CN111301715A - 基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整方法、装置及计算机存储介质 - Google Patents

Abstract

本发明实施例公开了基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整方法、装置及计算机存储介质；该方法可以包括：建立对地遥感卫星的入轨运动模型；基于设定的摄动因素分析所述对地遥感卫星的轨道衰减因素；针对同一轨道特定相位分布的对地遥感卫星星座，根据所述入轨运动模型设计由入轨轨道进入至标定轨道之间高度调整策略以及星座的相位初始化布局策略；至少根据所述高度调整策略和/或所述相位初始化布局策略、相位保持以及针对所述轨道衰减因素而进行高度维持中的一项或多项确定所述对地遥感卫星在设计寿命下所需的燃料量。

Description

基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整 方法、装置及计算机存储介质

技术领域

本发明实施例涉及卫星星座技术领域，尤其涉及基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整方法、装置及计算机存储介质。

背景技术

随着国家经济的发展与社会的进步，以及人们对自身所处的生存环境愈发重视，针对卫星的对地观测任务提出了更高的测量精度、时间、空间等要求。另外，受限于航天器重量、体积、寿命、可靠性等约束，单颗航天器对地观测系统难以满足日益复杂的遥感、测绘等空间任务需求，并且任务执行的灵活性和适应性较差。随着航天器微小型化，批量化等各项关键技术的发展，以及运载火箭复用等航天器投送技术的突破，航天器设计、制造与维护的时间、资金等成本不断降低，从而进一步推动了具有分布式协同工作特色的集群航天器技术的巨大发展。

无论是单个卫星还是卫星编队和星座，为了实现特定的任务，都有预先设计的标称轨道，需由运载火箭发射至预定高度。在卫星的设计和研发过程中，针对可靠性和用户需求考虑，卫星的入轨质量常常超过最初设计时的质量。然而运载火箭携带推进剂量是有限，载荷(例如卫星)质量的增加将导致实际入轨高度低于预计入轨高度，通常来说，高度偏差约处于10km量级。入轨轨道高度降低后，需使用卫星自身所携带的推进剂抬高运行轨道至标称轨道以满足任务的指标需求。此外，由于轨道环境复杂多变，存在J2、太阳光压、大气等多种摄动因素，卫星寿命期内的轨道半长轴会有所衰减，相位也会有所变化。因此，每颗卫星均配置了推进系统实现卫星的相位调整和轨道维持，其携带的用于轨道高度维持的推进剂量决定了其轨道寿命。而星座卫星往往体积质量较小，所带推进剂量非常有限。

发明内容

有鉴于此，本发明实施例期望提供一种基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的对地遥感卫星星座布局与轨道调整方法、装置及计算机存储介质；能够保证对地遥感卫星所组成的星座在快速布局入轨的同时还可以节省燃料，以保证对地遥感卫星的在轨运行寿命达到设计寿命。

本发明实施例的技术方案是这样实现的：

第一方面，本发明实施例提供了一种基于霍曼变轨的同一轨道特定相位分布的对地遥感卫星星座布局与轨道调整方法，所述方法包括：

建立对地遥感卫星的入轨运动模型；

基于设定的摄动因素分析所述对地遥感卫星的轨道衰减因素；

针对同一轨道特定相位分布的对地遥感卫星星座，根据所述入轨运动模型设计由入轨轨道进入至标定轨道之间高度调整策略以及所述星座的相位初始化布局策略；

至少根据所述高度调整策略和/或所述相位初始化布局策略、相位保持以及针对所述轨道衰减因素而进行高度维持中的一项或多项确定所述对地遥感卫星在设计寿命下所需的燃料量。

第二方面，本发明实施例提供了一种基于霍曼变轨的同一轨道特定相位分布的对地遥感卫星星座布局与轨道调整装置，所述装置包括：建立部分、分析部分、设计部分和确定部分；其中，

所述建立部分，经配置为建立对地遥感卫星的入轨运动模型；

所述分析部分，经配置为基于设定的摄动因素分析所述对地遥感卫星的轨道衰减因素；

所述设计部分，经配置为针对同一轨道特定相位分布的对地遥感卫星星座，根据所述入轨运动模型设计由入轨轨道进入至标定轨道之间高度调整策略以及所述星座的相位初始化布局策略；

所述确定部分，经配置为至少根据所述高度调整策略和/或所述相位初始化布局策略、相位保持以及针对所述轨道衰减因素而进行高度维持中的一项或多项确定所述对地遥感卫星在设计寿命下所需的燃料量。

