CN111102982B - 高轨目标的抵近方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种高轨目标的抵近方法，本发明通过分析不同高轨目标的运动特征，把目标分为面内目标和面外目标两大类情况；对于面内目标，在约定抵近距离范围后以抵近末端状态光照情况较好作为约束条件；对于面外目标，在约定抵近距离范围后以共同过赤道作为约束。针对上述两种情况，首先分析面内目标的抵近窗口。每个轨道周期内有一个最优成像窗口，通过计算变轨速度增量需求并优选变轨时刻，使得抵近到目标附近时恰好满足最优成像条件。再分析面外目标的抵近窗口，每个轨道周期内有两个最近距离窗口，通过计算变轨速度增量需求并优选变轨时刻，使得抵近到目标附近时恰好满足共同过赤道并有相对较优的成像条件。

Description

高轨目标的抵近方法

技术领域

本发明涉及民用航天空间在轨服务任务技术领域，具体地，涉及对高轨目标或碎片的抵近机动方法。

背景技术

高轨在轨服务任务包括对目标抵近观察、对目标实施维修。为了高效的抵近到碎片目标附近，服务星一般运行在漂飞轨道，目标运行在标称GEO轨道。需要到更近距离以获得高分辨图像，感知目标的状态信息，本技术可实现对目标近距离抵近甚至伴飞在目标附近，从而实施信息获取并进而对目标维修、加注等在轨服务任务。

申请号为201910472758.8的发明专利公开了高轨卫星SAR动目标检测方法，考虑到了在高轨模式下的两个主要误差，一是传统机载SAR的“走-停”假设不成立，二是由于地球自转和轨道轨迹带来的非线性变化。本发明将DPCA方法应用于高轨卫星SAR系统中，能够在抑制杂波的同时保留淹没于杂波区的慢速运动目标，并同时考虑到高轨模型下的非线性斜距变化，构造频域匹配函数对目标的距离走动和多普勒走动进行补偿，相比于传统的仅仅最多考虑到二阶项有更好的运动目标检测与成像效果。但是无法针对不同类型的目标实现不同的抵进策略。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种高轨目标的抵近方法。

根据本发明提供的一种高轨目标的抵近方法，包括如下步骤：

目标类型确定步骤：确定目标类型，是面内目标还是面外目标；

速度增量大小确认步骤：针对抵近高度，确定霍曼变轨两次实施的速度增量大小；

求解步骤：对面内目标或者对面外目标，建立满足约束的时间方程，找到可以进行变轨的时刻为解，并优选光照条件好的解；

验证步骤：对解进行验证。

优选地，目标类型确定步骤包括：确定目标为面内目标还是面外目标，通过如下公式计算我星和目标的轨道面夹角：

cos(di)＝cos(i₀).cos(i₁)+sin(i₀).sin(i₁).cos(Ω₀-Ω₁)

其中，di为轨道面夹角，i₀为目标轨道倾角，i₁为我星轨道倾角，Ω₀为目标升交点赤经，Ω₁为我星升交点赤经；

进行计算后判断，当di≤0.1°时，目标类型为面内目标；当di＞0.1°时，目标类型为面外目标。

优选地，所述速度增量大小确认步骤包括：根据抵近轨道的机动高度差计算所需的速度增量V：

V＝sqrt(μ/a)；

a＝Re+h；

其中：Re为地球半径，取6378.137km；h为轨道高度，μ为地球常数398600.5。

优选地，所述求解步骤包括：

当为面内目标时，建立等式：

当为面外目标时，建立等式：

其中：△t为目标回到轨道面交点处所需时间；T表示一个轨道周期；ω₁和ω₂为轨道调整前后我星的漂移角速度；θ表示地心角；t₁表示实施霍曼变轨的时刻，t₁的可取范围为[0,θ/ω₁]。

