CN105335541A - 导航卫星星座的工程设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种导航卫星星座的工程设计方法，包括以下步骤：确定卫星轨道高度；确定卫星轨道倾角；确定卫星数量；确定轨道面数与相位因子；确定初始升交点赤经；判断用户是否有采用GEO卫星进行区域增强的设计需求，如有，则优化GEO卫星的站位；判断用户是否有采用IGSO卫星进行区域增强的设计需求，如有，则优化IGSO卫星的相位角，进而确定IGSO卫星的轨道面；制定星座分阶段部署策略；制定星座备份策略，包括星座组网阶段备份策略和星座运行阶段备份策略。按照本发明设计方法，能够设计出满足用户需求、星座性能优、卫星数目少、而且与现有GNSS具有较好兼容互操作能力的导航星座。

Description

导航卫星星座的工程设计方法

技术领域

本发明属于导航星座优化设计技术领域，具体涉及一种导航卫星星座的工程设计方法。

背景技术

卫星导航系统可以在全球范围内为用户提供全天候的、连续精确的位置、速度和时间信息，具有巨大的军事和经济效益，引起了世界各国的广泛关注。目前已经在轨并提供服务的导航星座包括：美国的GPS系统、俄罗斯的GLONASS系统和中国的北斗卫星导航系统。目前正在建设中的导航星座包括：欧盟的Galileo系统、印度的IRNSS区域导航卫星系统以及日本的QZSS准天顶卫星导航系统。

如何合理的设计星座构型是卫星导航系统运行的前提。

GPS最初设计为Walker24/3/1星座，后因经费问题采用了Walker18/6/2构型，并沿用至今。GPS采用了轨道倾角为55°，高度约为20196km的1天/2圈回归轨道。12小时的回归周期，有利于地面观测和运行控制，但是此轨道受到地球重力场的共振影响，难以保持长期稳定。

GLONASS星座采用的是Walker24/3/1星座，卫星轨道为倾角64.8°，高度19129km的8天17圈回归轨道。由于GLONASS卫星的轨道倾角大于GPS卫星的轨道倾角，所以在高纬度(50°以上)地区的可见性较好。

北斗卫星导航系统的空间星座由5颗地球静止轨道(GEO)卫星、27颗中圆地球轨道(MEO)卫星和3颗倾斜地球同步轨道(IGSO)卫星组成。

GEO卫星轨道高度35786千米，分别定点于东经58.75度、80度、110.5度、140度和160度；MEO卫星采用Walker24/3/1星座，轨道高度21528千米，轨道倾角55度，回归周期为7天13圈；IGSO卫星轨道高度35786千米，轨道倾角55度，分布在三个轨道面内，升交点赤经分别相差120度，三颗卫星的星下点轨迹重合，交叉点经度为东经118度。Galileo星座构型为Walker27/3/1，采用倾角为56°，高度为23222km的10天/17圈回归轨道。IRNSS系统空间段由7颗卫星组成，其中3颗为地球静止卫星，经度分别为东经34°，东经83°和东经132°。另外4颗卫星位于两个地球同步轨道上，轨道面与赤道面夹角为29°，地面轨迹的中央经度分别为东经55°和东经111°。准天顶卫星系统由3颗卫星组成，分别运行在倾角45°，升交点赤经140°，与地球自转周期相同的3条轨道上。

导航卫星星座设计过程是一个星座参数多目标优化的过程，通过优化设计，使服务区获得最优的星座性能，满足成本和性能的约束。在目前的导航星座设计中，考虑的边界约束条件主要是星座的覆盖性能、导航精度等，例如《基于半分析式方法的全球导航星座设计》(帅平等，中国空间科学技术，2006年第4期)、《区域导航星座分析设计研究》(帅平等，空间科学学报，2006年第4期)、《一种多任务导航星座设计方法》(贺泉等，上海航天，2007年第6期)、《卫星星座理论与设计》(张育林等，科学出版社，2008年9月，第一版)。现有导航星座设计方法所考虑的边界约束条件数量有限，导致所设计的星座工作性能有限。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种导航卫星星座的工程设计方法，在导航卫星星座设计过程中，还考虑初始升交点赤经选择、与其它现有卫星导航系统的兼容性、运载发射的约束、轨位频率国际谈判可用性、星座的分阶段部署、星座备份等问题，由此设计的星座具有高的工作性能。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种导航卫星星座的工程设计方法，包括以下步骤：

