定衛星軌道傾角；
[0038]衛星的任務是進行對地偵察，為了確保衛星能夠將所有地面目標納入偵察範圍內，應當使衛星運行軌道的傾角不低於地面目標的最高緯度L_。因此，傾角可以選擇兩種設計值，I)地面目標的最高緯度Lmax ；2)太陽同步軌道傾角，該傾角的值通常在90°~100°範圍內，其計算方法為公知。
[0039](2)衛星軌道選擇為圓軌道，偏心率為O。
[0040]衛星需要對在全球範圍內離散分布的地面目標進行偵察，因此不適宜採用有利於重點區域偵察覆蓋的橢圓軌道，衛星軌道選擇為圓軌道，偏心率為O。
[0041](3)根據地面目標執行偵察任務，確定軌道的回歸周期，利用該回歸周期確定衛星軌道半長軸，進而確定軌道高度；
[0042]衛星運行於低軌，執行對地偵察任務，如果軌道過低，衛星運行過程中受到較大的大氣阻力，將會為軌道維持付出很大代價，因此將衛星運行軌道高度選取在300km~800km之間。
[0043]衛星對地面目標執行偵察任務，最理想的情況是衛星星下點能夠反覆經過地面目標，因此衛星適宜採用回歸軌道，並且回歸周期以短為宜(最短I天)，這樣每經過一段較短時間，星下點軌跡就能重複經過地面目標，有利於有效載荷對地偵察。
[0044]在300km~800km軌道高度之間，選擇I天回歸周期的軌道。回歸軌道按下式計算:
【權利要求】
1.一種快速重訪離散目標的低軌衛星軌道設計方法，其特徵在於步驟如下: (1)確定衛星軌道傾角，該傾角不低於地面目標的最高緯度Lmax； (2)衛星軌道選擇為圓軌道，偏心率為O (3)根據地面目標執行偵察任務，確定軌道的回歸周期，利用該回歸周期確定衛星軌道半長軸，進而確定軌道高度； (4)根據衛星軌道的升軌段及降軌段星下點經過地面目標所對應的軌道升交點經度，分別確定升軌段和降軌段理想的衛星軌道升交點經度，以設計的衛星軌道升交點經度L與各地面目標升軌段和降軌段理想的衛星軌道升交點經度差值之和最小為目標進行優化，確定衛星軌道的升交點經度為L ； (5)利用上述確定的軌道傾角、圓軌道及其偏心率、軌道高度以及衛星軌道的升交點經度完成衛星軌道設計。
2.根據權利要求1所述的一種快速重訪離散目標的低軌衛星軌道設計方法，其特徵在於:在步驟(5)之後增加步驟(6)，在步驟(6)中進行衛星組網構型設計，組網運行的每顆衛星的星下點軌跡與步驟(5)中設計的衛星軌道星下點軌跡相同，然後以組網運行的各顆衛星飛經各個地面目標上空的時間為設計變量，以衛星組網對各個地面目標打擊窗口最長間隔之和達到最小為優化目標進行優化，完成衛星組網構型設計。
3.根據權利要求1所述的一種快速重訪離散目標的低軌衛星軌道設計方法，其特徵在於:所述步驟(4)的具體實現步驟如下: (4.1)為L賦初值0° ； (4.2)求出L與升軌段經過目標的軌道升交點經度的差值，記為minT1A ； (4.3)將L按照AL的幅值向西進動，每次進動後計算進動後的值與升軌段經過目標I的軌道升交點經度的差值，將該值與minT1A進行比較，若該值小於minT1A，則將minT1A更新為該值； (4.4)重複步驟(4.3)，直至衛星回歸，從中確定I個最小的minT1A值； (4.5)恢復L的初值； (4.6)求出L與降軌段經過目標的軌道升交點經度的差值，記為minT1D ； (4.7)將L按照AL的幅值向西進動，每次進動後計算進動後的值與降軌段經過目標I的軌道升交點經度的差值，將該值與minT1D進行比較，若該值小於minT1D，則將minT1D更新為該值； (4.8)重複步驟(4.7)，直至衛星回歸，從中確定I個最小的minT1D值； (4.9)比較minT1A與minT1D,將其中的較小者記為minT1 ；如果minT1大於A max,則將minT1的值取為le6 ； (4.10)對於其它地面目標，重複步驟(4.2)~步驟(4.9)的操作，分別得到最小的minT1, minT2,..., minT12等值,對這些值求和，記和為Sum。； (4.11)按照預設的增長步長A為L賦值，重複步驟(4.2)~步驟(4.10)，分別可得到Sunig+ a，Sunig+2 A，? ? ?，Surn360_ A ； (4.12)求出SumQ+A，Sum0+2A,Sum360_A中的最小值，該最小值對應的L即為設計出的最優軌道的升交點經度。
【文檔編號】G01S17/74GK103675832SQ201310632227
【公開日】2014年3月26日 申請日期:2013年11月29日 優先權日:2013年11月29日
【發明者】李志 , 蒙波, 宋雨, 何宗波, 陳新龍, 黃劍斌 申請人:中國空間技術研究院