优选地，所述验证步骤包括：建立场景，进行求解验证。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明提供了一种高轨目标或碎片的抵近方法，通过对高轨抵近任务的需求进行分析，计算对不同类型的目标采取不同的抵近策略。

2、本发明首先按照轨道面夹角对目标进行分类，然后按照目标类型分别计算可选的变轨窗口。按照轨道高度差计算出变轨所需的速度增量后，分两次完成霍曼变轨。

3、本发明具有重要的应用价值，对高轨卫星目标观测和维修、在轨加注等任务提供了有价值的抵近策略和方法。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为不同地方时太阳和目标的关系示意图；

图2为面内目标抵近方法示意图；

图3为面外目标抵近方法示意图；

图4为抵近面内目标JCSAT3A示意图；

图5为抵近过程相对距离和JCSAT3A星下点地方时变化图；

图6为抵近过程JCSAT3A视线和太阳矢量夹角变化图；

图7为抵近面外目标DSP22示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1至图7所示，根据本发明提供的一种高轨目标的抵近方法，包括如下步骤：

步骤A：确定目标类型，是面内目标还是面外目标；确定目标为面内目标还是面外目标，通过如下公式计算我和目标的轨道面夹角，

cos(di)＝cos(i₀).cos(i₁)+sin(i₀).sin(i₁).cos(Ω₀-Ω₁)

其中，di为轨道面夹角，i₀为目标轨道倾角，i₁为我星轨道倾角，Ω₀为目标升交点赤经，Ω₁为我星升交点赤经。进行计算后判断，当di≤0.1°时，可认为是面内目标。当di＞0.1°时，当作面外目标处理。

步骤B：针对抵近高度，确定霍曼变轨两次实施的速度增量大小；根据抵近轨道的机动高度差计算所需的速度增量。

a＝Re+h；

V＝sqrt(μ/a)；

其中Re为地球半径，取6378.137km；h为轨道高度，μ为地球常数398600.5。

步骤C：对面内目标，建立满足约束的时间方程，找到可以进行变轨的时刻为解；对面外目标，建立满足约束的时间方程，找到可以进行变轨的时刻为解，并优选光照条件好的解；建立变轨机动总耗时与目标到约定地方时的时间的等时方程。不同地方时太阳与目标的关系如图1所示，对于轨道面内目标，选择合理的抵近目标时的地方时，以下漂为例，可选择21:00～03:00左右。如图2所示，卫星通过调整轨道高度，选择24点左右的地方时经过目标正下方(B点)，从而完成对目标的优良光照条件的成像观测。卫星通过调整轨道高度，卫星选择24点左右的地方时经过目标正下方(B′点)，从而完成对目标的优良光照条件的成像观测。

假定T0时卫星在A′点，目标当前地方时和期望地方时相差Δt。经过时间t1，卫星运行到B′点，这时候实施霍曼变轨，将卫星轨道高度变到距离目标轨道的约定高度差，两次霍曼变轨共耗时一天。再经过一段时间t2，在期望地方时卫星经过目标正下方。轨道调整前后卫星的漂移角速度分别为ω1和ω2，则卫星漂过地心角θ的时间应该等于目标n个轨道周期加上Δt，即有

t_target＝△t+nT

式中T表示一个轨道周期即24小时，建立上述两式的等式

随着n的取值不同，起始时间选择也不同，t1的可取范围为[0,θ/ω₁]，通过选取合适的n，决定变轨实施的时刻，从而完成抵近变轨过程。

求解面外目标变轨脉冲实施时刻计算方法时，建立变轨机动总耗时与目标到约定地方时的时间的等时方程。

如图3所示，卫星通过调整轨道高度，使得当目标经过B点(升/降交点)时，卫星同时经过目标正下方(C点)，从而完成对目标的抵近。假定T0时卫星在A′点，目标在A点，目标回到轨道面交点处所需时间为Δt。经过时间t1，卫星运行到B′点，这时候实施霍曼变轨，将卫星轨道高度变到距离静止轨道约20公里左右，两次霍曼变轨共耗时一天。再经过一段时间t2，卫星和目标同时过交点。轨道调整前后卫星的漂移角速度分别为ω1和ω2，则卫星漂过地心角θ的时间应该等于目标从A点第n+1次(n＝0，1，2…)经过B点的时间，即有

