CN106052482A - 一种针对区域打击任务的天基动能武器回归轨道部署方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种针对区域打击任务的天基动能武器回归轨道部署方法，本发明能够仅利用9个平台就可以完成相同任务背景下的快速打击任务。本发明利用回归轨道周期与地球自转周期的特殊关系带来的回归效应，经过一定时间后，星下点轨迹又重新回到原先通过路线上的轨道特性，使得在单个轨道面内只需一个平台就可实现天基动能武器对于区域目标打击任务的轨道部署方式，从而大幅降低任务所需的总平台数。

Description

一种针对区域打击任务的天基动能武器回归轨道部署方法

【技术领域】

本发明涉及一种针对区域打击任务的天基动能武器回归轨道部署方法。

【背景技术】

早在20世纪80年代，在“星球大战”的背景之下，美军就有了研制“上帝之杖”的初步构想，既从天基平台投掷钨、钛等金属制成的动能棒来摧毁地面目标。近期美国再次提出天基动能棒对地打击武器计划，并计划在2025年完成部署并初步形成战斗力。其他常规武器往往不具备战略威慑能力，对于越来越坚固的重要地下深埋目标，常规武器往往束手无策。上述多重因素促使美军试图在其他非核武器上寻求新的突破口和新的战略制高点，以“上帝之杖”为代表的天基动能棒对地打击武器成为最佳选择。

“上帝之杖”天基动能武器系统由位于低轨道的两颗卫星平台组成，一颗负责通讯和锁定目标，另一颗则搭载有大量被称为“上帝之杖”的金属长杆形动能金属棒。“上帝之杖”能以11公里/秒的初始速度进入大气层，即使在大气下层飞行时速度仍保持3公里/秒的攻击速度，并且公斤级质量的“上帝之杖”与吨级TNT当量产生的破坏能量基本相当。此外，与其他常规武器相比，“上帝之杖”还具有突防能力强和生存能力强的优点。

然而，在轨道部署方法方面，现有的轨道部署方法一般都采用walker星座部署方法，但该方法仅适用于机动能力较强的升力式再入打击模式，而针对机动能力小的动能式打击武器轨道部署方法，该方法的设计结果往往需要上千个平台，如此多的平台数量是工程实际中不能接受的。

【发明内容】

本发明的目的是针对地球上任意区域目标的打击任务需求，提供一种针对区域打击任务的天基动能武器回归轨道部署方法，该方法能够在显著减少武器平台个数的前提下，完成目标区域的快速打击任务(时间约束为100min)。

为达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：

一种针对区域打击任务的天基动能武器回归轨道部署方法，包括以下步骤：

第一步：根据打击需求确定任务指标，包括任务区域经纬度、打击时间约束以及动能武器机动能力；

第二步：以任务背景的时间约束和橫程机动地心角作为参考，选择回归轨道周期和轨道高度；

选择轨道周期T_t的整数倍n₁T_t为地球自转周期T_e的回归轨道；

考虑到实际情况中，轨道高度不可能低于150km，则：

选择N较大的回归轨道作为部署轨道；

第三步：为了再次成倍的减少平台数，故利用同周期重访条件计算获得合适的满足任务需求的轨道倾角；

轨道高度确定之后，依据每个平台在24小时周期内实现对目标打击一次的原则，获得平台个数随时间约束与机动能力变化规律曲面图；为了实现部署轨道与目标区域纬度平面的两个交点A、B都是有意义的覆盖点，则必须使地球从A自转到B的时间与平台从A飞行到B的时间相等，即

满足：

T_eAB＝T_tAB (3)

四面体中O为地心，AB为两个交点，OAB为轨道面，O’AB为目标点纬度面，则有

将上式与公式(3)联立后即求得满足要求的轨道倾角；

第四步：在轨道高度和轨道倾角已经确定的基础上，将各轨道升交点均匀部署到赤道上，并计算每条轨道上平台所应具有的真近点角值。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

现有walker星座部署方法针对目标区域时间约束为100min的快速打击任务需要大约2880个平台，而本发明设计的方法能够仅利用9个平台就可以完成相同任务背景下的快速打击任务。本发明利用回归轨道周期与地球自转周期的特殊关系带来的回归效应，经过一定时间后，星下点轨迹又重新回到原先通过路线上的轨道特性，使得在单个轨道面内只需一个平台就可实现天基动能武器对于区域目标打击任务的轨道部署方式，从而大幅降低任务所需的总平台数。

【附图说明】

图1为回归轨道部署方法流程图；

图2为完成任务的武器平台数随时间约束和机动能力变化关系示意图；

图3为武器平台同周期重访条件示意图；

图4为同周期重访时间与轨道倾角和倍数n关系图；

图5为仿真案例的部署方案示意图；

图6为STK仿真案例的覆盖性能示意图；

图7为仿真案例3D效果图；

图8为仿真案例2D星下点轨迹效果图；

图9为武器平台1在24h内三次完成打击任务的瞬间。

【具体实施方式】

下面结合附图对本发明做进一步详细描述：

参见图1-图9，本发明针对区域打击任务的天基动能武器回归轨道部署方法，包括以下步骤：

第一步：根据打击需求确定任务指标，包括任务区域经纬度、打击时间约束以及动能武器机动能力；

第二步：以任务背景的时间约束和橫程机动地心角作为参考，选择回归轨道周期和轨道高度；

选择轨道周期T_t的整数倍n₁T_t为地球自转周期T_e的回归轨道；

考虑到实际情况中，轨道高度不可能低于150km，则：

选择N较大的回归轨道作为部署轨道；

第三步：为了再次成倍的减少平台数，故利用同周期重访条件计算获得合适的满足任务需求的轨道倾角；

轨道高度确定之后，依据每个平台在24小时周期内实现对目标打击一次的原则，获得平台个数随时间约束与机动能力变化规律曲面图；为了实现部署轨道与目标区域纬度平面的两个交点A、B都是有意义的覆盖点，则必须使地球从A自转到B的时间与平台从A飞行到B的时间相等，即

