CN110203422A - 针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法 - Google Patents

针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，将目标区域内对角的两个点作为目标点；所述卫星轨道对所述目标区域全覆盖；设定轨道倾角搜索范围；在轨道倾角搜索范围内，间隔固定的轨道倾角的角度差值，遍历轨道倾角的角度值，并计算每个倾角角度值所对应的卫星轨道星下点轨迹多次过境目标纬度圈时星下点轨迹的经度值；计算目标点地心经度和星下点轨迹过境目标点纬度圈时地心经度值之间的差值；选取地心精度差值满足要求的卫星轨道。本发明结合卫星侦察条带宽度指标和卫星轨道高度上下限，通过遍历和迭代方法快速设计出在指定侦察时间内对面目标区域实施全覆盖侦察的圆回归卫星轨道。

Description

针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法
技术领域
本发明涉及卫星轨道设计方法，具体涉及一种针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法。
背景技术
针对目标区域探测的快速响应卫星通常为了获得较高的地面分辨能力和周期访问能力，一般采用圆形低轨回归轨道。当前快速响应卫星轨道设计方法主要针对点目标区域侦查应用，对面目标区域侦察的研究比较缺乏。此外，现有快速响应卫星轨道设计过程中忽略了发射轨道参数的影响，并且在计算卫星过境目标区域侦察窗口的时候没有根据地球运动模型参数进行精确修正。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明公开了一种针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法。
本发明的技术方案如下：
一种针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，将目标区域对角的两个点作为目标点；所述卫星轨道对所述目标区域全覆盖；设定轨道倾角搜索范围；在所述轨道倾角搜索范围内，间隔固定的轨道倾角的角度差值，遍历轨道倾角的角度值，并计算每个倾角角度值所对应的卫星轨道星下点轨迹多次过境目标纬度圈时星下点轨迹的经度值；计算所述目标点地心经度值和星下点轨迹过境目标点纬度圈时地心经度值之间的差值；选取所述地心经度值之间的差值在设定范围内的卫星轨道。
其进一步的技术方案为：如果卫星载荷类型为CCD光学设备，则以卫星发射部署完成时刻为起点，计算目标区域24小时内太阳高度角满足门限要求的UTC时间观测窗口；如果判断当前轨道卫星过境目标点时刻不在观测窗口内，对于当前入轨模式轨道倾角，间隔固定的轨道倾角的角度差值，遍历轨道倾角的角度值，并计算每个倾角角度值所对应的卫星轨道星下点轨迹多次过境目标纬度圈时星下点轨迹的经度值；计算所述目标点地心经度值和星下点轨迹过境目标点纬度圈时地心经度值之间的差值；选取所述地心经度值之间的差值在设定范围内的卫星轨道。
其进一步的技术方案为：具体包括：
步骤101、模块初始化：
步骤102、判断卫星轨道星下点轨迹过境目标纬度圈的次数，如果次数在最大次数范围内，则进入步骤103；如果次数超过最大次数，则进入步骤111；
步骤103、判断所计算过的卫星入轨模式，如果未计算过所有的入轨模式，则进入步骤104；如果已经计算过所有的卫星入轨模式，则卫星轨道星下点轨迹过境目标纬度圈的次数加一次，并重新计算卫星入轨模式，之后返回步骤102；
步骤104、对于当下入轨模式中的轨道倾角遍历范围内所有卫星轨道，计算此次过境目标纬度圈时星下点经度分布，选取遍历范围内过境时刻星下点经度与目标点经度偏差值最小的轨道；
步骤105、判断步骤104中的偏差值是否满足指标要求，如果偏差值满足要求，则进入步骤106；如果偏差值不满足要求，则继续计算下一种卫星入轨模式，之后返回步骤103；
步骤106、判断当前卫星载荷类型是否为CCD光学设备，如果是，则进入步骤107；如果否，则进入步骤110；
步骤107、判断当前轨道卫星过境目标点时刻是否在观测窗口内，如果判断结果为否，则进入步骤108；如果判断结果为是，则进入步骤110；
步骤108、对于当前入轨模式中的轨道倾角遍历范围内的所有卫星轨道，计算此次过境目标纬度圈时星下点经度分布，选取遍历范围内过境时刻星下点经度与目标点经度偏差值最小的轨道；
步骤109、判断步骤108中的偏差值是否满足指标要求，如果偏差值满足要求，则进入步骤110；如果偏差值不满足要求，则继续计算下一种卫星入轨模式，之后返回步骤103；
步骤110、当前轨道设计方案满足要求，轨道参数存放在数组中，统计轨道涉及方案满足要求的个数，之后返回步骤103；
步骤111、圆回归轨道设计模块计算完成。
其进一步的技术方案为：，在轨道倾角搜索范围内，间隔固定的轨道倾角的角度差值，遍历轨道倾角的角度值的方法为：
步骤301、轨道倾角遍历范围的参数初始化，轨道倾角遍历初始值为domainDegreeLower，遍历间隔0.01度，遍历次数indexNum，索引index＝1；
步骤302、判断索引是否到达设定值，如果index≤indexNum，则进入步骤303；如果index＞indexNum，则进入步骤304；
步骤303、对当前轨道倾角为
IiAngleDegree＝domainDegreeLower+0.01*(index-1)的卫星发射轨道和卫星运行轨道，计算卫星星下点轨迹多次过境目标纬度圈时的星下点地心经度与目标点地心经度的偏差分布数据，并对索引值index+1，之后重复步骤302；
步骤304、对于遍历范围内indexNum条卫星轨道星下点轨迹多次过境目标纬度圈时的星下点地心经度与目标点地心经度的偏差分布进行统计，选取偏差值最小的轨道；
步骤305、对该最小偏差值minValue进行门限threshold判决，当minValue≤threshold，则进入步骤306，当minValue＞threshold，则判断该最小偏差值minValue为无效值；
步骤306、最小偏差值minValue对应的有效轨道参数保存在minTimeOrbit数组中，并得到有效轨道倾角值。
其进一步的技术方案为，所述卫星轨道选取后，对轨道参数进行再判断，其具体过程是：
步骤201、根据轨道倾角遍历范围和初始轨道半长轴a0，进行初始轨道设计，获取轨道倾角值IiAngleDegreeTemp，保留当前轨道半长轴值aM＝a0，索引index＝0；
步骤202、判断轨道倾角值IiAngleDegreeTemp是否有效，如果轨道倾角值IiAngleDegreeTemp有效，则进入步骤203；如果轨道倾角值IiAngleDegreeTemp无效，则判断为无效值；
步骤203、判断索引数值大小，如果索引小于设定值，则进入步骤204，如果索引大于或者等于设定值，则判断为无效值；
步骤204、迭代计算中前次计算的轨道半长轴为aM_OLD＝aM，迭代计算中前次计算的轨道倾角为IiAngleDegreeTemp_OLD＝IiAngleDegreeTemp；对于当前轨道倾角IiAngleDegreeTemp，在轨道半长轴有效范围[aL,aU]内迭代计算轨道半长轴aM；
步骤205、判断轨道半长轴aM是否有效，如果有效，则进入步骤206，如果无效，则判断为无效值；
步骤206、根据轨道倾角遍历范围和第j次过境目标纬度圈和轨道半长轴aM，进行轨道设计，获取轨道倾角IiAngleDegreeTemp；
步骤207、判断IiAngleDegreeTemp是否有效，如果无效，则判断为无效值，如果有效，则进入步骤208；
步骤208、计算轨道半长轴偏离量AaDelta＝fabs(aM-aM_OLD)；计算轨道倾角偏离量IiDelta＝fabs(IiAngleDegreeTemp-IiAngleDegreeTemp_OLD)；索引累积：index+1；
步骤209、判断轨道半长轴偏离量和轨道倾角偏离量数值，如果有AaDelta＜0.01且IiDelta＜0.01，则判断轨道参数为有效轨道参数，进入步骤210，如果不满足AaDelta＜0.01且IiDelta＜0.01，则返回步骤203；
步骤210，有效轨道参数值保存在minTimeOrit数组中。
其进一步的技术方案为：卫星入轨后6次过境目标纬度圈；计算卫星过境时刻星下点经度与目标点经度偏差值的方法是：
