CN109146157A - 一种基于太阳同步回归轨道的共轨迹应急侦察星座优化设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种基于太阳同步回归轨道的共轨迹应急侦察星座优化设计方法，首先，输入目标中心位置经纬度坐标、卫星过顶时间以及侦察频次要求；其次，计算卫星的轨道高度、偏心率和轨道倾角；再次，根据卫星过顶时间计算格林尼治恒星时角；然后，计算基准卫星过顶时刻真近点角、基准卫星升交点赤经以及星座中卫星数目；接着，根据基准卫星升交点赤经、真近点角、侦察频次，优化设计星座中每颗卫星的升交点赤经；最后，输出星座中每颗卫星的轨道高度、偏心率、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经、真近点角。利用该方法可以快速设计出满足目标区域覆盖要求的应急侦察星座。

Description

一种基于太阳同步回归轨道的共轨迹应急侦察星座优化设计 方法

技术领域

本发明属于应急侦察星座优化设计领域，具体涉及一种基于太阳同步回归轨道的共轨迹应急侦察星座优化设计方法。

背景技术

随着航天技术的发展，世界各国为应对突发事件，对航天的应急响应能力提出了更高的要求，应急响应技术也成为了各国研究的热点。应急响应技术涉及很多关键技术，例如快速测试技术、模块化通用平台技术、模块化标准化有效载荷技术、发射点选取和快速应急轨道选择及设计等。这些技术大多数属于对航天器及载荷性能改进等关键技术，而应急侦察星座设计更多是从提升整体性能考虑，他们决定了快速响应系统与现有航天系统融合程度，对于整体提升航天系统具有重要意义。

目前国内外针对卫星星座的研究大多是基于现有的卫星星座，加入遗传算法、模拟退火算法等进行优化设计，或者是采用优化算法进行无构型约束的星座设计。王瑞提出了一个3+4N区域覆盖星座模型，并利用遗传算法进行了区域覆盖星座优化设计，3+4N区域覆盖星座模型定义星座中每颗卫星的半长轴、倾角、及偏心率都相同，而不同轨道面的升交点赤经、卫星数量不同，同一轨道面内卫星的近地点幅角相同，卫星平近点角均匀分布。该模型具有一定的通用性，但也做了一些简化，不适合由混合轨道卫星组成的星座设计(王瑞,马兴瑞,李明.采用遗传算法进行区域覆盖卫星星座优化设计.宇航学报,2002,23(3):24-28)。阎志伟利用改进后的优化算法对区域覆盖卫星星座进行了多目标优化设计(阎志伟,田菁,李汉铃.基于改进的NSGA-II算法的区域覆盖卫星星座优化.空间科学学报,2004,24(1):43–50)。郦苏丹研究了对区域通信卫星近地点幅角、升交点赤经和平近点角等星座参数进行优化的方法，并对5颗椭圆卫星星座进行了优化仿真，由于并没有将半长轴、偏心率、轨道倾角、轨道面数量以及每个轨道面内的卫星数作为优化设计参数，因此星座模型比较简单，不具备通用性(郦苏丹,朱江,李广侠.采用遗传算法的低轨区域通信星座优化设计.通信学报,2005,26(8):122–128)。陈盈果提出了面向移动目标的多星组网模式下卫星部署优化方法(陈盈果.面向任务的快速响应空间卫星部署优化设计方法研究[D].国防科学技术大学,2014)。

发明内容

针对现有星座设计技术对应急侦察问题针对性不强的问题，本发明提出一种基于太阳同步回归轨道的共轨迹应急侦察星座优化设计方法，充分利用了太阳同步轨道和回归轨道的优点，同时利用共轨迹的特点实现对指定目标的多次覆盖，可以利用较少的卫星实现在指定时间，对指定目标的多次覆盖，工程实用性强。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种基于太阳同步回归轨道的共轨迹应急侦察星座优化设计方法，包括以下步骤：