步骤1：确定卫星轨道高度；

步骤2：以步骤1确定的卫星轨道高度作为已知值，确定卫星轨道倾角；

步骤3：确定卫星数量；

计算不同卫星数量下最优构型的PDOP可用性，以构型PDOP值可用性作为优选标准，选择导航性能优于设定值的卫星数量；在导航性能相当的情况下，选择数量最少的卫星数量；

步骤4：确定轨道面数与相位因子；

以步骤3确定的卫星数量为已知值，计算不同轨道面数与相位因子下构型的PDOP可用性，以构型PDOP值可用性作为优选标准，选择导航性能最优的轨道面数与相位因子；

步骤5：确定初始升交点赤经；

S5.1，计算现有GNSS星座构型的轨道面进动速度；

S5.2，根据现有GNSS的某一时刻第一轨道面的升交点赤经，计算得到发射时刻设计星座的初始升交点赤经，以获得与现有GNSS最优的兼容互操作能力；

步骤6：判断用户是否有采用GEO卫星进行区域增强的设计需求，如果没有，则直接转到步骤8；如果有，则执行步骤7；

步骤7，在确定GEO卫星数量的前提下，优化GEO卫星的站位，以构型的覆盖性能作为优选标准，选择覆盖性能最优的GEO卫星站位；其中，考虑国际谈判可用性确定GEO卫星的轨位频率；然后转到步骤8；

步骤8，判断用户是否有采用IGSO卫星进行区域增强的设计需求，如果没有，则直接转到步骤9；如果有，则执行S8.1-S8.2；

S8.1，根据用户需求，选定IGSO卫星的轨道倾角、轨道偏心率和升交点地理经度；

S8.2，以覆盖性能、星间链路性能最优为优化目标，优化S8.1所选定的IGSO卫星的相位角，进而确定IGSO卫星的轨道面；其中，考虑国际谈判可用性确定IGSO卫星的轨位频率；

步骤9：制定星座分阶段部署策略；

首先，明确运载火箭的发射能力；其次，以构型PDOP值可用性作为优选标准，以服务区的性能提升最优为优化目标，确定组网顺序和卫星站位，得到星座分阶段部署策略；

步骤10：制定星座备份策略，包括星座组网阶段备份策略和星座运行阶段备份策略；

其中，星座组网阶段备份策略通过以下方法获得：

首先考虑运载火箭的发射成功率；其次，根据步骤9制定的星座分阶段部署策略，计算不同备份方式下的组网成功概率；最后，根据组网成功概率标准，优化各种备份策略，得到最终制定得到的组网阶段备份策略；

星座运行阶段备份策略通过以下方法获得：

首先，确定边界约束条件，包括卫星可靠性、可恢复故障平均间隔、可恢复故障平均修复时间、卫星操作维持平均间隔以及卫星操作维持平均持续时间因素；

其次，以所确定的边界约束条件为变量建立星座可用性模型，分别制定星座运行阶段的地面备份策略和在轨备份策略。

优选的，

步骤1：确定卫星轨道高度具体包括以下步骤：

S1.1，根据空间辐射环境影响筛选备选轨道，得到符合设定轨道高度范围的第一备选轨道集合；

S1.2，根据轨道回归特性和避免共振轨道要求对S1.1得到的第一备选轨道集合进一步筛选，得到可选择的第二备选轨道集合；

S1.3，从S1.2得到的第二备选轨道集合中排除现有GNSS系统已经使用的轨道，并考虑与现有GNSS系统的兼容性，得到可选择的与现有GNSS系统兼容的第三备选轨道集合；

S1.4，假定Walker星座其它参数，以构型PDOP值可用性作为优选标准，从所述第三备选轨道集合中选择导航性能优于设定值的第四轨道集合；再从第四轨道集合中选择回归天数最少的轨道，则所选择的回归天数最少的轨道高度值即为最终确定的卫星轨道高度。