步骤4092、计算卫星入轨后6次过境目标纬度圈时刻依次为：
t1＝tI+(uT1-uI)/n；t2＝tI+(uT2-uI)/n；t3＝t1+tΩ；
t4＝t2+tΩ；t5＝t1+2tΩ；t6＝t2+2tΩ；
其中，n为卫星平均角速度，tΩ为轨道周期；uT1和uT2分别为卫星入轨后第1次和第2次过境目标纬度圈的卫星纬度辐角值；
步骤4093、计算入轨后星下点第一次和第二次过境目标纬度圈时地心经度LonT1和LonT2；
步骤4094、计算入轨后第三次、第四次、第五次、第六次过境目标纬度圈时刻的地心经度：
步骤4095、计算卫星星下点轨迹6次过境目标纬度圈时刻地心经度与目标点地心经度的偏差。
其进一步的技术方案为：卫星入轨后第1次和第2次过境目标纬度圈的卫星纬度辐角uT1和uT2的计算方法为：
步骤406、判断判断卫星的入轨模式，如果下降入轨模式，则进入步骤407；如果是上升入轨模式，则进入步骤408；
步骤407、分4种情况计算卫星入轨后第1次和第2次过境目标纬度圈的卫星纬度辐角值，4种情况依次为步骤4071～步骤4074所示；
步骤4071，当目标点在北半球且目标点纬度小于入轨点纬度时，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π且时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；
步骤4071中有：Δu＝π-uT1；utemp＝π+2Δu；
步骤4072、当目标点在南半球且目标点纬度小于入轨点纬度，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π且时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；
步骤4072中有：Δu＝uT1-π；utemp＝π-2Δu；
步骤4073、当目标点在北半球且目标点纬度大于入轨点纬度，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π且时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；
步骤4073中有Δu＝tempRadian；utemp＝π-2Δu；
步骤4074、当目标点在南半球且目标点纬度大于入轨点纬度，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π且时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；
步骤4074中有Δu＝fabs(tempRadian-2π)；utemp＝π+2Δu；
步骤408、分以下6种情况计算卫星入轨后第1次和第2次过境目标纬度圈的卫星纬度辐角值；6种情况依次为步骤4081～步骤4086所示：
步骤4081、当目标点在北半球、目标点纬度大于入轨点纬度且入轨点在下降段，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π、且uI＞π/2时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；
步骤4081中有Δu＝tempRadian，utemp＝π-2Δu；
步骤4082、目标点在南半球、目标点纬度大于入轨点纬度且入轨点在下降段，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π、且uI＞π/2时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；
步骤4082中有Δu＝fabs(tempRadian-2π)，utemp＝π+2Δu；
步骤4083、目标点在北半球、目标点纬度大于入轨点纬度且入轨点在上升段，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π、且uI≤π/2时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第二次过境：uT2＝uT1+utemp；
步骤4083中有Δu＝uT1；utemp＝π-2Δu；
步骤4084、当目标点在南半球、目标点纬度大于入轨点纬度且入轨点在上升段不存在，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π、且uI≤π/2，此种情况不存在，直接进入步骤409；
步骤4085、当目标点在北半球且目标点纬度小于入轨点纬度，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π且时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；
步骤4085中有utemp＝π+2Δu；
步骤4086、当目标点在南半球且目标点纬度小于入轨点纬度时，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π且时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；
步骤4086中有utemp＝π+2Δu。
其进一步的技术方案为：卫星入轨后星下点第一次和第二次过境目标纬度圈时地心经度LonT1和LonT2的计算过程包括如下步骤：
步骤501、根据卫星半长轴aI和当前时刻纬度辐角uT，计算卫星在地心轨道坐标系下的位置矢量r＝[aIcos(uT) aIsin(uT)0]′；
步骤502、根据相对入轨时刻时间差Δt和升交点赤经导数计算当前时刻卫星运行轨道的升交点赤经其中ΩI为卫星入轨时刻的升交点赤经；
步骤503、根据相对入轨时刻时间差Δt和近地点辐角导数计算当前时刻卫星运行轨道的近地点辐角其中ωI为卫星入轨时刻的近地点辐角；
步骤504、构建地心轨道坐标系到地心惯性坐标系的转换矩阵，其中i为轨道倾角，
步骤505、对地心轨道坐标系下的位置矢量进行坐标转转获取地心惯性ECI坐标系下的位置矢量Peci：peci＝Tm×r；
步骤506、查询地球运动参数EOP文件，将ECI位置矢量Peci转换为ECEF位置矢量Pecef；
步骤507、根据ECEF位置矢量Pecef计算当前时刻圆形轨道卫星的星下点轨迹地心经度Lon。
其进一步的技术方案为：将ECI位置矢量转换为ECEF位置矢量的方法包括以下步骤：
步骤601、从地球运动参数EOP文件中读取当前时刻t的六个关键地球运动参数：(TAI-UTC)差值时间dat，单位为秒，其中UTC为当前时刻t的世界协调时，原子时TAI＝UTC+dat；极移X分量，单位为弧度；极移Y分量，单位为弧度；(UTC1-UTC)差值时间dut，单位为秒，其中UTC1为消除了极移影响后得到的世界时；赤经章动ΔΨ修正量δΔΨ，单位为弧度；交角章动Δε修正量δΔε，单位为弧度；
步骤602、计算当前时刻t的岁差转换矩阵P(t)：
在转换矩阵P(t)中有
ζ＝(2306.2181T+0.30188*T2+0.017998T3)/3600.0
θ＝(2004.3109T-0.42665T2-0.041833T3)/3600.0
z＝(2306.2181T+1.09468T2+0.018203T3)/3600.0
时间自变量T为地球时TT从J2000时刻起算的儒略世纪数；
T＝(JDTT-2451545.0)/36525.0
地球时TT＝TAI+32.184，其对应的儒略日时间为JDTT；
步骤603、计算当前时刻t的章动转换矩阵N(t):
在章动转换矩阵N(t)中有：
章动角分量φi和系数Ai,Bi,Ci,Di根据IAU1980章动数据表进行计算；T时刻平黄赤交角为：
T时刻真黄赤交角
步骤604、计算当前时刻t的地球自转转换矩阵R(t)：
地球自转转换矩阵R(t)中格林尼治真恒星时θGMST＝GMST(JDUT1)为当前世界时UTC1时刻儒略日时间的格林尼治平恒星时；
步骤605、计算当前时刻t的极移转换矩阵W(t):
极移分量xp和yp从地球运动参数EOP数据中获取；
步骤606、t时刻ECI坐标下的坐标向量rECI转化为ECEF坐标下的坐标向量rECEF：rECEF＝[W(t)′][R(t)′][N(t)′][P(t)′]rECI。
本发明的有益技术效果是：