步骤1：计算卫星的轨道高度、偏心率、轨道倾角、近地点幅角；

太阳同步轨道能够实现单颗卫星在经过某一区域时以相同的光照条件对目标进行有效的侦察，因此应急侦察卫星采用太阳同步轨道。应急侦察卫星的轨道高度范围取200～1000km，为了尽可能提高卫星对指定区域的重访次数，选取回归周期一天的回归轨道，运用回归条件：

(24时/日)/(T时/圈)＝n圈/D日 (1)

式中T表示轨道运行周期；

n表示回归的圈数；

D表示回归的天数；

对于一天回归轨道来说，D取1；回归圈数n可以取14圈、15圈、16圈。由式(1)可计算轨道运行周期依次为1.714小时、1.6小时、1.5小时；

根据

式中a为轨道半长轴，μ为地球引力常数，取值3.98603×10¹⁴m³/s²，T为轨道运行周期；

根据式(2)可以计算得到一天回归的14圈、15圈、16圈轨道，对应的轨道半长轴依次为7271.932km、6945.033km、6652.556km；

综合考虑卫星的发射成本、卫星对地面的侦察分辨率以及低轨卫星受大气阻力影响大的特点，选取一天15圈回归的太阳同步回归轨道，轨道高度为6945.033km。

为了减小实际应用中对卫星进行管控的难度，采用圆轨道，即偏心率取零。由于采用圆轨道，近地点幅角为零；

太阳同步轨道半长轴、偏心率和轨道倾角的关系如下式所示：

cosi＝-4.7737×10²×(1-e)²×a^7/2 (3)

式中i为轨道倾角；

e为偏心率；

a为轨道半长轴；

根据式(3)可以计算出一天15圈太阳同步回归轨道的倾角为97.658°；

步骤2：根据卫星过顶时间计算格林尼治恒星时角；

根据卫星过顶时间的年月日时分秒，计算儒略日JD，如下式所示：

式中JD表示儒略日；yr、mon、day、hr、min、sec分别对应卫星过顶的年、月、日、时、分、秒；floor表示向下取整函数；

令T为相对于2000年1月1日12时的儒略世纪数，即

式中T_u为相对于2000年1月1日12时的儒略世纪数，JD表示儒略日；

格林尼治恒星时角θ_t可以用下式计算：

式中θ_t为格林尼治恒星时角，T_u为相对于2000年1月1日12时的儒略世纪数。

步骤3：计算基准卫星过顶时刻真近点角、基准卫星升交点赤经以及星座中卫星数目；

根据侦察目标中心位置的经纬度坐标由球面三角形公式可以计算卫星的真近点角f：

式中f为真近点角，为侦察目标中心位置的纬度坐标，i为轨道倾角；

根据格林尼治恒星时角θ_t和侦察目标中心位置的经度坐标λ，可以计算得到基准卫星升交点赤经：

Ω＝θ_t+λ (8)

式中Ω为基准卫星升交点赤经，θ_t为卫星过顶时的格林尼治恒星时角θ_t，λ为侦察目标中心位置的经度坐标。

星座中卫星数量由侦察频次和单颗卫星对目标的访问频次决定，为使星座的设计能够满足对任意目标的侦察需求，取星座中卫星的数量N等于侦察的频次，由于采用的是共轨迹星座，所以轨道面数量为1，卫星在轨道面内的真近点角均匀分布；

基准卫星真近点角为f，则星座中第j颗卫星的真近点角可以表示为：

θ_j＝f+j·360/N,j＝0…N-1 (9)

式中θ_j表示第j颗卫星的真近点角，f为基准卫星真近点角，j为整数，取值范围为0到N-1。

步骤4：根据基准卫星升交点赤经、真近点角、侦察频次，优化设计星座中每颗卫星的升交点赤经；

采用遗传算法进行星座优化设计，优化目标为卫星对目标的总覆盖时间最长，优化变量取卫星的升交点赤经，约束条件为升交点赤经的改变量为0°-24°之间。通过编码、适应度计算、选择、交叉、变异等迭代运算，得到目标函数取值最大的升交点赤经；

