CN107323689A - 在轨卫星对地勘察的轨道机动方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种在轨卫星对地勘察的轨道机动方法，利用卫星地固系星历计算出卫星载荷波束在地面目标方向的覆盖能力，通过比较地面目标与卫星经过地面目标的同纬度圈的经度、轨道机动时刻计算得到地面目标与卫星载荷地面投影相遇的时间差，由相遇时间差及运行圈次计算出卫星满足勘察要求所要具备的轨道周期，进而得到卫星轨道机动半长轴所需调整量，筛选出在卫星控制窗口期最小控制量及对应的地面目标覆盖时间，此控制量即为约束条件下最节省燃料的轨道机动控制量。本发明实现了短时内以最节省燃料的方式进行轨道机动在特定时间段内对地面目标的勘察。
Description
技术领域
本发明属于在轨航天器测控管理领域，涉及一种实现在轨卫星对地面目标勘察的轨道机动计算方法。
背景技术
对地勘察卫星一般为回归轨道，设计的回归轨道可使有效载荷对地面固定区域进行反复勘察。通过多颗卫星组网以多种载荷可对地面目标进行短时勘察。由于卫星组网前勘察的区域不同，组网后对新目标勘察会出现某些时段勘察覆盖间隙过大。为了缩短对新目标的最大重访间隔，需要短时间内完成对组网内某些卫星的轨道机动，使得这些卫星在指定的时间段内覆盖勘察目标。由于需要短时间内完成对地面目标覆盖勘察，另外卫星携带燃料有限，在约束条件下节省燃料也是轨道机动的优选方式。现有技术只是针对卫星标准设计轨道的固定勘察目标以地球摄动力长时间进行轨道机动，不具备对特殊需求的其他目标进行轨道机动，同时也不能短时完成在指定时段内对新目标的覆盖勘察，在多星临时组网中无法大幅缩短最大勘察覆盖间隙。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明提供一种在轨卫星对地勘察的轨道机动方法，通过计算卫星载荷与地面目标同纬度经度差，设计了卫星载荷对地投影与地面特定目标在指定的短时段内相遇，筛选给出符合约束条件最节省燃料的轨道机动控制量。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括以下步骤：
已知勘查卫星在地固系的位置星历为S(xl,yl,zl)，N为正整数；星载载荷在最大侧摆角φ下波束中心在地面的投影E，地球质心点o，地面目标R的地固系位置坐标为(xr,yr,zr)，大地坐标为(lonr,latr,hr)，lon表示大地经度，lat表示大地纬度，h表示大地高；设卫星载荷波束为圆锥型，锥角即载荷波束宽度为2η；当卫星在滚动方向侧摆时，卫星载荷波束与卫星地心矢量的夹角在(φ-η,φ+η)之间，则载荷波束在地球的投影为长半轴a1、短半轴b的半椭圆和长半轴a2、短半轴b的半椭圆组成的椭圆图形，a1＞a2，椭圆图形的中心即星载载荷波束中心在地面的投影E；
根据轨道控制要求卫星联合勘查要求勘查目标的时间从控制时刻Tc开始后Td时间段内完成；由S(xl,yl,zl)通过拉格朗日插值计算出(Tc,Tc+Td)时段内每圈次卫星在处的卫星位置S(xsj,ysj,zsj)及星下点G(xgj,ygj,zgj)，latΔ＝0.05， j＝1,…,10；
通过S(xsj,ysj,zsj)计算卫星与地心之间的距离
长半轴a1顶点与星下点G之间的弧长
长半轴a2顶点与星下点G之间的弧长
投影E与星下点G之间的弧长
短轴b顶点与星下点G之间的弧长
长半轴a1顶点与星下点G之间的弦长
长半轴a2顶点与星下点G之间的弦长
投影E与星下点G之间的弦长其中，Rej为卫星位于位置 S(xsj,ysj,zsj)时刻Tsj的星下点G与地心o之间的距离，
其中，ae为地球赤道半径，f为地球扁率；
已知载荷波束中心点E的地固系坐标为(xej,yej,zej)、星下点G及地面目标点R之间的夹角为∠GER，
如果∠GERj在投影椭圆的第二、三象限，则星载载荷在地面目标方向的覆盖能力如果∠GERj在投影椭圆的第一、四象限，则星载载荷在地面目标方向的覆盖能力
根据(FEk-1-FEk)(FEk-FEk+1)＜0计算得到FEk，即为卫星此圈经过交点周期latr的最短弧长，FEk在地面的覆盖经度FElonk＝FEk/loneq，其中，勘察点latr纬度圈的每度对应的弧长大地子午圈偏心率