满足：

T_eAB＝T_tAB (3)

四面体中O为地心，AB为两个交点，OAB为轨道面，O’AB为目标点纬度面，则有

将上式与公式(3)联立后即求得满足要求的轨道倾角；

第四步：在轨道高度和轨道倾角已经确定的基础上，将各轨道升交点均匀部署到赤道上，并计算每条轨道上平台所应具有的真近点角值。

实施例：

采用回归轨道可以充分利用轨道的回归特性来大大降低满足重点地区覆盖对平台个数的需求，下面结合具体算例对此进行验证和分析。

初始参数设定：

动能武器是升阻比为0.1、长约6m、直径30cm、重约100kg的钨棒，可按指令从天基武器平台释放，它通过离轨段轨道机动和再入段的姿态调整能够获得的覆盖区域近似为一个直径约100km的圆形区域，对应的横程机动地心角约为1°；假定目标区域经纬度为13.26N，144E。

部署方案设计：

仿真中选取周期为地球自转周期的1/16的回归轨道，并根据同周期重访条件选择n＝6的轨道倾角36.92°的9个平台进行部署，首先对平台1，2，3进行部署，然后以同样的的方法进行递推，分别完成平台4，5，6和7，8，9的部署，部署 方案如图5所示，各武器平台的参数如表3所示。

实施实例分析：

图6和表4是STK仿真场景覆盖性能的相关图表，图6为从2007.6.1的12:00到2007.6.2的12:00的24h内对于目标区域覆盖情况的时间轴，而表4是针对图6的具体数据列表。由图6和表4可知，每两次覆盖之间时间间隔均满足任务需求。

图7和图8为回归轨道部署方法的3D效果图和星下点轨迹2D效果图。图9则给出仿真开始后24h内具有代表性的几个关键时刻，其中图中彩色区域为任务的目标区域，青色圆锥为平台的对地覆盖可达域示意图，图9(a)是武器平台1在6月1日的20:57:41上行过程中完成打击任务的瞬间，图9(b)为武器平台1在6月2日的06:29:39利用同周期重访条件在下行过程中完成打击任务的瞬间，而图9(c)则是在图9(a)所示瞬间大约24h后的20:53:40再次在上行过程中完成打击任务，其他各平台情况类似，由此可见，该部署方案利用回归轨道周期性与同周期重访条件能够仅利用9个平台实现对目标任务点的快速打击任务。

通过分析可知，本发明提出的轨道部署方法在每个轨道面上只需要一个平台且每个平台在24h内可以覆盖任务区域两次，而如果采用传统walker星座来在该条件下进行轨道部署方案设计时，为了满足相同任务指标需求，则至少需要16个轨道面，每个轨道面上约180个平台，合计约2880个平台才能满足任务需求，这显然是不可能实现的。因此，本发明设计的新型轨道部署方法大幅减少了任务所需平台数，为天基动能式轨道部署提供了新方法。

表1回归轨道周期倍数与轨道高度和轨道周期关系

表2针对同周期重访的各参数关系

表3仿真案例各武器平台参数表

表4仿真案例各覆盖时间段参数表

以上内容仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明权利要求书的保护范围之内。

Claims (1)

1.一种针对区域打击任务的天基动能武器回归轨道部署方法，其特征在于，包括以下步骤：

第一步：根据打击需求确定任务指标，包括任务区域经纬度、打击时间约束以及动能武器机动能力；

第二步：以任务背景的时间约束和橫程机动地心角作为参考，选择回归轨道周期和轨道高度；

选择轨道周期T_t的整数倍n₁T_t为地球自转周期T_e的回归轨道；

考虑到实际情况中，轨道高度不可能低于150km，则：

$\left.\begin{array}{c}{T}_t>5250s\\ T_e=24*3600=86400s\end{array}\right\}\⇒N\≤16---\left(1\right)$

选择N较大的回归轨道作为部署轨道；

第三步：为了再次成倍的减少平台数，故利用同周期重访条件计算获得合适的满足任务需求的轨道倾角；

轨道高度确定之后，依据每个平台在24小时周期内实现对目标打击一次的原则，获得平台个数随时间约束与机动能力变化规律曲面图；为了实现部署轨道与目标区域纬度平面的两个交点A、B都是有意义的覆盖点，则必须使地球从A自转到B的时间与平台从A飞行到B的时间相等，即

$T_{eAB}=\frac{\∠{\mathrm{AO}}^{\′}B}{2\mathrm{\π}}{T}_e,T_{tAB}=\frac{\∠AOB}{2\mathrm{\π}}{T}_t+n_2\×T_t---\left(2\right)$

满足：

T_eAB＝T_tAB (3)

四面体中O为地心，AB为两个交点，OAB为轨道面，O’AB为目标点纬度面，则有

将上式与公式(3)联立后即求得满足要求的轨道倾角；

第四步：在轨道高度和轨道倾角已经确定的基础上，将各轨道升交点均匀部署到赤道上，并计算每条轨道上平台所应具有的真近点角值。