本发明提出了一种针对面目标区域探测的快速响应卫星圆回归轨道设计方法，综合了卫星发射轨道参数对卫星运行轨道的影响因素，以轨道半长轴和轨道倾角为未知量依据星下点轨迹要求进行联合迭代计算，并且结合地球运动模型参数进行精确卫星星下点轨迹修正。卫星轨道回归系数为非整数，其分数部分的选取根据卫星侦察条带宽度、侦察覆盖重叠度和回归轨道参数等数据进行综合计算，确保对面目标区域进行全覆盖侦察。具体的：
(1)本发明结合卫星侦察条带宽度指标和卫星轨道高度上下限，通过遍历和迭代方法快速设计出在指定侦察时间内对面目标区域实施全覆盖侦察的圆回归卫星轨道；
(2)本发明具备在10分钟内完成卫星轨道规划设计的能力，满足快速响应卫星实施需求；
(3)本发明结合卫星发射轨道模型和地球运动模型(本发明考虑了岁差、章动、自转和极移等地球复杂运动模型)，对卫星星下点过境面目标区域的地心经纬度分布情况进行精确计算,确保轨道设计方案的准确性；
(4)本发明根据卫星侦察条带宽度、侦察覆盖重叠度和轨道参数等数据进行综合计算，通过合理选取回归系数实现对面目标区域探测的全覆盖侦察；
(5)本发明在卫星轨道设计流程中考虑了太阳光照参数对于光学载荷卫星轨道设计的约束，根据轨道参数计算在太阳高度角约束条件下的卫星发射窗口。
附图说明
图1是圆回归轨道设计模块的运行流程图。
图2是圆回归轨道迭代计算模块的运行流程图。
图3是迭代计算轨道半长轴的流程示意图。
图4是地心经度分布计算模块的运行流程图。
图5是圆轨道卫星的发射轨道和运行轨道计算模块的运行流程图。
图6是圆轨道卫星的星下点轨迹计算模块的运行流程图。
图7是ECI坐标系转ECEF坐标系模块的运行流程图。
具体实施方式
本发明提出一种针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法。本发明的设计思路和原理详述于如下的步骤1～步骤3。
步骤1、读取指定面目标区域边界点的经纬度数据，计算面目标区域边界大地经度范围[LonMin,LonMax]和大地纬度范围[LatMin,LatMax]，选取轨道设计目标点A的大地经纬度为(LonMin,LatMin)，目标点B的大地经纬度为(LonMax,LatMax)。
步骤2、针对目标点A和目标点B分别进行过境该目标点的卫星圆回归轨道设计。
卫星回归轨道必须满足R×Δλ＝N×2π的回归特性，其中Δλ为连续两次卫星星下点轨迹的经度差，整数N为轨道回归天数，整数R为轨道回归圈数。
卫星圆回归轨道的非整数回归系数为：
式1.01中，回归系数Q的整数部分为Qi，分数部分为Qf＝C/N。
对于目标点A，选取整数C为1，则卫星第2天的星下点轨迹将从第1天的星下点轨迹向东移动一个基本经度间距其所对应赤道上的基本距离间距为d＝α×Re，其中Re为地球半径。
对于目标点B，选取整数C为(N-1)，则卫星第2天的星下点轨迹将从第1天的星下点轨迹向西移动一个基本经度间距所对应赤道上的基本距离间距为d＝α×Re。
根据卫星侦察条带成像幅宽We(为两侧总宽度)和侦察覆盖重叠度δ进行轨道回归圈数R和回归天数N的合理选取，确保有则卫星轨道对面目标区域可以实现全覆盖侦察。
根据选取的目标点和回归系数，本发明将根据如下方法对面目标区域进行圆回归轨道设计。
快速响应卫星覆盖轨道通常采用共面发射的单共切轨道入轨方式，可分为发射轨道与运行轨道两部分。在发射点L和入轨点I之间的部分为卫星发射轨道；卫星经过入轨点I之后为卫星运行轨道。近地快速覆盖轨道通常采用共面发射，单共切轨道入轨。
在共面发射条件下，卫星发射轨道和运行轨道的轨道倾角i相等。其中轨道倾角i定义为用地轴的北极方向与轨道平面的正法线方向之间的夹角度量，0≤i≤π，当i＝0或π为赤道轨道，当i＝π/2为极地轨道。
发射轨道和运行轨道的升交点赤经Ω也相等。其中升交点赤经Ω定义为从北极上看从春分点逆时针转到升交点位置的转角，0≤Ω＜2π。
卫星发射轨道为椭圆轨道，通常可以采用卫星发射时刻tL的轨道6根数{aL,eL,i,Ω,ωL,fL}描述；卫星运行轨道为圆或椭圆轨道，可以采用卫星入轨时刻tI的轨道6根数{aI,eI,i,Ω,ωI,fI}描述。
其中，aL为发射轨道半长轴；eL为发射轨道偏心率；ωL为发射轨道近地点辐角；fL为发射轨道真近点角；aI为运行轨道半长轴；eI为运行轨道偏心率，0≤eI＜1；ωI为运行轨道近地点辐角，也即沿着卫星运动方向从升交点转到近地点的角度，0≤ωI＜2π；fI为运行轨道真近点角，也即沿着卫星运动方向从近地点转到卫星位置的角度，0≤fI＜2π。
设置发射点L的地心经纬度为入轨点I的地心经纬度为设置地面目标点的地心经纬度为定义3个时刻点：发射时刻tL、入轨时刻tI和卫星过境目标纬度圈时刻tT。则卫星发射时刻tL的卫星纬度辐角为：uL＝fL+ωL；卫星入轨时刻tI的卫星纬度辐角为：uI＝fI+ωI；卫星过境目标纬度圈时刻tT的卫星纬度辐角为：uT＝fT+ωI。
卫星采用单共切轨道入轨，发射轨道与地球相交于发射点，与运行轨道相切于远地点，该点为卫星入轨点。发射点在发射轨道上的真近点角fL＝π-βL，其中βL为发射轨道的地心角。入轨点在发射轨道上的真近点角fI＝π。
定义发射轨道半通径计算如下：
p＝aI*(1+eL*cos(fI)) (1.02)
发射轨道偏心率eL的计算如下：
发射点的偏近点角EL的计算如下：
发射点的平近点角ML的计算如下：
ML＝EL-eLsin(EL) (1.05)
发射轨道半长轴aL计算如下：
卫星入轨时刻tI的计算如下：
式1.07中，μ＝398600.4415km3/s2为引力常数。
对于地心经纬度为的发射点L，根据球面三角公式，则发射点地心纬度轨道倾角i和发射点卫星纬度辐角uL具有如下重要关系：
当前应急发射点只考虑在国内(即在北半球)情况，则在式1.08中，所以有0＜uL＜π。
卫星入轨有4种入轨模式，模式1：逆行下降模式；模式2：逆行上升模式；模式3：顺行下降模式；模式4：顺行上升模式。对于目标点A采用入轨模式3和入轨模式4设计轨道。对于目标点B采用入轨模式1和入轨模式2设计轨道。
对于卫星下降入轨模式1和模式3的发射点卫星纬度辐角uL计算如下：
对于卫星上升入轨模式2和模式4的发射点卫星纬度辐角uL计算如下：
定义发射时刻tL的格林尼治平恒星时GMST(瞬时平春分点和格林尼治子午圈之间的夹角)为GL，定义发射时刻tL在ECI地心惯性坐标系中地心经纬度为的发射点L赤经aL计算如下：
αL＝OnLimitPiRadian(GL+λL) (1.11)
在式1.11中，角度约束函数OnLimitPiRadian(x)将角度x约束到[-π,π)范围内。对于地心经纬度为的发射点L，根据球面三角公式，则发射点赤经αL、轨道倾角i、发射点卫星纬度辐角uL和卫星轨道升交点赤经Ω具有如下重要关系:
tan(αL-Ω)＝tan(uL)cos(i) (1.12)
对于卫星下降入轨模式1和模式3的卫星轨道升交点赤经Ω计算如下:
Ω＝OnLimit2PiRadian(αL-tan-1(tan(uL)*cos(i))+π) (1.13)
对于卫星上升入轨模式2和模式4的卫星轨道升交点赤经Ω计算如下:
Ω＝OnLimit2PiRadian(αL-tan-1(tan(uL)*cos(i))) (1.14)
在式1.14中，角度约束函数OnLimit2PiRadian(x)将角度x约束到[0,2π)范围内。入轨时刻tI的卫星纬度辐角uI＝uL+βL。对于地心经纬度为的入轨点I，根据球面三角公式，则入轨点地心纬度轨道倾角i和入轨点卫星纬度辐角uI具有如下重要关系：
如果入轨点在北半球，则卫星纬度辐角uI＜π；
如果入轨点在南半球，则卫星纬度辐角uI＞π；
不管入轨点是在北半球还是在南半球，入轨点的地心纬度计算如下所示：
对于卫星下降入轨模式1和模式3，分4种态势计算卫星入轨后第1次和第2次过境目标纬度圈的卫星纬度辐角值uT1和uT2，这四种态势如下所示:
(1)目标点地心纬度小于入轨点地心纬度，目标点在北半球；
(2)目标点地心纬度小于入轨点地心纬度，目标点在南半球；
(3)目标点地心纬度大于入轨点地心纬度，目标点在北半球；
(4)目标点地心纬度大于入轨点地心纬度，目标点在南半球；
对于卫星上升入轨模式2和模式4，分6种态势计算卫星入轨后第1次和第2次过境目标纬度圈的卫星纬度辐角值uT1和uT2，这六种态势(其中态势8为无效态势)如下所示：
(5)目标点地心纬度大于入轨点地心纬度，入轨点在下降段，目标点在北半球；
(6)目标点地心纬度大于入轨点地心纬度，入轨点在下降段，目标点在南半球；
(7)目标点地心纬度大于入轨点地心纬度，入轨点在上升段，目标点在北半球；