第三方面，本发明实施例提供了一种计算机存储介质，所述计算机存储介质存储有基于霍曼变轨的对地遥感卫星星座布局与轨道调整程序，所述基于霍曼变轨的对地遥感卫星星座布局与轨道调整程序被至少一个处理器执行时实现第一方面所述基于霍曼变轨的对地遥感卫星星座布局与轨道调整方法步骤。

本发明实施例提供了基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整方法、装置及计算机存储介质；通过霍曼变轨实现对地遥感星座的快速布局入轨的同时节省燃料，从而保证卫星在轨运行寿命达到设计寿命。

附图说明

图1为本发明实施例提供的基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整方法流程示意图；

图2为本发明实施例提供的气动力分量示意图；

图3为本发明实施例提供的霍曼过渡轨道示意图；

图4为本发明实施例提供的针对五星同轨道均匀分布星座的同时实现轨道高度调整与初始相位布局的过程示意图；

图5为本发明实施例提供的针对五星同轨道均匀分布星座的最终布局完成示意图；

图6为本发明实施例提供的基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整装置的组成示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

参见图1，其示出了本发明实施例提供的基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整方法流程，该方法可以包括：

S101：建立对地遥感卫星的入轨运动模型；

S102：基于设定的摄动因素分析所述对地遥感卫星的轨道衰减因素；

S103：针对同一轨道特定相位分布的星座，根据所述入轨运动模型设计由入轨轨道进入至标定轨道之间高度调整策略以及所述星座的相位初始化布局策略；

S104：至少根据所述高度调整策略和/或所述相位初始化布局策略、相位保持以及针对所述轨道衰减因素而进行高度维持中的一项或多项确定所述对地遥感卫星在设计寿命下所需的燃料量。

对于图1所示的技术方案，在一种可能的实现方式，S101所述的建立对地遥感卫星的入轨运动模型，可以包括：

通过求解无外力作用下的动力学方程，获取式1所示的圆锥曲线形式的所述对地遥感卫星的相对运动轨道方程：

其中，r为所述对地遥感卫星的相对运动轨道高度，p为圆锥曲线半通径，e为偏心率，θ为真近点角，且，p和e决定圆锥曲线的大小形状；

基于所述对地遥感卫星的具体轨道取决于入轨时刻的运动状态，确定式2所示的对应关系：

其中，v₀，r₀，β₀分别描述所述对地遥感卫星入轨时速度、相对地心位置、速度与地心连线垂直方向夹角，μ是两体系统的引力常数；

通过式2得到θ₀与e后，换算成p和e则获得由v₀，r₀，β₀确定的轨道方程；其中，轨道半长轴a由能量方程得到式3所示：

具体来说，根据经典二体问题，可以得到最经典的轨道动力学方程如下：

其中，r是两体之间的位置矢量，

为二阶导数，μ是两体系统的引力常数，f是绕飞天体上单位质量所施加的外力，通过求解无外力作用下的动力学方程，可以获得式1；

接着，由于卫星运行的具体轨道由入轨时刻的运动状态决定，以轨道面内参数v₀，r₀，β₀来描述卫星入轨时速度，相对地心位置，速度与地心连线垂直方向夹角，可以获得v₀，r₀，β₀与p，e之间存在对应关系如式2所示；

由式2可以得到θ₀与e，换算成p和e便可以得到由v₀，r₀，β₀确定的轨道方程了，并且轨道半长轴a由能量方程得式3所示。

针对上述可能的实现方式，在一些示例中，S102所述的基于设定的摄动因素分析所述对地遥感卫星的轨道衰减因素，可以包括：

基于轨道高度一定状态下影响轨道衰减量的主要因素为大气阻力，获取阻力气动力分量f_τ如式4所示：

其中，m表示所述对地遥感卫星质量，A表示所述对地遥感卫星在速度方向的横截面积，C_D表示阻力系数，ρ表示大气密度；

将式4代入圆轨道方程

获得式5：

其中，

为弹道参数；

基于圆轨道性质及式5，获得式6：

其中，所述圆轨道性质为

vdt＝rdθ；

针对式6按照圆轨道的一周进行积分

可获得式7：

将式7变换为高度h的形式，则获得式8所示的轨道高度衰减Δh为：

其中，

表示地球半径。

具体来说，由于卫星轨道环境复杂多变，存在由高空大气，太阳辐射、其他天体引起的多种摄动，从而影响到卫星轨道状态以及运行寿命。而在轨道高度一定情况下，影响轨道衰减量的主要因素是大气阻力；分别设定气动力分量为：f_τ为阻力，f_σ为升力，f_n为侧向力，由于卫星速度较高，气动力以f_τ为主，如图2所示，阻力气动力分量f_τ如式4所示。