优选的，S1.1中，空间辐射环境影响包括：地球辐射带范艾伦带、内辐射带h∈[2000,8000]km和外辐射带h∈[15000,20000]km；为避免范艾伦带的干扰，S1.1所确定的第一备选轨道集合中，各卫星轨道高度大于20000km。

S1.2中，MEO卫星选择回归周期大于5恒星日，以符合避免田谐项的共振影响的要求。

优选的，步骤2：确定卫星轨道倾角，包括以下步骤：

S2.1，根据用户服务区纬度的需求，选定第一轨道倾角范围；

S2.2，基于步骤1确定的轨道高度，对第一轨道倾角范围按预设间隔进行遍历，以构型PDOP值可用性作为优选标准，得到导航性能高于设定值的第二轨道倾角范围；

S2.3，分别计算第二轨道倾角范围内的各个轨道倾角下轨道面的进动速度，并考虑与现有GNSS系统的兼容性，选择与现有GNSS系统兼容性最优的轨道倾角。

优选的，S2.3中，各个轨道倾角下轨道面的进动速度通过以下公式计算得到：

$\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}=-\frac{3n{J}_2}{2{(1-e^2)}^2}{\left(\frac{R_e}{a}\right)}^2\cos \left(i\right)---\left(1\right)$

—星座轨道面进动速度；

n—星座轨道上卫星的角速度；

J₂—地球非球形摄动的二阶带谐项系数J2＝1.0826×10-3；

e—星座轨道上卫星的偏心率；

R_e—地球半径；

a—星座轨道上卫星的轨道高度，为步骤1确定的轨道高度；

i—星座轨道上卫星的轨道倾角。

优选的，步骤3中，构型PDOP值可用性通过以下公式计算得到：

$\mathrm{CV}=\frac{\underset{t=t_0}{\overset{t_0+\mathrm{\ΔT}}{\mathrm{\Σ}}}\underset{i=1}{\overset{L}{\mathrm{\Σ}}}\mathrm{bool}({\mathrm{PDOP}}_{t,i}\≤{\mathrm{PDOP}}_{\max })\×{\mathrm{area}}_i}{\mathrm{\ΔT}\×\mathrm{Area}}\×100\%---\left(2\right)$

CV—PDOP值可用性；

t₀—仿真初始时间；

ΔT—仿真总时间；

L—网格点的总数；

PDOP_t,i—t时刻i网格点的PDOP值；

PDOP_max—预先定义的PDOP值的最大值；

area_i—i网格点的面积；

Area—总服务区面积。

优选的，步骤5中，与GPS互操作性能最优的初始升交点赤经的通过以下公式计算得到：

${\mathrm{\Ω}}_{\mathrm{design},i}={\mathrm{\Ω}}_{\mathrm{GPS}}+{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{GPS}}(T-T_1)+\frac{1}{2}\·\frac{360}{N_{\mathrm{GPS}}}+\frac{360i}{N_{\mathrm{design}}},i=\mathrm{0,1},\·\·\·N_{\mathrm{design}}-1---\left(3\right)$

Ω_design,i—设计星座的初始升交点赤经；

Ω_GPS—GPS星座的第一轨道面的升交点赤经

ω_GPS—GPS星座的第一轨道面的进动速度，单位：°/天；

t—选择设计星座初始升交点赤经时刻的儒略日；

T₁—选择GPS星座第一轨道面升交点赤经时刻的儒略日；

N_GPS—GPS星座的轨道面；

N_design—设计星座的轨道面。

优选的，S8.2中，优化S8.1所选定的IGSO卫星的相位角，具体为：

利用VC驱动STK计算不同卫星的星间链路性能、统计服务区的PDOP可用性，运用isight软件调用VC驱动STK计算软件的可执行程序，以覆盖性能、星间链路性能最优作为优化目标，采用自适应模拟退火算法，优化IGSO卫星的相位角。