式中即24小时，建立上述两式的等式

随着n的取值不同，起始时间选择也不同，t1的可取范围为[0,θ/ω₁],通过选取合适的n，决定变轨实施的时刻，从而完成抵近变轨过程。

步骤E：建立场景，对解进行验证。

下面给出具体实施例：根据本发明提供的高轨目标的抵近方法，包括如下步骤：

步骤A：建立我星和目标的相对运动场景，分别建立目标JCSAT-3A和目标DSP22；

步骤B：计算我星和目标的轨道面夹角关系,与JCSAT-3A夹角0.02°，为面内目标；与DSP22夹角5.8°，为面外目标；

步骤C：根据轨道高度差计算霍曼变轨所需的速度增量，达到最近距离约20多公里则高度变化量分别为75km和65km，对应速度增量分别为1.37m/s和1.19m/s；

步骤D：对目标，分别根据时间约束方程求解变轨时刻；

步骤E：分析抵近终端状态,对JCSAT-3A，最近距离27km，地方时为1：00，太阳光照角15°，观测光照条件良好；对DSP22最近距离22km，与目标同时过赤道；

表1为JCSAT3A卫星参数；表2为抵近JCSAT3A时变轨参数；表3为DSP22卫星参数；表4为抵近DSP22时变轨参数。

表1

时间	2019.2.20 03:00:00	倾角	0.021°
				定点位置	127.910°	升交点	220.855°
半长轴	42165.382km	近地点幅角	356.466°
				偏心率	0.000171	真近点角	105.123°

表2

面外目标参数、对其抵近变轨策略如下所示。

表3

表4

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (4)

1.一种高轨目标的抵近方法，其特征在于，包括如下步骤：

目标类型确定步骤：确定目标类型，是面内目标还是面外目标；

速度增量大小确认步骤：针对抵近高度，确定霍曼变轨两次实施的速度增量大小；

求解步骤：对面内目标或者对面外目标，建立满足约束的时间方程，找到可以进行变轨的时刻为解；

验证步骤：对解进行验证；

目标类型确定步骤包括：确定目标为面内目标还是面外目标，通过如下公式计算卫 星和目标的轨道面夹角：

cos(di)＝cos(i₀).cos(i₁)+sin(i₀).sin(i₁).cos(Ω₀-Ω₁)

其中，di为轨道面夹角，i₀为目标轨道倾角，i₁为卫 星轨道倾角，Ω₀为目标升交点赤经，Ω₁为卫 星升交点赤经；

进行计算后判断，当di≤0.1°时，目标类型为面内目标；当di＞0.1°时，目标类型为面外目标。

2.根据权利要求1所述的高轨目标的抵近方法，其特征在于，所述速度增量大小确认步骤包括：根据抵近轨道的机动高度差计算所需的速度增量V：

V＝sqrt(μ/a)；

a＝Re+h；

其中：Re为地球半径，取6378.137km；h为轨道高度，μ为地球常数398600.5。

3.根据权利要求1所述的高轨目标的抵近方法，其特征在于，所述求解步骤包括：

当为面内目标时，建立等式：

n＝0,1,2,…

当为面外目标时，建立等式：

n＝0,1,2,…

其中：Δt为目标回到轨道面交点处所需时间；T表示一个轨道周期；ω₁和ω₂为轨道调整前后卫 星的漂移角速度；θ表示地心角；t₁表示实施霍曼变轨的时刻，t₁的可取范围为[0,θ/ω₁]。

4.根据权利要求1所述的高轨目标的抵近方法，其特征在于，所述验证步骤包括：建立场景，进行求解验证。

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