而对于圆轨道，有

将式4所示的阻力气动力分量f_τ代入可得式5；根据式5，对于圆轨道性质

vdt＝rdθ则可以获得式6；将式6所示的圆轨道的一周进行积分(ρ≡const)，可得式7；将式7写成h的形式则获得式8。

需要说明的是，每一圆周降低的高度主要与大气密度ρ(h)有关；可以按照空气密度计算方法求得ρ(h)，即可表示为(Δr)_2π·B与h的关系。此外，每一圆周下降的高度与轨道高度、大气状态和航天器的弹道参数有关。

此外，大气密度受多种因素的影响，比如太阳活动峰年与谷年以及地球磁场活动等。大气密度随轨道高度急剧变化，即使在同一轨道高度上，大气密度也随太阳活动的峰、谷年及昼夜不同而变化。目前已有的大气模型都不能保证在任何情况下总能稳定地表征大气密度的实际变化，在实际进行轨道计算时，可通过输入太阳辐射流量的F10.7和地磁指数的动态变化值，并解算大气阻力系数等手段来改进大气阻力模型的精度。目前最新大气模型可选为NRLMSISE00。而迎风面积跟卫星外形以及姿态密切相关。根据卫星的外形和尺寸，可以计算出其不同工作模式下的迎风面积。

针对上述示例，优选地，S103所述的针对同一轨道特定相位分布的对地遥感星座，根据所述入轨运动模型设计由入轨轨道进入至标定轨道之间高度调整策略以及所述星座的相位初始化布局策略，包括：

基于所述轨道方程，针对同平面单脉冲变轨在所述入轨轨道v₁，β₁的基础上指定变轨的点，根据所述标定轨道给出变轨点处的v₂，β₂，并得到变轨所需的速度脉冲Δν如式9所示：

其中，v₁，v₂分别是所述对地遥感卫星在半径为r_p，r_a的圆轨道上运行时的速，Δv与v₁的夹角α满足：

针对同平面双脉冲变轨，利用霍曼变轨中所涉及霍曼过渡轨道进行两次脉冲进行变轨。

针对上述优选示例，所述霍曼过渡轨道参数如下所示：

其中，v₁，v₂分别是所述对地遥感卫星在半径为r_p，r_a圆轨道上运行时的速度；

根据所述霍曼过渡轨道参数获得两个脉冲的大小如式10所示：

根据式10获得霍曼变轨的总速度增量如下所示：

具体来说，同平面单脉冲变轨适用于有交点的两个轨道之间的变轨，而对于没有交点的两个共面圆轨道，本发明实施例采用霍曼变轨作为同平面双脉冲变轨的最佳实现方式。霍曼过渡轨道则是一条外切于小圆轨道内切于大圆轨道。由两次脉冲来实现，如图3所示。

根据上述优选示例，S104所述的至少根据所述高度调整策略和/或所述相位初始化布局策略、相位保持以及针对所述轨道衰减因素而进行高度维持中的一项或多项确定所述对地遥感卫星在设计寿命下所需的燃料量，可以包括：

相应于所述高度调整和/或所述相位初始化布局，根据齐奥尔科夫斯基公式获得脉冲与燃料消耗之间的关系如式11所示：

v_k＝wln(m₀/m_k) (11)

取Δv＝v_k，m₀＝m_k+Δm可得：

或

其中，式11所示的关系用于描述轨道高度调整和/或相位初始布局的燃料消耗；

相应于相位保持，单次相位保持所施加的速度冲量所对应燃料消耗如式11所示；

相应于针对所述轨道衰减因素而进行高度维持，根据式8所示的高度衰减以及式9所示的霍曼变轨的脉冲大小，获得单次进行高度维持所需的脉冲，并根据单次进行高度维持所续的脉冲按照式11获得单次进行高度维持的燃料消耗。

具体来说，所述高度调整和/或所述相位初始化布局可以被认为是双脉冲变轨过程，因此本发明实施例采用齐奥尔科夫斯基公式给出式11所示的脉冲与燃料消耗之间的关系。

在根据式11获得高度调整和/或所述相位初始化布局所消耗的燃料之后，剩余燃料则可以实现相位保持以及针对所述轨道衰减因素而进行高度维持；而基于轨道运动是周期性运动，且轨道衰减和相位变化为缓慢的过程，所述相位保持以及所述针对所述轨道衰减因素而进行高度维持为周期性的补偿。