本发明提供的导航卫星星座的工程设计方法，有益效果如下：

(1)在星座轨道高度和轨道倾角的选择过程中，综合考虑了现有GNSS轨道面的进动特性，使设计的星座拥有与现有GNSS相同的轨道面进动速度，从而提高星座间的兼容性。

(2)给出了星座初始升交点赤经的选择方法，可以实现与现有GNSS系统最佳的互操作性能。

(3)本发明涉及了星座设计方法、GEO区域增强站位设计方法以及IGSO区域增强轨位设计方法，在设计星座时考虑星座分阶段部署以及星座备份策略，结合导航星座设计各个阶段需要考虑的因素，可以设计出满足用户需求、星座性能优、卫星数目少、而且与现有GNSS具有较好兼容互操作能力的导航星座。

附图说明

图1为本发明提供的导航卫星星座的工程设计方法的流程示意图；

图2为本发明提供的步骤1的流程示意图；

图3为本发明提供的步骤2的流程示意图.

具体实施方式

以下结合附图对本发明进行详细说明：

如图1所示，本发明提供一种导航卫星星座的工程设计方法，包括以下步骤：

步骤1：确定卫星轨道高度；

卫星轨道高度越高，对地覆盖性能越好，同时可以避免地球辐射带的影响，但轨道高度的提升将对信号发射功率和运载火箭发射能力提出了更高的要求。因此，轨道高度的选择是一个充分权衡的结果。

本步骤具体如图2所示，包括以下步骤：

S1.1，根据空间辐射环境影响筛选备选轨道，得到符合设定轨道高度范围的第一备选轨道集合；

空间辐射环境影响包括：地球辐射带范·艾伦带、内辐射带h∈[2000,8000]km和外辐射带h∈[15000,20000]km；为避免范·艾伦带的干扰，S1.1所确定的第一备选轨道集合中，各卫星轨道高度大于20000km。

S1.2，根据轨道回归特性和避免共振轨道要求对S1.1得到的第一备选轨道集合进一步筛选，得到可选择的第二备选轨道集合；

回归轨道卫星组成的星座具有良好的性能重复能力，同时对于星历预测、地面通信与测控站选择、数据存储、转发的通信延时预测、系统性能的充分发挥等有着重要的意义。在星座的工程实际中，一般都会选择具有回归特性的轨道。

共振轨道是卫星平运动和地球自转角速度成简单整数比的轨道，此时地球引力场中田谐项会对轨道半长轴产生明显的共振影响，引起卫星半长轴的长周期变化。对于MEO卫星回归周期小于5恒星日的回归轨道卫星容易受到田谐项的共振影响，通常MEO卫星最好选择回归周期大于5恒星日，以避免田谐项的共振影响。过长的回归周期会影响测控和运营管理，一般不选择回归周期大于10天的轨道。

S1.3，从S1.2得到的第二备选轨道集合中排除现有GNSS系统已经使用的轨道，并考虑与现有GNSS系统的兼容性，得到可选择的与现有GNSS系统兼容的第三备选轨道集合；

S1.4，假定Walker星座其它参数，以构型PDOP值可用性作为优选标准，从所述第三备选轨道集合中选择导航性能优于设定值的第四轨道集合；再从第四轨道集合中选择回归天数最少的轨道，有利于星座的测控和运控；则所选择的回归天数最少的轨道高度值即为最终确定的卫星轨道高度。

步骤2：确定卫星轨道倾角；

如图3所示，本步骤具体包括：

S2.1，根据用户服务区纬度的需求，选定第一轨道倾角范围；

S2.2，基于步骤1确定的轨道高度，对第一轨道倾角范围按预设间隔进行遍历，以构型PDOP值可用性作为优选标准，得到导航性能高于设定值的第二轨道倾角范围；

S2.3，分别计算第二轨道倾角范围内的各个轨道倾角下轨道面的进动速度，并考虑与现有GNSS系统的兼容性，选择与现有GNSS系统兼容性最优的轨道倾角。

在未来导航应用中，导航用户存在使用多GNSS系统组合导航的可能性，在导航卫星星座的工程设计中，必须充分考虑与其它GNSS的兼容互操作问题。J₂项摄动引起的轨道面进动速度与轨道倾角和轨道高度有关，可以通过设计相应的轨道高度和轨道倾角，实现与GPS、GLONASS或Galileo星座拥有相同的轨道面进动速度，从而提高星座间的兼容性。