(8)目标点地心纬度大于入轨点地心纬度，入轨点在上升段，目标点在南半球(当前态势为无效态势)；
(9)目标点地心纬度大于入轨点地心纬度，入轨点在上升段，目标点在北半球；
(10)目标点地心纬度大于入轨点地心纬度，入轨点在上升段，目标点在南半球。
圆回归轨道设计针对中对卫星轨道有效倾角范围内的倾角角度值以特定间隔进行遍历，计算每个倾角角度值i对应卫星轨道星下点轨迹在多次过境目标点纬度圈上的经度值，并且计算目标点地心经度和星下点轨迹过境目标点纬度圈时地心经度值之间的差值。选取地心经度差值满足指标要求的卫星轨道作为初选方案，并且对于回归轨道设计还需要结合轨道高度进行迭代计算，从而满足回归系数计算的指标要求。最终通过迭代运算，选取满足指标要求的小倾角圆回归轨道设计方案。此外在卫星轨道设计流程中考虑了太阳光照参数对于光学载荷卫星轨道设计的实施要求，并给出了在太阳高度角约束条件下的卫星发射窗口选取。
对于给定的发射点L，以发射点为中心，以经纬度线为坐标轴构建四个象限。在每个象限内选取一定的角度范围作为卫星轨道倾角的遍历范围。对于4种发射入轨模式遍历范围内的每条卫星轨道，计算卫星入轨后6次星下点过境目标点纬度圈时刻的经度值。定义卫星入轨后6次过境目标纬度圈的时刻分别为t1、t2、t3、t4、t5和t6，具体计算方法为：
t1＝(uT1-uI)/n；t2＝(uT2-uI)/n；t3＝t1+tΩ；
t4＝t2+tΩ；t5＝t1+2tΩ；t6＝t2+2tΩ； (1.17)
在式1.17中，为卫星平均角速度，μ＝398600.4415km3/s2为引力常数，轨道周期tΩ的计算如下所示：
式1.18中，地球扁率二阶项J2＝1082.6267*10-6。当前卫星运行轨道为圆形轨道，选取卫星轨道升交点与轨道近地点重合，则运行轨道的近地点辐角ωI＝0。根据J2摄动条件下的卫星圆形运行轨道方程，可以计算出t1、t2、t3、t4、t5和t6时刻卫星星下点过境目标点纬度圈时在ECEF地心地固坐标系下的大地经度LonT1、LonT2、LonT3、LonT4、LonT5和LonT6，其计算如下所示:
式组1.19中，OnComputeValueLonGCcircle函数为调用圆轨道卫星的发射轨道和运行轨道计算模块进行计算的函数。通过圆轨道卫星的发射轨道和运行轨道计算模块结合地球运动模型精确计算圆形轨道卫星的星下点轨迹。在式组1.19中，m_LaunchReadyTimeJD为发射部署准备完成时刻的儒略日时间，ωE为地球自转角速度。轨道升交点赤经导数和近地点辐角导数的计算如式组1.20所示：
针对面目标区域探测的卫星圆回归轨道设计的主流程在圆回归轨道设计模块，也即OnComputeRepeatOrbit模块中实现。圆回归轨道设计模块调用圆回归轨道迭代计算模块，也即OnIterativeCompute模块对于当前发射入轨模式(总共有4种发射入轨模式)下轨道倾角遍历范围内的所有卫星圆回归轨道迭代计算卫星入轨后星下点6次过境目标点纬度圈时刻的大地经度分布，选取遍历范围内过境目标点纬度圈时刻星下点经度与目标点经度偏差值最小的轨道进行门限判决，并保存有效的轨道设计方案。
圆回归轨道迭代计算模块调用OnMinValueAaCircle模块用于迭代计算圆回归轨道的半长轴。
圆回归轨道迭代计算模块中调用的地心经度分布计算模块，也即OnComputeOrbitMinValue模块对于当前轨道倾角遍历范围内的所有圆轨道计算卫星星下点在当前入轨模式下6次过境目标点纬度圈时刻的经度分布。地心经度分布计算模块中调用的圆轨道卫星的发射轨道和运行轨道计算模块，也即OnComputeOrbitValue模块用于计算单个圆形轨道卫星的星下点6次过境目标点纬度圈时的经度分布。圆轨道卫星的发射轨道和运行轨道计算模块中调用圆形轨道卫星的星下点轨迹计算模块，也即OnComputeValueLonGCcircle模块计算单个圆形轨道卫星星下点的经纬度轨迹。圆形轨道卫星的星下点轨迹计算模块中调用ECI坐标系转ECEF坐标系模块，也即OnConvertECItoECEF模块将ECI坐标系位置矢量精确转化为ECEF坐标系位置矢量。
步骤3、以完成对面目标区域进行全覆盖侦察的任务周期为指标，并结合实际的轨道发射约束条件，从备选轨道设计方案中选取符合要求的最优快速响应卫星轨道方案。
以下通过详细介绍本发明中各个模块的运行流程，来阐明本发明中相应流程的具体实现方法。
图1是圆回归轨道设计模块的运行流程图。如图1所示，4种入轨模式对应的轨道倾角搜索范围如下，逆行上升和下降轨道倾角搜索范围：[domainDegreeLowerW,domainDegreeUpperW]，单位为度；顺行上升和下降轨道倾角搜索范围：[domainDegreeLowerE,domainDegreeUpperE]，单位为度。根据前文所述，对于给定的发射点L，是以发射点为中心，以经纬度线为坐标轴构建四个象限。在每个象限内选取一定的角度范围作为卫星轨道倾角的遍历范围。
在卫星轨道设计流程中还考虑了太阳光照参数对于光学载荷卫星轨道设计的实施要求，并给出了在太阳高度角约束条件下的卫星发射窗口选取。也即，如果卫星载荷类型为CCD光学设备，则以发射部署完成时刻为起点，计算目标点区域24小时内太阳高度角满足门限要求的UTC时间观测窗口[m_SunStartTime,m_SunEndTime]。
图1中的主流程主要是对应4种入轨模式轨道倾角搜索范围内所有卫星轨道；计算所搜索的卫星轨道星下点轨迹6次过境目标纬度圈时星下点的经度分布；并且选取满足侦察要求的最优轨道。具体包括：
步骤101、模块初始化：i＝1，j＝1，BackupOrbitNum＝0；其中，i为4种入轨模式的序号，j为卫星轨道星下点轨迹过境目标纬度圈的次数，BackupOrbitNum为满足要求的轨道设计方案的个数；
步骤102、判断卫星轨道星下点轨迹过境目标纬度圈的次数j的数值，如果j≤6，则进入步骤103；如果j＞6，则进入步骤111；
步骤103、判断入轨模式的序号i的数值，如果i≤4，则进入步骤4；如果i＞4，则i＝1，j＝j+1，之后返回步骤102。
步骤104、对于第i种入轨模式中的轨道倾角遍历范围内所有卫星轨道，计算第j次过境目标纬度圈时星下点经度分布，选取遍历范围内过境时刻星下点经度与目标点经度偏差值最小的轨道。步骤104为计算立即发射模式的星下点经度分布。
步骤105、判断步骤104中的偏差值是否满足指标要求，如果偏差值满足要求，则进入步骤106；如果偏差值不满足要求，则i＝i+1，之后返回步骤103；
步骤106、判断当前卫星载荷类型是否为CCD光学设备，如果是，则进入步骤107；如果否，则进入步骤110。
步骤107、判断当前轨道卫星过境目标点时刻是否在观测窗口内，如果判断结果为否，则进入步骤108；如果判断结果为是，则进入步骤110。
步骤108、对于当前入轨模式中的轨道倾角遍历范围内的所有卫星轨道，计算第j次过境目标纬度圈时星下点经度分布，选取遍历范围内过境时刻星下点经度与目标点经度偏差值最小的轨道。步骤108为计算延时发射模式的星下点经度分布。
步骤109、判断步骤108中的偏差值是否满足指标要求，如果偏差值满足要求，则进入步骤110；如果偏差值不满足要求，则i＝i+1，之后返回步骤103。
步骤110、当前第BackupOrbitNum个轨道设计方案满足初步要求，轨道参数存放在BackupOrbit数组中，并且BackupOrbitNum+1，之后返回步骤103。
步骤111、圆回归轨道设计模块计算完成，当前共有BackupOrbitNum个初选轨道方案放在BackupOrbit数组中。
在图1中的步骤104和步骤108中，是调用图2所示的圆回归轨道迭代计算模块计算第j次过境目标纬度圈时星下点经度分布。其中步骤104为立即发射模式，步骤108为延时发射模式。
图2是圆回归轨道迭代计算模块的运行流程图。如图2所示，包括：
步骤201、根据轨道倾角遍历范围和初始轨道半长轴a0，进行初始轨道设计，获取轨道倾角值IiAngleDegreeTemp，保留当前轨道半长轴值aM＝a0，索引index＝0。
步骤202、判断轨道倾角值IiAngleDegreeTemp是否有效，如果轨道倾角值IiAngleDegreeTemp有效，则进入步骤203；如果轨道倾角值IiAngleDegreeTemp无效，则判断为无效值。
步骤203、判断索引数值大小，如果索引小于设定值，则进入步骤204，如果索引大于或者等于设定值，则判断为无效值。在图2所示的实施例中，设定值为20，则如果index＜20，则进入步骤204，如果index≥20，则判断为无效值。