对于相位保持来说，可以按照一个月维持一次的周期进行实施，单次施加速度冲量对应燃料消耗量仍然可以由式11计算获得；

对于针对所述轨道衰减因素而进行高度维持，主要考虑大气阻力引起的高度衰减，衰减情况由式8所示的公式计算得到；再根据式9所示的霍曼变轨的脉冲大小，得到高度维持所需脉冲，并进一步根据式11计算出高度维持的燃料消耗。

结合以上三部分，可以将上述三部分的燃料消耗量相加以得到设计寿命下需要的燃料量；随后与对地遥感卫星所能携带的标称燃料量进行对比从而就能够实现轨道寿命的具体分析。具体分析的方式可参照各种能够实现分析的方案，在此不再赘述。

针对图1所示的技术方案，通过霍曼变轨实现同轨道特定相位分布的对地遥感星座的快速布局入轨的同时节省燃料，从而保证卫星在轨运行寿命达到设计寿命。

针对上述技术方案，本发明实施例通过具体的仿真环境对上述技术方案的技术性能及效果进行进一步的阐述。具体的仿真条件和参数如下：

设定对地遥感星座由五颗对地遥感卫星组成，五颗卫星均匀分布于同一轨道上，分别标识为S1，S2，S3，S4和S5。标称设计轨道为平均高度574km的5天回归太阳同步轨道，属于近地轨道。由于气动阻力存在，卫星寿命期内轨道半长轴会有所衰减，为保证卫星的轨道寿命，需要携带一定量的推进剂用于轨道维持；此外，组成卫星星座的5颗卫星，虽然计划运行于同一轨道，但是相位分布不同，入轨后有相位调整和相位保持的控制需求。因此，每颗卫星配置了单组元推进系统实现卫星的相位调整和轨道维持，所携带的用于轨道高度维持的推进剂量决定了其轨道寿命。

设定对地遥感卫星星座的长期工作姿态为对日定向模式，其中S1，S2，S3，S4在一个轨道周期内平均迎流面面积均约为1m²，S5在一个轨道周期内平均迎流面面积约为1.3m²。

在进行轨道寿命估算时，采用如下设定：

1、卫星采用每月进行一次轨道高度修正的策略；

2、卫星采用4台单组元轨控发动机进行轨道修正，比冲按2200Ns/kg计算；并且不考虑推力弧段损失，发动机效率按96.4％(推力线与星体坐标系按15°倾角)计算；

3、S5平均质量按120kg估算，S1，S2，S3，S4平均质量按90kg估算。

根据上述3个设定，通过前述技术方案，设卫星阻力系数为C_D＝2.2，S1-S5的轨道衰减的分析如表1所示：

表1

基于以上内容，根据高度调整策略和/或所述相位初始化布局策略、相位保持以及针对所述轨道衰减因素而进行高度维持确定所述对地遥感卫星在设计寿命下所需的燃料量具体如下：

1、针对轨道高度调整/相位布局：

假定针对设计过程中的可靠性和用户需求考虑，对地遥感星座的入轨质量增加较大，运载方评估后认为可能会导致入轨高度与原有设计偏低，初步估算轨道高度偏差约为10km量级。假设五颗卫星初始进入轨道高度为550km的圆轨道，通过霍曼变轨，调整至574km的圆轨道。考虑均匀分布于同一轨道上的五颗卫星之间相位偏差，五颗卫星位于椭圆过渡轨道上时，每相隔一定的时间分别对每颗卫星进行第二次轨道机动，将其依次调整至574km圆轨道，同时尽可能保证相邻两颗卫星之间的相位偏差为72°。由此同时实现轨道高度调整与初始相位布局，该过程的策略示意图如图4所示，可以包括：

步骤1：假设五颗卫星同时入轨于轨道高度为550km的圆轨道(假设位于同一位置)，五颗卫星分别进行轨道机动，通过ΔV1过渡至近地点距离550km，远地点距离574km的椭圆轨道上。ΔV1大小为6.565m/s；

步骤2：五颗卫星在椭圆轨道上运行，运行至远地点时，S4率先通过速度增量ΔV2机动至轨道高度为574km的圆轨道上。ΔV2大小为6.559m/s；

步骤3：由于相邻卫星之间的期望相位偏差角度为72°，经过约5.15天，位于过渡轨道上的S3卫星，经过远地点时，与位于574km圆轨道上的S4地心夹角为72°，此时对位于过渡轨道上的S3施加ΔV2；