各个轨道倾角下轨道面的进动速度通过以下公式计算得到：

$\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}=-\frac{3n{J}_2}{2{(1-e^2)}^2}{\left(\frac{R_e}{a}\right)}^2\cos \left(i\right)---\left(1\right)$

—星座轨道面进动速度；

n—星座轨道上卫星的角速度；

J₂—地球非球形摄动的二阶带谐项系数J₂＝1.0826×10^-3；

e—星座轨道上卫星的偏心率；

R_e—地球半径；

a—星座轨道上卫星的轨道高度，为步骤1确定的轨道高度；

i—星座轨道上卫星的轨道倾角。

考虑与GPS、GLONASS、Galileo三大系统的兼容，可以设计轨道面具有相同的进动速度，从而使得用户获得最优的卫星构型。

步骤3：确定卫星数量；

在相同轨道高度和轨道倾角下，卫星数量的选择主要考虑系统建设成本约束和用户导航性能需求。对于卫星导航系统建设而言，卫星数量与建设成本直接关联，星座数量越大，系统建设成本也相应较高。因此，应在满足导航性能需求的前提下，尽量减少卫星数量，

本发明中，计算不同卫星数量下最优构型的PDOP可用性，以构型PDOP值可用性作为优选标准，选择导航性能优于设定值的卫星数量；在导航性能相当的情况下，选择数量最少的卫星数量；

其中，构型PDOP值可用性通过以下公式计算得到：

$\mathrm{CV}=\frac{\underset{t=t_0}{\overset{t_0+\mathrm{\ΔT}}{\mathrm{\Σ}}}\underset{i=1}{\overset{L}{\mathrm{\Σ}}}\mathrm{bool}({\mathrm{PDOP}}_{t,i}\≤{\mathrm{PDOP}}_{\max })\×{\mathrm{area}}_i}{\mathrm{\ΔT}\×\mathrm{Area}}\×100\%---\left(2\right)$

CV—PDOP值可用性；

t₀—仿真初始时间；

ΔT—仿真总时间；

L—网格点的总数；

PDOP_t,i—t时刻i网格点的PDOP值；

PDOP_max—预先定义的PDOP值的最大值；

area_i—i网格点的面积；

Area—总服务区面积。

步骤4：确定轨道面数与相位因子；

选择轨道面数与相位因子。在保证导航系统性能的前提下，选择较少的轨道面数有利于进行卫星备份，还有利于进行轨道监测和预报，为运行控制提供良好条件。在卫星数量一定的情况下，计算不同轨道面数与相位因子下构型的PDOP可用性，以构型PDOP值可用性作为优选标准，选择导航性能最优的轨道面数与相位因子。

步骤5：确定初始升交点赤经：

初始升交点赤经的选择需要考虑与现有GNSS的兼容互操作能力，具体方法如下：

S5.1，计算现有GNSS星座构型的轨道面进动速度；

S5.2，根据现有GNSS的某一时刻第一轨道面的升交点赤经，计算得到发射时刻设计星座的初始升交点赤经，以获得与现有GNSS最优的兼容互操作能力。

例如：与GPS互操作性能最优的初始升交点赤经的通过以下公式计算得到：

${\mathrm{\Ω}}_{\mathrm{design},i}={\mathrm{\Ω}}_{\mathrm{GPS}}+{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{GPS}}(t-T_1)+\frac{1}{2}\·\frac{360}{N_{\mathrm{GPS}}}+\frac{360i}{N_{\mathrm{design}}},i=\mathrm{0,1},\·\·\·N_{\mathrm{design}}-1---\left(3\right)$

Ω_design,i—设计星座的初始升交点赤经；

Ω_GPS—GPS星座的第一轨道面的升交点赤经

ω_GPS—GPS星座的第一轨道面的进动速度，单位：°/天；

t—选择设计星座初始升交点赤经时刻的儒略日；

T₁—选择GPS星座第一轨道面升交点赤经时刻的儒略日；

N_GPS—GPS星座的轨道面；

N_design—设计星座的轨道面。

下面列举一个具体的实施例：

由于GPS星座有6个轨道面，在T₁＝16/10/2011，23:59:45.000UTCG时刻(2011年第289.99982639天，JulianDate＝2455851.49982639)的第一轨道面升交点赤经约为Ω_GPS＝2.5247°，轨道面进动速度为13.668814634487980°/年，换算为ω_GPS＝0.037448807217775°/天。