步骤204、保留前次计算的轨道半长轴aM_OLD＝aM和轨道倾角IiAngleDegreeTemp_OLD＝IiAngleDegreeTemp。对于当前轨道倾角IiAngleDegreeTemp，在轨道半长轴有效范围[aL,aU]内迭代计算轨道半长轴aM。
图3是迭代计算轨道半长轴的流程示意图。根据从界面输入的轨道入轨点高度上限和下限分别计算轨道半长轴上限aU和轨道半长轴下限aL。如图3所示，迭代计算轨道半长轴的步骤如下：
步骤2041、根据当前模块的输入参数轨道倾角IiAngleDegreeTemp和轨道半长轴上限aU、轨道半长轴下限aL，计算当前的轨道回归系数上下限，并计算其与指标回归系数m_SatBackCoeff的差值。
轨道回归系数的计算方法为：
式2.01中，aI为轨道半长轴，i为轨道倾角，Re为地球平均半径，ωE为地球自转速度，n为卫星平均角速度。
将轨道半长轴上限aU、轨道半长轴下限aL分别代入轨道回归系数的计算公式，得到轨道回归系数上下限分别为与指标回归系数m_SatBackCoeff的差值分别为：
tempValue1＝fa(iiAngleDegreeTemp,aL)-m_SatBackCoeff
tempValue2＝fa(iiAngleDegreeTemp,aU)-m_SatBackCoeff； (2.02)
步骤2042、判断tempValue1*tempValue2的值，如果tempValue1*tempValue2＞0.0；则进入步骤2043，如果tempValue1*tempValue2≤0.0，则返回0.0；
步骤2043、轨道半长轴迭代计算初始化：index＝0；
步骤2044、判断index的值，如果index＜30，则进入步骤2045，如果index≥30，则返回0.0；
步骤2045、轨道半长轴迭代计算：计算轨道半长轴中间值aM＝(aU+aL)/2.0；根据当前轨道倾角IiAngleDegreeTemp和轨道半长轴中间值aM，调用式2.01计算轨道回归系数中间值，并计算该轨道回归系数中间值与指标回归系m_SatBackCoeff的差值tempValue；index+1；
步骤2046、判断fabs(tempValue)的值，如果fabs(tempValue)＜0.001，则当前aM的数值即为轨道半长轴，如果fabs(tempValue)≥0.001，则进行步骤2047；
步骤2047、判断tempValue*tempValue1的值，如果tempValue*tempValue1＞0.0，则tempValue1＝tempValue，aL＝aM；如果tempValue*tempValue1ξ≤0.0，则tempValue2＝tempValue，aU＝aM；之后返回步骤2044。
步骤205、判断轨道半长轴aM是否有效，如果有效，则进入步骤206，如果无效，则判断为无效值。
步骤206、根据轨道倾角遍历范围和第j次过境目标纬度圈和轨道半长轴aM，进行轨道设计，获取轨道倾角IiAngleDegreeTemp。
步骤207、判断IiAngleDegreeTemp是否有效，如果无效，则判断为无效值，如果有效，则进入步骤208。
步骤208、计算轨道半长轴偏离量AaDelta＝fabs(aM-aM_OLD)；计算轨道倾角偏离量IiDelta＝fabs(IiAngleDegreeTemp-IiAngleDegreeTemp_OLD)；索引累积：index+1。
步骤209、判断轨道半长轴偏离量和轨道倾角偏离量数值，如果有AaDelta＜0.01且IiDelta＜0.01，则判断轨道参数为有效轨道参数，进入步骤210，如果不满足AaDelta＜0.01且IiDelta＜0.01，则返回步骤203。
步骤210，有效轨道参数值保存在minTimeOrit数组中。
在步骤201的初始轨道设计以及步骤206的轨道设计中，是调用图4所示的地心经度分布计算模块计算轨道倾角IiAngleDegreeTemp。
图4是地心经度分布计算模块的运行流程图。图4用于计算轨道倾角遍历范围内卫星圆轨道星下点过境目标点纬度圈时刻的地心经度分布。
步骤301、轨道倾角遍历范围的参数初始化，轨道倾角遍历初始值为domainDegreeLower，遍历间隔0.01度，遍历次数indexNum，索引index＝1；
步骤302、判断索引是否到达设定值，如果索引少于设定值，即index≤indexNum，则进入步骤303；如果索引大于设定值，即index＞indexNum，则进入步骤304；
步骤303、对当前轨道倾角为IiAngleDegree＝domainDegreeLower+0.01*(index-1)的卫星发射轨道和卫星运行轨道，进行星下点轨迹精确计算，得到卫星星下点轨迹多次过境目标纬度圈时的星下点地心经度与目标点地心经度的偏差分布数据，并对索引值index+1累积，之后重复步骤302；
步骤304、对于遍历范围内indexNum条卫星轨道星下点轨迹第j次过境目标纬度圈时的星下点地心经度与目标点地心经度的偏差分布进行统计，选取偏差值最小的轨道方案。其中j取值以自然数顺序从1取到6，为模块的输入值。
步骤305、对该最小偏差值minValue进行门限threshold判决，当minValue≤threshold，则进入步骤306，当minValue＞threshold，则判断该最小偏差值minValue为无效值。
步骤306、最小偏差值minValue对应的有效轨道参数保存在minTimeOrbit数组中，并得到有效轨道倾角值。
在步骤303中，调用图5所示的圆轨道卫星的发射轨道和运行轨道计算模块计算星下点轨迹。
图5是圆轨道卫星的发射轨道和运行轨道计算模块的运行流程图。如图5所示，其具体包括：
步骤401、圆轨道卫星的发射轨道参数初始化，具体包括：
步骤4011、发射点地心经纬度为发射轨道地心角βL和发射轨道倾角i为模块输入参数；
步骤4012、发射时刻卫星在发射轨道上真近点角fLradian和入轨时刻卫星在发射轨道上真近点角fIradian的计算；
步骤4013、发射轨道偏心率eL、发射轨道半通径p和发射轨道半长轴aL的计算，近地点选取与升交点重合，入轨时近地点辐角ωI＝0；计算方法如前文中的式1.03、式1.02和式1.06所示。
步骤4014、发射点偏近点角ELangleRadian和发射点平近点角MLangleRadian的计算，计算方法如前文中的式1.04和式1.05所示。
步骤4015、根据步骤4011～步骤4014中的参数计算卫星入轨时刻tI(相对于发射准备完成时刻)的计算，计算方法如前文中的式1.07所示。
步骤4016、发射时刻GMST(瞬时平春分点和格林尼治子午圈之间的夹角)格林尼治平恒星时GL的计算；
步骤4017、发射时刻发射点在ECI地心惯性坐标系中赤经aL的计算，计算方法如前文中的式1.11所示。
步骤402、判断卫星的入轨模式，如果是模式1或者模式3，也即下降入轨模式，则进入步骤403；如果是模式2或者模式4，也即上升入轨模式，则进入步骤404。
步骤403、发射时刻卫星纬度辐角为：
轨道升交点赤经为：
Ω＝OnLimit2PiRadian(aL-tan-1(tan(uL)*cos(i))+π) (2.04)
其中，式2.03和式2.04的推算过程可由前文式1.09和式1.13的推算过程得到。之后进入步骤405。
步骤404、发射时刻卫星纬度辐角为：
轨道升交点赤经为：
Ω＝OnLimit2PiRadian(aL-tan-1(tan(uL)*cos(i))+0) (2.06)
其中，式2.05和式2.06的推算过程可由前文式1.10和式1.14的推算过程得到。之后进入步骤405。
步骤405、卫星运行轨道参数初始化。入轨时刻卫星纬度辐角uI＝uL+βL即为卫星真近点角，目标地心经纬度为根据前文式1.15，入轨点地心纬度为
步骤406、判断判断卫星的入轨模式，如果是模式1或者模式3，也即下降入轨模式，则进入步骤407；如果是模式2或者模式4，也即上升入轨模式，则进入步骤408。
步骤407、分4种情况计算卫星入轨后第1次和第2次过境目标纬度圈的卫星纬度辐角值，4种情况依次为步骤4071～步骤4074所示。
步骤4071，当目标点在北半球且目标点纬度小于入轨点纬度时，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π且时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：