卫星每圈次经过latr的交点周期为Tsm，m＝1,2,…,n，n为Td时段内卫星运行的圈次，
其中，轨道周期GM为地心引力常数；J2＝1082.636×10-6； a为轨道半长轴；e为卫星轨道偏心率；i为卫星轨道倾角；u*＝ω+fs，ω为卫星近地点幅角，fs为卫星真近点角；
与轨道机动时刻Tc的时间差ΔTscm＝Tsm-Tc；
若卫星在Tsm时刻勘查目标，从轨道机动时刻Tc开始，卫星轨道调整运行的圈次
卫星载荷波束与地面目标的经度差Δlonm＝lonsm-lonr-FElonm，其中，lonsm为Tsm时刻星下点G的大地坐标经度；
卫星轨道周期增量其中，ωe为地球自转角速度；
则在Tsm时刻卫星覆盖目标，需要的半长轴卫星轨道机动半长轴控制量Δam＝a-am'；
计算出(Tc,Tc+Td)时段内卫星轨道机动控制量Δam集合，从中筛选出最小控制量Δa，则此控制量是在勘查要求的启控时刻Tc及Td时间段内完成勘查所需的最小控制量；Δa对应的Tsm时刻即为轨道调整后卫星载荷勘查覆盖地面目标的时刻。
本发明的有益效果是：通过给出轨道机动方向及轨道半长轴控制量实现了对现有技术无法观测的地面特定目标的覆盖观测；依据卫星载荷投影每圈次与地面目标的相遇覆盖，从同纬度控制量中筛选出最小控制量，计算的轨道机动控制量在勘查时间段内最节省燃料。本发明实现了在指定的短时间段内，通过轨道机动对地面目标的勘察。
附图说明
图1卫星载荷侧摆覆盖区域示意图。
图2是卫星载荷投影示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明，本发明包括但不仅限于下述实施例。
本发明利用卫星地固系星历计算出卫星载荷波束在地面目标方向的覆盖能力，通过比较地面目标与卫星经过地面目标的同纬度圈的经度、轨道机动时刻计算得到地面目标与卫星载荷地面投影相遇的时间差，由相遇时间差及运行圈次计算出卫星满足勘察要求所要具备的轨道周期，进而得到卫星轨道机动半长轴所需调整量，筛选出在卫星控制窗口期最小控制量及对应的地面目标覆盖时间，此控制量即为约束条件下最节省燃料的轨道机动控制量，从而实现了短时内以最节省燃料的方式进行轨道机动在特定时间段内对地面目标的勘察。
1.计算每圈最短弧长
已知勘查卫星在地固系的位置星历为(其中：N为正整数；坐标原点为地球质心o，x的方向为地球质心指向格林尼治子午圈，z指向北极的国际习用原点，x,y,z成右手系)和星载载荷在最大侧摆角φ下波束中心在地面的投影E，地球质心点o，地面目标的R的地固系位置坐标为(xr,yr,zr)，则大地坐标为(lonr,latr,hr)(其中：lon为大地经度，lat为大地纬度，h为大地高)。设卫星载荷波束为简单圆锥型，锥角即载荷波束宽度为2η。当卫星在滚动方向侧摆时，卫星载荷波束与卫星与地心矢量的夹角在(φ-η,φ+η)之间，则载荷波束在地球的投影为长半轴a1、短半轴b和长半轴a2(a1＞a2)、短半轴b组成的椭圆图形，椭圆中心即星载载荷波束中心在地面的投影E。
根据轨道控制要求若卫星轨道控制时刻为Tc，卫星联合勘查要求勘查目标的时间从控制时刻Tc开始后Td时间段内完成。由(其中：N为正整数)通过拉格朗日插值计算出(Tc,Tc+Td)时段内每圈次卫星在(其中latΔ＝0.05， j为正整数，j＝1,…,10)处的卫星位置S(xsj,ysj,zsj)及星下点G(xgj,ygj,zgj)。
通过S(xsj,ysj,zsj)可得卫星与地心之间的距离so：
星载载荷在地面投影椭圆长半轴顶点a1与星下点G之间的弧长为：
星载载荷在地面投影椭圆长半轴顶点a2与星下点G之间的弧长为：
星载载荷波束中心在地面的投影E与星下点G之间的弧长为：
星载载荷在地面投影椭圆短轴顶点b与星下点G之间的弧长为：
计算星载载荷在地面的投影椭圆参数。星载载荷在地面投影椭圆长半轴顶点a1与星下点G之间的弦长为：
星载载荷在地面投影椭圆长半轴顶点a2与星下点G之间的弦长为：
星载载荷波束中心在地面的投影E与星下点G之间的弦长为：
其中，Rej为Tsj时刻卫星星下点G与地心o之间的距离：
其中，ae为地球赤道半径，ae＝6378137.0m
f为地球扁率，