综上所述，本发明提供的一种基于太阳同步回归轨道的共轨迹应急侦察星座优化设计方法具有以下优点：

方案充分利用了太阳同步轨道和回归轨道的优点，同时利用共轨迹的特点实现对指定目标的多次覆盖，可以利用较少的卫星实现在指定时间，对指定目标的多次覆盖，工程实用性强。

附图说明

图1为本发明提供的一种基于太阳同步回归轨道的共轨迹应急侦察星座优化设计方法的流程示意图；

图2为基于遗传算法的应急侦察星座优化流程图；

具体实施方式

为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

结合图1，本发明提供一种基于太阳同步回归轨道的共轨迹应急侦察星座优化设计方法，包括以下步骤：

步骤1：计算卫星的轨道高度、偏心率、轨道倾角、近地点幅角；

太阳同步轨道能够实现单颗卫星在经过某一区域时以相同的光照条件对目标进行有效的侦察，因此应急侦察卫星采用太阳同步轨道。应急侦察卫星的轨道高度范围取200～1000km，为了尽可能提高卫星对指定区域的重访次数，选取回归周期一天的回归轨道，运用回归条件：

(24时/日)/(T时/圈)＝n圈/D日 (1)

式中T表示轨道运行周期；

n表示回归的圈数；

D表示回归的天数；

对于一天回归轨道来说，D取1；回归圈数n可以取14圈、15圈、16圈。由式(1)可计算轨道运行周期依次为1.714小时、1.6小时、1.5小时；

根据

式中a为轨道半长轴，μ为地球引力常数，为3.98603×10¹⁴m³/s²，T为轨道运行周期；

根据式(2)可以计算得到一天回归的14圈、15圈、16圈轨道，对应的轨道半长轴依次为7271.932km、6945.033km、6652.556km；

综合考虑卫星的发射成本、卫星对地面的侦察分辨率以及低轨卫星受大气阻力影响大的特点，选取一天15圈回归的太阳同步回归轨道，轨道高度为6945.033km；

为了减小实际应用中对卫星进行管控的难度，采用圆轨道，即偏心率取零。由于采用圆轨道，近地点幅角为零；

太阳同步轨道半长轴、偏心率和轨道倾角的关系如下式所示：

cosi＝-4.7737×10²×(1-e)²×a^7/2 (3)

式中i为轨道倾角；

e为偏心率；

a为轨道半长轴；

根据式(3)可以计算出一天15圈太阳同步回归轨道的倾角为97.658°；

步骤2：根据卫星过顶时间计算格林尼治恒星时角；

根据卫星过顶时间的年月日时分秒，计算儒略日JD，如下式所示：

式中JD表示儒略日；yr、mon、day、hr、min、sec分别对应卫星过顶的年、月、日、时、分、秒；floor表示向下取整函数；

令T_u为相对于2000年1月1日12时的儒略世纪数，即

式中T_u为相对于2000年1月1日12时的儒略世纪数，JD表示儒略日；

格林尼治恒星时角θ可以用下式计算：

式中θ_t为格林尼治恒星时角，T_u为相对于2000年1月1日12时的儒略世纪数。

步骤3：计算基准卫星过顶时刻真近点角、基准卫星升交点赤经以及星座中卫星数目；

根据侦察目标中心位置的经纬度坐标由球面三角形公式可以计算卫星的真近点角f：

式中f为真近点角，为侦察目标中心位置的纬度坐标，i为轨道倾角；

根据格林尼治恒星时角θ_t和侦察目标中心位置的经度坐标λ，可以计算得到基准卫星升交点赤经；

Ω＝θ_t+λ (8)