uT2＝uT1+utemp (2.08)
在式2.07和式2.08中有：Δu＝π-uT1；utemp＝π+2Δu。之后进入步骤409。
步骤4072、当目标点在南半球且目标点纬度小于入轨点纬度，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π且时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：
uT2＝uT1+utemp (2.10)
在式2.09和式2.10中有：Δu＝uT1-π；utemp＝π-2Δu。之后进入步骤409。
步骤4073、当目标点在北半球且目标点纬度大于入轨点纬度，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π且时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：
uT2＝uT1+utemp (2.12)
在式2.11和式2.12中有Δu＝tempRadian；utemp＝π-2Δu。之后进入步骤409。
步骤4074、当目标点在南半球且目标点纬度大于入轨点纬度，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π且时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：
uT2＝uT1+utemp (2.14)
在式2.13和式2.14中有Δu＝fabs(tempRadian-2π)；utemp＝π+2Δu。之后进入步骤409。
步骤408、分以下6种情况计算卫星入轨后第1次和第2次过境目标纬度圈的卫星纬度辐角值。6种情况依次为步骤4081～步骤4086所示
步骤4081、当目标点在北半球、目标点纬度大于入轨点纬度且入轨点在下降段，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π、且uI＞π/2时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：
uT2＝uT1+utemp (2.16)
在式2.15和式2.16中有Δu＝tempRadian，utemp＝π-2Δu。之后进入步骤409。
步骤4082、目标点在南半球、目标点纬度大于入轨点纬度且入轨点在下降段，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π、且uI＞π/2时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：
uT2＝uT1+utemp (2.18)
在式2.17和式2.18中Δu＝fabs(tempRadian-2π)，utemp＝π+2Δu。之后进入步骤409。
步骤4083、目标点在北半球、目标点纬度大于入轨点纬度且入轨点在上升段，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π、且uI≤π/2时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第二次过境：
uT2＝uT1+utemp (2.20)
在式2.19和式2.20中Δu＝uT1；utemp＝π-2Δu。之后进入步骤409。
步骤4084、当目标点在南半球、目标点纬度大于入轨点纬度且入轨点在上升段不存在，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π、且uI≤π/2，此种情况不存在，直接进入步骤409。
步骤4085、当目标点在北半球且目标点纬度小于入轨点纬度，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π且时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：
uT2＝uT1+utemp (2.22)
在式2.21和式2.22中utemp＝π+2Δu。之后进入步骤409。
步骤4086、当目标点在南半球且目标点纬度小于入轨点纬度时，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π且时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：
uT2＝uT1+utemp (2.24)
在式2.23和式2.24中utemp＝π+2Δu。之后进入步骤409。
步骤409、卫星运行轨道星下点过境目标纬度圈时刻地心经度计算：
步骤4091、计算卫星运行轨道周期tΩ，升交点赤经导数和近地点辐角导数
步骤4092、计算卫星入轨后6次过境目标纬度圈时刻：
t1＝tI+(uT1-uI)/n；t2＝tI+(uT2-uI)/n；t3＝t1+tΩ；
t4＝t2+tΩ；t5＝t1+2tΩ；t6＝t2+2tΩ； (2.25)
步骤4092中的参数n含义可参见前文中的式1.17。
步骤4093、计算入轨后星下点第一次和第二次过境目标纬度圈时地心经度LonT1和LonT2
步骤4094、计算入轨后第三次、第四次、第五次、第六次过境目标纬度圈时刻的地心经度：
步骤4093和步骤4094中的计算方法参见上文所述的式组1.19。
步骤4095、计算卫星星下点诡计六次过境目标纬度圈时刻地心经度与目标点地心经度的偏差。
步骤410、将计算结果和中间变量存放在Orbitvector数组。
具体的，在步骤4093中，调用图6所示的圆形轨道卫星的星下点轨迹计算模块计算入轨后星下点第一次和第二次过境目标纬度圈时地心经度LonT1和LonT2。
图6是圆形轨道卫星的星下点轨迹计算模块的运行流程图。如图6所示：
步骤501、根据卫星半长轴aI和当前时刻纬度辐角uT，计算卫星在地心轨道坐标系下的位置矢量r＝[aIcos(uT) aIsin(uT)0]′。
步骤502、根据相对入轨时刻时间差Δt和升交点赤经导数计算当前时刻卫星运行轨道的升交点赤经其中ΩI为卫星入轨时刻的升交点赤经。
步骤503、根据相对入轨时刻时间差Δt和近地点辐角导数计算当前时刻卫星运行轨道的近地点辐角其中ωI为卫星入轨时刻的近地点辐角。
步骤504、构建地心轨道坐标系到地心惯性坐标系的转换矩阵，其中i为轨道倾角，
步骤505、对地心轨道坐标系下的位置矢量进行坐标转转获取地心惯性ECI坐标系下的位置矢量Peci：peci＝Tm×r；
步骤506、查询地球运动参数EOP文件，将ECI位置矢量Peci转换为ECEF位置矢量Pecef；
步骤507、根据ECEF位置矢量Pecef计算当前时刻圆形轨道卫星的星下点轨迹地心经度LGC：
在步骤506中，调用ECI坐标系转换ECEF坐标系模块计算。
图7是ECI坐标系转ECEF坐标系模块的运行流程图。如图7所示：
步骤601、从地球运动参数EOP文件中读取当前时刻t的六个关键地球运动参数如下：
(1)(TAI-UTC)差值时间dat，单位为秒，其中UTC为当前时刻t的世界协调时，原子时TAI＝UTC+dat；
(2)极移X分量，单位为弧度；
(3)极移Y分量，单位为弧度；
(4)(UTC1-UTC)差值时间dut，单位为秒,其中UTC1为消除了极移影响后得到的世界时；
(5)赤经章动ΔΨ修正量δΔΨ，单位为弧度；
(6)交角章动Δε修正量δΔε，单位为弧度。
步骤602、计算当前时刻t的岁差转换矩阵P(t)：
式2.28中角度变量值ζ、θ和z为历元时刻T的平赤道面和平春分点相对于J2000平赤道和平春分点的3个角度值，其计算定义如下：
ζ＝(2306.2181T+0.30188*T2+0.017998T3)/3600.0 (2.29)
θ＝(2004.3109T-0.42665T2-0.041833T3)/3600.0 (2.30)
z＝(2306.2181T+1.09468T2+0.018203T3)/3600.0 (2.31)
式2.29～式2.31中的角度单位为度；
定义时间自变量T指的是地球时TT从J2000时刻起算的儒略世纪数；
T＝(JDTT-2451545.0)/36525.0 (2.32)
其中地球时TT＝TAI+32.184，其对应的儒略日时间为JDTT；
步骤603、计算当前时刻t的章动转换矩阵N(t):