已知载荷波束中心点E的地固系坐标为(xej，yej,zej)(其中：坐标原点为地球质心o， x的方向为地球质心指向格林尼治子午圈，z指向北极的国际习用原点，x,y,z成右手系)、星下点G及地面目标点R之间的夹角∠GER：
星载载荷在地面目标方向的覆盖能力FE：
如果∠GERj在投影椭圆的第二、三象限，则
如果∠GERj在投影椭圆的第一、四象限，则
求得FEj(其中：j为正整数，j＝1,…,10)序列，则由下式计算得到即为卫星此圈经过交点周期latr的最短弧长。
(FEk-1-FEk)(FEk-FEk+1)＜0(k＝2,3,…,9)
FEk在地面的覆盖经度为：
FElonk＝FEk/loneq
其中，loneq为勘察点latr纬度圈的每度对应的弧长；
eE为大地子午圈偏心率，
通过计算可以得到(Tc,Tc+Td)时段内卫星每圈次卫星经过latr载荷的覆盖能力序列
2.轨道调整量计算与筛选
卫星每圈次经过latr的交点周期Tsm(m＝1,2,…,n)(n为Td时段内卫星运行的圈次，)，与轨道周期T有以下关系：
其中，GM为地心引力常数，GM＝398600.5×109m3/s2
J2＝1082.636×10-6；
a为轨道半长轴；
e为卫星轨道偏心率；
i为卫星轨道倾角；
u*＝ω+fs，ω为卫星近地点幅角，fs为卫星真近点角。
与轨道机动时刻Tc的时间差ΔTsc为：
ΔTscm＝Tsm-Tc
若卫星在Tsm时刻勘查目标，从轨道机动时刻Tc开始，卫星轨道调整运行的圈次Δn：
卫星载荷波束与地面目标的经度差Δlon：
Δlonm＝lonsm-lonr-FElonm
其中，lonsm为Tsm时刻星下点G的大地坐标经度。
卫星轨道周期增量为ΔT：
其中，ωe为地球自转角速度，ωe＝7292115.1467×10-11rad/s
则在Tsm时刻卫星覆盖目标，需要的半长轴a'：
其中，GM为地心引力常数，GM＝398600.5×109m3/s2
卫星轨道机动半长轴控制量为Δam，
Δam＝a-am'
其中，a为卫星轨道半长轴。
计算出(Tc,Tc+Td)时段内卫星轨道机动控制量Δam集合，则从Δam中筛选出最小控制量Δa，则此控制量是在勘查要求的启控时刻Tc及Td时间段内完成勘查所需的最小控制量。
Δa＝min{Δam}
Δa对应的Tsm时刻即为轨道调整后卫星载荷勘查覆盖地面目标的时刻。
已知A、B星的最大侧摆角为35°，轨道参数如表1所示，下面以A、B两颗卫星临时组网给出本发明的具体实施示例。
表1
地面目标R的大地坐标为(0.0,120.0,0)。
则两星对目标R的最大不可见时间为：2017-03-02 18:04:8.013到2017-03-0418:28:41.847，最大间隔约为2904分钟。
对A星轨道进行机动，指定轨道机动时刻为：2017-03-01 21:00:0.0。
计算最短弧长(单位：千米)：
6618.28184
8770.1592
8648.75912
6435.16606
3919.13527
1352.6118
1224.08141
3791.54478
6312.32926
8561.32743
8844.86976
6740.90815
4238.78626
1675.55997
1900.87193
3470.88105
计算半长轴修正量：
1)计算的轨道机动半长轴调整序列为(单位：千米)：
598.2143786
-1246.451076
326.992727
-1394.639875
86.77948588
-1527.685794
-71.80289151
1417.500139
-267.6155261
1134.866448
-444.5540333
881.6288482
-605.2777892
653.1737185
-751.9574975
445.8576701
2)轨道机动调整量为(单位：千米)：
最节省燃料的轨道机动半长轴调整量为：-71.80289151。控制时刻2017-03-0121:00:0.0A星半长轴为6863.228985，调整后的半长轴为6791.42609349。
经过轨道调整后，则两星对目标R的最大不可见时间为：2017-03-02 18:04:8.013到2017-03-03 07:04:43.833，最大间隔约为780分钟。