由此考虑互操作性的设计星座在发射时间t的轨道面升交点赤经应选择与GPS轨道面相差为最优：

算例：2012年4月1日0:0:0.000UTCG的JulianDate＝2456018.50000000，距离T₁为167.0002天，GPS轨道面进动-6.254°，变为-3.7293°。由此，设计星座的六个轨道面升交点赤经依次为26.2707°、86.2707°、146.2707°、206.2707°、266.2707°或326.2707°。

步骤6：判断用户是否有采用GEO卫星进行区域增强的设计需求，如果没有，则直接转到步骤8；如果有，则执行步骤7；

步骤7，在确定GEO卫星数量的前提下，优化GEO卫星的站位，以构型的覆盖性能作为优选标准，选择覆盖性能最优的GEO卫星站位；其中，考虑国际谈判可用性确定GEO卫星的轨位频率；然后转到步骤8；

步骤8，判断用户是否有采用IGSO卫星进行区域增强的设计需求，如果没有，则直接转到步骤9；如果有，则执行S8.1-S8.2；

S8.1，根据用户需求，选定IGSO卫星的轨道倾角、轨道偏心率和升交点地理经度；

S8.2，以覆盖性能、星间链路性能最优为优化目标，优化S8.1所选定的IGSO卫星的相位角，进而确定IGSO卫星的轨道面；其中，考虑国际谈判可用性确定IGSO卫星的轨位频率；

优化S8.1所选定的IGSO卫星的相位角的方法为：

利用VC驱动STK计算不同卫星的星间链路性能、统计服务区的PDOP可用性，运用isight软件调用VC驱动STK计算软件的可执行程序，以覆盖性能、星间链路性能最优作为优化目标，采用自适应模拟退火算法，优化IGSO卫星的相位角。

步骤9：制定星座分阶段部署策略：

首先，明确运载火箭的发射能力；其次，以构型PDOP值可用性作为优选标准，以服务区的性能提升最优为优化目标，确定组网顺序和卫星站位，得到星座分阶段部署策略；

步骤10：制定星座备份策略，包括星座组网阶段备份策略和星座运行阶段备份策略；

其中，星座组网阶段备份策略通过以下方法获得：

首先考虑运载火箭的发射成功率；其次，根据步骤9制定的星座分阶段部署策略，计算不同备份方式下的组网成功概率；最后，根据组网成功概率标准，优化各种备份策略，得到最终制定得到的组网阶段备份策略；

星座运行阶段备份策略通过以下方法获得：

首先，确定边界约束条件，包括卫星可靠性、可恢复故障平均间隔、可恢复故障平均修复时间、卫星操作维持平均间隔以及卫星操作维持平均持续时间因素；

其次，以所确定的边界约束条件为变量建立星座可用性模型，分别制定星座运行阶段的地面备份策略和在轨备份策略。

综上所述，本发明提供的导航卫星星座的工程设计方法，充分考虑了导航星座设计每个阶段需要考虑的因素，给出了导航卫星星座设计的步骤，按照所述设计方法，能够设计出满足用户需求、星座性能优、卫星数目少、而且与现有GNSS具有较好兼容互操作能力的导航星座。具体具有以下优点：

(1)在星座轨道高度和轨道倾角的选择过程中，综合考虑了现有GNSS轨道面的进动特性，使设计的星座拥有与现有GNSS相同的轨道面进动速度，从而提高星座间的兼容性。

(2)给出了星座初始升交点赤经的选择方法，可以实现与现有GNSS系统最佳的互操作性能。

(3)本发明涉及了星座设计方法、GEO区域增强站位设计方法以及IGSO区域增强轨位设计方法，在设计星座时考虑星座分阶段部署以及星座备份策略，结合导航星座设计各个阶段需要考虑的因素，可以设计出满足用户需求、星座性能优、卫星数目少、而且与现有GNSS具有较好兼容互操作能力的导航星座。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种导航卫星星座的工程设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1：确定卫星轨道高度；