在式2.33中有：
式2.34和式2.35中章动角分量φi和系数Ai,Bi,Ci,Di根据IAU1980章动数据表进行计算。T时刻平黄赤交角为：
式2.36中T时刻真黄赤交角
步骤604、计算当前时刻t的地球自转转换矩阵R(t)：
式2.37中格林尼治真恒星时θGMST＝GMST(JDUT1)为当前世界时UTC1时刻儒略日时间的格林尼治平恒星时。
步骤605、计算当前时刻t的极移转换矩阵W(t):
式2.38中极移分量xp和yp可以从地球运动参数EOP数据中获取；
步骤606、t时刻ECI坐标下的坐标向量rECI转化为ECEF坐标下的坐标向量rECEF：rECEF＝[W(t)′][R(t)′][N(t)′][P(t)′]rECI。

Claims (9)

1.一种针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，其特征在于：将目标区域对角的两个点作为目标点；所述卫星轨道对所述目标区域全覆盖；设定轨道倾角搜索范围；在所述轨道倾角搜索范围内，间隔固定的轨道倾角的角度差值，遍历轨道倾角的角度值，并计算每个倾角角度值所对应的卫星轨道星下点轨迹多次过境目标纬度圈时星下点轨迹的经度值；计算所述目标点地心经度值和星下点轨迹过境目标点纬度圈时地心经度值之间的差值；选取所述地心经度值之间的差值在设定范围内的卫星轨道。
2.如权利要求1所述的针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，其特征在于：如果卫星载荷类型为CCD光学设备，则以卫星发射部署完成时刻为起点，计算目标区域24小时内太阳高度角满足门限要求的UTC时间观测窗口；如果判断当前轨道卫星过境目标点时刻不在观测窗口内，对于当前入轨模式轨道倾角，间隔固定的轨道倾角的角度差值，遍历轨道倾角的角度值，并计算每个倾角角度值所对应的卫星轨道星下点轨迹多次过境目标纬度圈时星下点轨迹的经度值；计算所述目标点地心经度值和星下点轨迹过境目标点纬度圈时地心经度值之间的差值；选取所述地心经度值之间的差值在设定范围内的卫星轨道。
3.如权利要求2所述的针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，其特征在于具体包括：
步骤101、模块初始化：
步骤102、判断卫星轨道星下点轨迹过境目标纬度圈的次数，如果次数在最大次数范围内，则进入步骤103；如果次数超过最大次数，则进入步骤111；
步骤103、判断所计算过的卫星入轨模式，如果未计算过所有的入轨模式，则进入步骤104；如果已经计算过所有的卫星入轨模式，则卫星轨道星下点轨迹过境目标纬度圈的次数加一次，并重新计算卫星入轨模式，之后返回步骤102；
步骤104、对于当下入轨模式中的轨道倾角遍历范围内所有卫星轨道，计算此次过境目标纬度圈时星下点经度分布，选取遍历范围内过境时刻星下点经度与目标点经度偏差值最小的轨道；
步骤105、判断步骤104中的偏差值是否满足指标要求，如果偏差值满足要求，则进入步骤106；如果偏差值不满足要求，则继续计算下一种卫星入轨模式，之后返回步骤103；
步骤106、判断当前卫星载荷类型是否为CCD光学设备，如果是，则进入步骤107；如果否，则进入步骤110；
步骤107、判断当前轨道卫星过境目标点时刻是否在观测窗口内，如果判断结果为否，则进入步骤108；如果判断结果为是，则进入步骤110；
步骤108、对于当前入轨模式中的轨道倾角遍历范围内的所有卫星轨道，计算此次过境目标纬度圈时星下点经度分布，选取遍历范围内过境时刻星下点经度与目标点经度偏差值最小的轨道；
步骤109、判断步骤108中的偏差值是否满足指标要求，如果偏差值满足要求，则进入步骤110；如果偏差值不满足要求，则继续计算下一种卫星入轨模式，之后返回步骤103；
步骤110、当前轨道设计方案满足要求，轨道参数存放在数组中，统计轨道涉及方案满足要求的个数，之后返回步骤103；
步骤111、圆回归轨道设计模块计算完成。
4.如权利要求1所述的针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，其特征在于：所述卫星轨道选取后，对轨道参数进行再判断，其具体过程是：
步骤201、根据轨道倾角遍历范围和初始轨道半长轴a0，进行初始轨道设计，获取轨道倾角值IiAngleDegreeTemp，保留当前轨道半长轴值aM＝a0，索引index＝0；
步骤202、判断轨道倾角值IiAngleDegreeTemp是否有效，如果轨道倾角值IiAngleDegreeTemp有效，则进入步骤203；如果轨道倾角值IiAngleDegreeTemp无效，则判断为无效值；
步骤203、判断索引数值大小，如果索引小于设定值，则进入步骤204，如果索引大于或者等于设定值，则判断为无效值；
步骤204、迭代计算中前次计算的轨道半长轴为aM_OLD＝aM，迭代计算中前次计算的轨道倾角为IiAngleDegreeTemp_OLD＝IiAngleDegreeTemp；对于当前轨道倾角IiAngleDegreeTemp，在轨道半长轴有效范围[aL,aU]内迭代计算轨道半长轴aM；
步骤205、判断轨道半长轴aM是否有效，如果有效，则进入步骤206，如果无效，则判断为无效值；
步骤206、根据轨道倾角遍历范围和第j次过境目标纬度圈和轨道半长轴aM，进行轨道设计，获取轨道倾角IiAngleDegreeTemp；
步骤207、判断IiAngleDegreeTemp是否有效，如果无效，则判断为无效值，如果有效，则进入步骤208；
步骤208、计算轨道半长轴偏离量AaDelta＝fabs(aM-aM_OLD)；计算轨道倾角偏离量IiDelta＝fabs(IiAngleDegreeTemp-IiAngleDegreeTemp_OLD)；索引累积：index+1；
步骤209、判断轨道半长轴偏离量和轨道倾角偏离量数值，如果有AaDelta＜0.01且IiDelta＜0.01，则判断轨道参数为有效轨道参数，进入步骤210，如果不满足AaDelta＜0.01且IiDelta＜0.01，则返回步骤203；
步骤210，有效轨道参数值保存在minTimeOrit数组中。
5.如权利要求1所述的针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，其特征在于，在轨道倾角搜索范围内，间隔固定的轨道倾角的角度差值，遍历轨道倾角的角度值的方法为：
步骤301、轨道倾角遍历范围的参数初始化，轨道倾角遍历初始值为domainDegreeLower，遍历间隔0.01度，遍历次数indexNum，索引index＝1；
步骤302、判断索引是否到达设定值，如果index≤indexNum，则进入步骤303；如果index＞indexNum，则进入步骤304；
步骤303、对当前轨道倾角为IiAngleDegree＝domainDegreeLower+0.01*(index-1)的卫星发射轨道和卫星运行轨道，计算卫星星下点轨迹多次过境目标纬度圈时的星下点地心经度与目标点地心经度的偏差分布数据，并对索引值index+1，之后重复步骤302；
步骤304、对于遍历范围内indexNum条卫星轨道星下点轨迹多次过境目标纬度圈时的星下点地心经度与目标点地心经度的偏差分布进行统计，选取偏差值最小的轨道；
步骤305、对该最小偏差值minValue进行门限threshold判决，当minValue≤threshold，则进入步骤306，当minValue＞threshold，则判断该最小偏差值minValue为无效值；
步骤306、最小偏差值minValue对应的有效轨道参数保存在minTimeOrbit数组中，并得到有效轨道倾角值。
6.如权利要求1、2、3、5任一项所述的针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，其特征在于，卫星入轨后6次过境目标纬度圈；计算卫星过境时刻星下点经度与目标点经度偏差值的方法是：
步骤4092、计算卫星入轨后6次过境目标纬度圈时刻依次为：
t1＝tI+(uT1-uI)/n；t2＝tI+(uT2-uI)/n；t3＝t1+tΩ；
t4＝t2+tΩ；t5＝t1+2tΩ；t6＝t2+2tΩ；
其中，n为卫星平均角速度，tΩ为轨道周期；uT1和uT2分别为卫星入轨后第1次和第2次过境目标纬度圈的卫星纬度辐角值；
步骤4093、计算入轨后星下点第一次和第二次过境目标纬度圈时地心经度LonT1和LonT2；