式中Ω为基准卫星升交点赤经，θ_t为卫星过顶时的格林尼治恒星时角θ_t，λ为侦察目标中心位置的经度坐标；

星座中卫星数量由侦察频次和单颗卫星对目标的访问频次决定，为使星座的设计能够满足对任意目标的侦察需求，取星座中卫星的数量N等于侦察的频次，由于采用的是共轨迹星座，所以轨道面数量为1，卫星在轨道面内的真近点角均匀分布；

基准卫星真近点角为f，则星座中第j颗卫星的真近点角可以表示为：

θ_j＝f+j·360/N,j＝0…N-1 (9)

式中θ_j表示第j颗卫星的真近点角，f为基准卫星真近点角，j为整数，取值范围为0到N-1；

步骤4：根据基准卫星升交点赤经、真近点角、侦察频次，优化设计星座中每颗卫星的升交点赤经；

采用遗传算法进行星座优化设计，优化目标为卫星对目标的总覆盖时间最长，优化变量取卫星的升交点赤经，约束条件为升交点赤经的改变量为0°-24°之间。通过编码、适应度计算、选择、交叉、变异等迭代运算，得到目标函数取值最大的升交点赤经。

本发明提供一种基于太阳同步回归轨道的共轨迹应急侦察星座优化设计方法，具体具有以下优点：

(1)充分利用了太阳同步轨道和回归轨道的优点，同时利用共轨迹的特点实现对指定目标的多次覆盖，可以利用较少的卫星实现在指定时间，对指定目标的多次覆盖；

(2)方案在设计过程中，考虑了应急侦察星座部署的轨道高度约束，利用共轨迹星座减小了部署的轨道面数，工程实用性强。

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 (1)

1.一种基于太阳同步回归轨道的共轨迹应急侦察星座优化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1：计算卫星的轨道高度、偏心率、轨道倾角、近地点幅角；

太阳同步轨道能够实现单颗卫星在经过某一区域时以相同的光照条件对目标进行有效的侦察，因此应急侦察卫星采用太阳同步轨道。应急侦察卫星的轨道高度范围取200～1000km，为了尽可能提高卫星对指定区域的重访次数，选取回归周期一天的回归轨道，回归圈数可以取14圈、15圈、16圈，对应的轨道半长轴依次为7271.932km、6945.033km、6652.556km。综合考虑卫星的发射成本、卫星对地面的侦察分辨率以及低轨卫星受大气阻力影响大的特点，选取一天15圈回归的太阳同步回归轨道，轨道高度为6945.033km。为了减小实际应用中对卫星进行管控的难度，采用圆轨道，即偏心率取零。由于采用圆轨道，近地点幅角为零。根据太阳同步轨道半长轴、偏心率和轨道倾角的关系，计算出一天15圈太阳同步回归轨道的倾角为97.658°；

步骤2：根据卫星过顶时间计算格林尼治恒星时角；

根据卫星过顶时间的年月日时分秒，计算儒略日，然后计算该儒略日对应的格林尼治恒星时；

步骤3：计算基准卫星过顶时刻真近点角、基准卫星升交点赤经以及星座中卫星数目；

根据侦察目标中心位置的经纬度坐标，由球面三角形公式可以计算卫星的真近点角；根据格林尼治恒星时角和侦察目标中心位置的经度坐标，可以计算得到基准卫星升交点赤经；星座中卫星数量由侦察频次和单颗卫星对目标的访问频次决定，为使星座的设计能够满足对任意目标的侦察需求，取星座中卫星的数量等于侦察的频次，由于采用的是共轨迹星座，所以轨道面数量为1，卫星在轨道面内的真近点角均匀分布；

步骤4：根据基准卫星升交点赤经、真近点角、侦察频次，优化设计星座中每颗卫星的升交点赤经；

采用遗传算法进行星座优化设计，优化目标为卫星对目标的总覆盖时间最长，优化变量取卫星的升交点赤经，约束条件为升交点赤经的改变量为0°-24°之间。通过编码、适应度计算、选择、交叉、变异等迭代运算，得到目标函数取值最大的升交点赤经。