步骤2：以步骤1确定的卫星轨道高度作为已知值，确定卫星轨道倾角；

步骤3：确定卫星数量；

计算不同卫星数量下最优构型的PDOP可用性，以构型PDOP值可用性作为优选标准，选择导航性能优于设定值的卫星数量；在导航性能相当的情况下，选择数量最少的卫星数量；

步骤4：确定轨道面数与相位因子；

以步骤3确定的卫星数量为已知值，计算不同轨道面数与相位因子下构型的PDOP可用性，以构型PDOP值可用性作为优选标准，选择导航性能最优的轨道面数与相位因子；

步骤5：确定初始升交点赤经；

S5.1，计算现有GNSS星座构型的轨道面进动速度；

S5.2，根据现有GNSS的某一时刻第一轨道面的升交点赤经，计算得到发射时刻设计星座的初始升交点赤经，以获得与现有GNSS最优的兼容互操作能力；

步骤6：判断用户是否有采用GEO卫星进行区域增强的设计需求，如果没有，则直接转到步骤8；如果有，则执行步骤7；

步骤7，在确定GEO卫星数量的前提下，优化GEO卫星的站位，以构型的覆盖性能作为优选标准，选择覆盖性能最优的GEO卫星站位；其中，考虑国际谈判可用性确定GEO卫星的轨位频率；然后转到步骤8；

步骤8，判断用户是否有采用IGSO卫星进行区域增强的设计需求，如果没有，则直接转到步骤9；如果有，则执行S8.1-S8.2；

S8.1，根据用户需求，选定IGSO卫星的轨道倾角、轨道偏心率和升交点地理经度；

S8.2，以覆盖性能、星间链路性能最优为优化目标，优化S8.1所选定的IGSO卫星的相位角，进而确定IGSO卫星的轨道面；其中，考虑国际谈判可用性确定IGSO卫星的轨位频率；

步骤9：制定星座分阶段部署策略；

首先，明确运载火箭的发射能力；其次，以构型PDOP值可用性作为优选标准，以服务区的性能提升最优为优化目标，确定组网顺序和卫星站位，得到星座分阶段部署策略；

步骤10：制定星座备份策略，包括星座组网阶段备份策略和星座运行阶段备份策略；

其中，星座组网阶段备份策略通过以下方法获得：

首先考虑运载火箭的发射成功率；其次，根据步骤9制定的星座分阶段部署策略，计算不同备份方式下的组网成功概率；最后，根据组网成功概率标准，优化各种备份策略，得到最终制定得到的组网阶段备份策略；

星座运行阶段备份策略通过以下方法获得：

首先，确定边界约束条件，包括卫星可靠性、可恢复故障平均间隔、可恢复故障平均修复时间、卫星操作维持平均间隔以及卫星操作维持平均持续时间因素；

其次，以所确定的边界约束条件为变量建立星座可用性模型，分别制定星座运行阶段的地面备份策略和在轨备份策略。

2.根据权利要求1所述的导航卫星星座的工程设计方法，其特征在于，

步骤1：确定卫星轨道高度具体包括以下步骤：

S1.1，根据空间辐射环境影响筛选备选轨道，得到符合设定轨道高度范围的第一备选轨道集合；

S1.2，根据轨道回归特性和避免共振轨道要求对S1.1得到的第一备选轨道集合进一步筛选，得到可选择的第二备选轨道集合；

S1.3，从S1.2得到的第二备选轨道集合中排除现有GNSS系统已经使用的轨道，并考虑与现有GNSS系统的兼容性，得到可选择的与现有GNSS系统兼容的第三备选轨道集合；

S1.4，假定Walker星座其它参数，以构型PDOP值可用性作为优选标准，从所述第三备选轨道集合中选择导航性能优于设定值的第四轨道集合；再从第四轨道集合中选择回归天数最少的轨道，则所选择的回归天数最少的轨道高度值即为最终确定的卫星轨道高度。