Claims (1)
1.一种在轨卫星对地勘察的轨道机动方法，其特征在于包括下述步骤：
已知勘查卫星在地固系的位置星历为S(xl,yl,zl)，N为正整数；星载载荷在最大侧摆角φ下波束中心在地面的投影E，地球质心点o，地面目标R的地固系位置坐标为(xr,yr,zr)，大地坐标为(lonr,latr,hr)，lon表示大地经度，lat表示大地纬度，h表示大地高；设卫星载荷波束为圆锥型，锥角即载荷波束宽度为2η；当卫星在滚动方向侧摆时，卫星载荷波束与卫星地心矢量的夹角在(φ-η,φ+η)之间，则载荷波束在地球的投影为长半轴a1、短半轴b的半椭圆和长半轴a2、短半轴b的半椭圆组成的椭圆图形，a1＞a2，椭圆图形的中心即星载载荷波束中心在地面的投影E；
根据轨道控制要求卫星联合勘查要求勘查目标的时间从控制时刻Tc开始后Td时间段内完成；由S(xl,yl,zl)通过拉格朗日插值计算出(Tc,Tc+Td)时段内每圈次卫星在处的卫星位置S(xsj,ysj,zsj)及星下点G(xgj,ygj,zgj)，latΔ＝0.05，j＝1,…,10；
通过S(xsj,ysj,zsj)计算卫星与地心之间的距离
长半轴a1顶点与星下点G之间的弧长
长半轴a2顶点与星下点G之间的弧长
投影E与星下点G之间的弧长
短轴b顶点与星下点G之间的弧长
长半轴a1顶点与星下点G之间的弦长
长半轴a2顶点与星下点G之间的弦长
投影E与星下点G之间的弦长其中，Rej为卫星位于位置 S(xsj,ysj,zsj)时刻Tsj的星下点G与地心o之间的距离，
其中，ae为地球赤道半径，f为地球扁率；
已知载荷波束中心点E的地固系坐标为(xej,yej,zej)、星下点G及地面目标点R之间的夹角为∠GER，
如果∠GERj在投影椭圆的第二、三象限，则星载载荷在地面目标方向的覆盖能力如果∠GERj在投影椭圆的第一、四象限，则星载载荷在地面目标方向的覆盖能力
根据(FEk-1-FEk)(FEk-FEk+1)＜0计算得到FEk，即为卫星此圈经过交点周期latr的最短弧长，FEk在地面的覆盖经度FElonk＝FEk/loneq，其中，勘察点latr纬度圈的每度对应的弧长大地子午圈偏心率
卫星每圈次经过latr的交点周期为Tsm，m＝1,2,…,n，n为Td时段内卫星运行的圈次，
其中，轨道周期GM为地心引力常数；J2＝1082.636×10-6；a为轨道半长轴；e为卫星轨道偏心率；i为卫星轨道倾角；u*＝ω+fs，ω为卫星近地点幅角，fs为卫星真近点角；
与轨道机动时刻Tc的时间差ΔTscm＝Tsm-Tc；
若卫星在Tsm时刻勘查目标，从轨道机动时刻Tc开始，卫星轨道调整运行的圈次
卫星载荷波束与地面目标的经度差Δlonm＝lonsm-lonr-FElonm，其中，lonsm为Tsm时刻星下点G的大地坐标经度；
卫星轨道周期增量其中，ωe为地球自转角速度；
则在Tsm时刻卫星覆盖目标，需要的半长轴卫星轨道机动半长轴控制量Δam＝a-am'；
计算出(Tc,Tc+Td)时段内卫星轨道机动控制量Δam集合，从中筛选出最小控制量Δa，则此控制量是在勘查要求的启控时刻Tc及Td时间段内完成勘查所需的最小控制量；Δa对应的Tsm时刻即为轨道调整后卫星载荷勘查覆盖地面目标的时刻。
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Legal Events
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| GR01 | Patent grant | ||
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| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee | ||
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Granted publication date: 20191105 Termination date: 20210420 |