步骤4094、计算入轨后第三次、第四次、第五次、第六次过境目标纬度圈时刻的地心经度：
步骤4095、计算卫星星下点轨迹6次过境目标纬度圈时刻地心经度与目标点地心经度的偏差。
7.如权利要求6所述的针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，其特征在于，卫星入轨后第1次和第2次过境目标纬度圈的卫星纬度辐角uT1和uT2的计算方法为：
步骤406、判断判断卫星的入轨模式，如果下降入轨模式，则进入步骤407；如果是上升入轨模式，则进入步骤408；
步骤407、分4种情况计算卫星入轨后第1次和第2次过境目标纬度圈的卫星纬度辐角值，4种情况依次为步骤4071～步骤4074所示；
步骤4071，当目标点在北半球且目标点纬度小于入轨点纬度时，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π且时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；
步骤4071中有：Δu＝π-uT1；utemp＝π+2Δu；
步骤4072、当目标点在南半球且目标点纬度小于入轨点纬度，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π且时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；
步骤4072中有：Δu＝uT1-π；utemp＝π-2Δu；
步骤4073、当目标点在北半球且目标点纬度大于入轨点纬度，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π且时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；
步骤4073中有Δu＝tempRadian；utemp＝π-2Δu；
步骤4074、当目标点在南半球且目标点纬度大于入轨点纬度，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π且时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；
步骤4074中有Δu＝fabs(tempRadian-2π)；utemp＝π+2Δu；
步骤408、分以下6种情况计算卫星入轨后第1次和第2次过境目标纬度圈的卫星纬度辐角值；6种情况依次为步骤4081～步骤4086所示：
步骤4081、当目标点在北半球、目标点纬度大于入轨点纬度且入轨点在下降段，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π、且uI＞π2时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；
步骤4081中有Δu＝tempRadian，utemp＝π-2Δu；
步骤4082、目标点在南半球、目标点纬度大于入轨点纬度且入轨点在下降段，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π、且uI＞π2时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；
步骤4082中有Δu＝fabs(tempRadian-2π)，utemp＝π+2Δu；
步骤4083、目标点在北半球、目标点纬度大于入轨点纬度且入轨点在上升段，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π、且uI≤π2时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第二次过境：uT2＝uT1+utemp；
步骤4083中有Δu＝uT1；utemp＝π-2Δu；
步骤4084、当目标点在南半球、目标点纬度大于入轨点纬度且入轨点在上升段不存在，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π、且uI≤π2，此种情况不存在，直接进入步骤409；
步骤4085、当目标点在北半球且目标点纬度小于入轨点纬度，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π且时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；
步骤4085中有utemp＝π+2Δu；
步骤4086、当目标点在南半球且目标点纬度小于入轨点纬度时，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π且时，有：
入轨后第1次过境：
入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；
步骤4086中有utemp＝π+2Δu。
8.如权利要求6所述的针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，其特征在于卫星入轨后星下点第一次和第二次过境目标纬度圈时地心经度LonT1和LonT2的计算过程包括如下步骤：
步骤501、根据卫星半长轴aI和当前时刻纬度辐角uT，计算卫星在地心轨道坐标系下的位置矢量r＝[aIcos(uT) aIsin(uT) 0]′；
步骤502、根据相对入轨时刻时间差Δt和升交点赤经导数计算当前时刻卫星运行轨道的升交点赤经其中ΩI为卫星入轨时刻的升交点赤经；
步骤503、根据相对入轨时刻时间差Δt和近地点辐角导数计算当前时刻卫星运行轨道的近地点辐角其中ωI为卫星入轨时刻的近地点辐角；
步骤504、构建地心轨道坐标系到地心惯性坐标系的转换矩阵，其中i为轨道倾角，
步骤505、对地心轨道坐标系下的位置矢量进行坐标转转获取地心惯性ECI坐标系下的位置矢量Peci：peci＝Tm×r；
步骤506、查询地球运动参数EOP文件，将ECI位置矢量Peci转换为ECEF位置矢量Pecef；
步骤507、根据ECEF位置矢量Pecef计算当前时刻圆形轨道卫星的星下点轨迹地心经度Lon。
9.如权利要求8所述的针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，其特征在于，将ECI位置矢量转换为ECEF位置矢量的方法包括以下步骤：
步骤601、从地球运动参数EOP文件中读取当前时刻t的六个关键地球运动参数：(TAI-UTC)差值时间dat，单位为秒，其中UTC为当前时刻t的世界协调时，原子时TAI＝UTC+dat；极移X分量，单位为弧度；极移Y分量，单位为弧度；(UTC1-UTC)差值时间dut，单位为秒，其中UTC1为消除了极移影响后得到的世界时；赤经章动ΔΨ修正量δΔΨ，单位为弧度；交角章动Δε修正量δΔε，单位为弧度；
步骤602、计算当前时刻t的岁差转换矩阵P(t)：
在转换矩阵P(t)中有
ζ＝(2306.2181T+0.30188*T2+0.017998T3)/3600.0
θ＝(2004.3109T-0.42665T2-0.041833T3)/3600.0
z＝(2306.2181T+1.09468T2+0.018203T3)/3600.0
时间自变量T为地球时TT从J2000时刻起算的儒略世纪数；
T＝(JDTT-2451545.0)/36525.0
地球时TT＝TAI+32.184，其对应的儒略日时间为JDTT；
步骤603、计算当前时刻t的章动转换矩阵N(t):
在章动转换矩阵N(t)中有：
章动角分量φi和系数Ai,Bi,Ci,Di根据IAU1980章动数据表进行计算；T时刻平黄赤交角为：
T时刻真黄赤交角
步骤604、计算当前时刻t的地球自转转换矩阵R(t)：
地球自转转换矩阵R(t)中格林尼治真恒星时θGMST＝GMST(JDUT1)为当前世界时UTC1时刻儒略日时间的格林尼治平恒星时；
步骤605、计算当前时刻t的极移转换矩阵W(t):
极移分量xp和yp从地球运动参数EOP数据中获取；
步骤606、t时刻ECI坐标下的坐标向量rECI转化为ECEF坐标下的坐标向量rECEF：rECEF＝[W(t)′][R(t)′][N(t)′][P(t)′]rECI。
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