3.根据权利要求2所述的导航卫星星座的工程设计方法，其特征在于，S1.1中，空间辐射环境影响包括：地球辐射带范艾伦带、内辐射带h∈[2000,8000]km和外辐射带h∈[15000,20000]km；为避免范艾伦带的干扰，S1.1所确定的第一备选轨道集合中，各卫星轨道高度大于20000km。

S1.2中，MEO卫星选择回归周期大于5恒星日，以符合避免田谐项的共振影响的要求。

4.根据权利要求1所述的导航卫星星座的工程设计方法，其特征在于，步骤2：确定卫星轨道倾角，包括以下步骤：

S2.1，根据用户服务区纬度的需求，选定第一轨道倾角范围；

S2.2，基于步骤1确定的轨道高度，对第一轨道倾角范围按预设间隔进行遍历，以构型PDOP值可用性作为优选标准，得到导航性能高于设定值的第二轨道倾角范围；

S2.3，分别计算第二轨道倾角范围内的各个轨道倾角下轨道面的进动速度，并考虑与现有GNSS系统的兼容性，选择与现有GNSS系统兼容性最优的轨道倾角。

5.根据权利要求4所述的导航卫星星座的工程设计方法，其特征在于，S2.3中，各个轨道倾角下轨道面的进动速度通过以下公式计算得到：

$\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}=-\frac{3n{J}_2}{2{(1-e^2)}^2}{\left(\frac{R_e}{a}\right)}^2\cos \left(i\right)---\left(1\right)$

—星座轨道面进动速度；

n—星座轨道上卫星的角速度；

J₂—地球非球形摄动的二阶带谐项系数J2＝1.0826×10-3；

e—星座轨道上卫星的偏心率；

R_e—地球半径；

a—星座轨道上卫星的轨道高度，为步骤1确定的轨道高度；

i—星座轨道上卫星的轨道倾角。

6.根据权利要求1所述的导航卫星星座的工程设计方法，其特征在于，步骤3中，构型PDOP值可用性通过以下公式计算得到：

$\mathrm{CV}=\frac{\underset{t=t_0}{\overset{t_0+\mathrm{\ΔT}}{\mathrm{\Σ}}}\underset{i=1}{\overset{L}{\mathrm{\Σ}}}\mathrm{bool}({\mathrm{PDOP}}_{t,i}\≤{\mathrm{PDOP}}_{\max })\×{\mathrm{area}}_i}{\mathrm{\ΔT}\×\mathrm{Area}}\×100\%---\left(2\right)$

CV—PDOP值可用性；

t₀—仿真初始时间；

ΔT—仿真总时间；

L—网格点的总数；

PDOP_t,i—t时刻i网格点的PDOP值；

PDOP_max—预先定义的PDOP值的最大值；

area_i—i网格点的面积；

Area—总服务区面积。

7.根据权利要求1所述的导航卫星星座的工程设计方法，其特征在于，步骤5中，与GPS互操作性能最优的初始升交点赤经的通过以下公式计算得到：

${\mathrm{\Ω}}_{\mathrm{design},i}={\mathrm{\Ω}}_{\mathrm{GPS}}+{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{GPS}}(T-T_1)+\frac{1}{2}\·\frac{360}{N_{\mathrm{GPS}}}+\frac{360i}{N_{\mathrm{design}}},i=\mathrm{0,1},\·\·\·N_{\mathrm{design}}-1---\left(3\right)$

Ω_design,i—设计星座的初始升交点赤经；

Ω_GPS—GPS星座的第一轨道面的升交点赤经

ω_GPS—GPS星座的第一轨道面的进动速度，单位：°/天；

t—选择设计星座初始升交点赤经时刻的儒略日；

T₁—选择GPS星座第一轨道面升交点赤经时刻的儒略日；

N_GPS—GPS星座的轨道面；

N_design—设计星座的轨道面。

8.根据权利要求1所述的导航卫星星座的工程设计方法，其特征在于，S8.2中，优化S8.1所选定的IGSO卫星的相位角，具体为：

利用VC驱动STK计算不同卫星的星间链路性能、统计服务区的PDOP可用性，运用isight软件调用VC驱动STK计算软件的可执行程序，以覆盖性能、星间链路性能最优作为优化目标，采用自适应模拟退火算法，优化IGSO卫星的相位角。