步骤4：重复步骤3，当S1，S2，S3，S4全部调整到574km圆轨道上，即经过5.15×4＝20.6天后，S5在椭圆轨道远地点处通过速度增量ΔV2机动到574km圆轨道，此时五颗卫星均匀分布布局示意图如图5所示。

对于几种不同的入轨高度，其对应的燃料预算与初始相位布局时间如表2所示：

入轨高度/km	544	550	557	563	574
						速度增量/m/s	16.42	13.12	9.29	6.01	9.82
S1，S2，S3，S4燃料/kg	0.70	0.56	0.39	0.25	0.49
						S5燃料/kg	0.93	0.74	0.53	0.34	0
布局时间/天	16.6	20.6	29.1	44.9	13.8

表2

由此可知，入轨高度越低，卫星需要用于调整高度与初始相位布局的燃料越多，同时所需的布局时间相对越短；入轨高度增加时，卫星所需燃料变少，但所需的布局时间增加。

当入轨高度为574km时，此时卫星无需调整高度，S1，S2，S3，S4需要调整相位，采用霍曼过渡两周内相位调整144°时，需要的燃料为0.49kg。

当发射高度不足574km时，卫星无法在14天内完成初始相位布局。若要求在14天内完成，可采用先霍曼变轨至574km圆轨道，再进行相位调节的方式，此时各个入轨高度对应的燃料需求与布局时间如表3所示：

入轨高度/km	544	550	557	563	574
						速度增量/m/s	26.23	22.94	19.11	15.82	9.82
S1，S2，S3，S4燃料/kg	1.18	1.04	0.88	0.74	0.49
						S5燃料/kg	0.93	0.74	0.53	0.34	0
布局时间/天	13.8	13.8	13.8	13.8	13.8

表3

此时布局时间仅需13.8天，但S1，S2，S3，S4所需燃料增加0.49kg；S5所需燃料不变，都用来调整轨道高度。通过表2与表3可知，入轨高度越低，卫星调整高度与布局相位所需的燃料越多。并且布局时间的减少以增加燃料消耗为代价。

2、针对相位保持：

相位长期维持可以按照一个月维持一次，相位维持精度满足±2°计算，单次施加速度冲量≤0.13m/s，每年相位维持的速度增量需求为：ΔV＝0.13*12＝1.56m/s，对应燃料消耗量为0.088kg/年(S5)和0.066kg/年(S1，S2，S3，S4)。

3、针对高度维持

由于大气阻力引起的轨道衰减与迎风面积相关，因此对于S1，S2，S3，S4和S5，需分别计算。每年轨道高度维持的燃料需求分别为0.28kg(S1，S2，S3，S4)和0.35kg(S5)。

当入轨高度为550km时，对地遥感卫星星座燃料预算如表4所示：

表4

按照卫星的寿命为3年轨道寿命计算，以2018年为起点，2018年至2020年的3年内需要的燃料为：

S1，S2，S3，S4：0.56+3×(0.066+0.28)＝1.60kg

S5：0.74+3×(0.088+0.35)＝2.06kg

按15％燃料消耗用于姿控计算，当入轨高度分别为544km、550km、557km、563km时，两类卫星由2018年至2020年的3年内需要的燃料估算如表5所示：

入轨高度/km	544	550	557	563	574
						S1，S2，S3，S4燃料/kg	2.04	1.88	1.68	1.52	1.79
S5燃料/kg	2.64	2.42	2.16	1.95	1.55
						布局时间/天	16.6	20.6	29.1	44.9	13.8

表5

根据太阳活动的周期性规律，2021年至2022年将进入太阳活动高年。按S1，S2，S3，S4与S5均携带4kg燃料预估，卫星所携带的推进剂量预计可维持卫星继续在轨工作一年。由于对地遥感星座卫星本身属于小卫星，根据其有效容积，估计可携带推进剂为4kg左右，在不考虑推力损失、排放效率等因素下，该对地遥感卫星星座能够满足3年轨道寿命的使用需求。

通过对同轨道特定相位对地遥感星座初始相位布局/轨道高度调整/相位保持以及高度维持进行分析，结论为利用本发明中的轨道策略，当入轨偏差在一定范围内时，对地遥感卫星携带的燃料能够满足轨道寿命需求。

基于前述技术方案相同的发明构思，参见图6，其示出了本发明实施例提供的一种基于霍曼变轨的同轨道特定相位对地遥感卫星星座布局与轨道调整装置60，所述装置包括：建立部分601、分析部分602、设计部分603和确定部分604；其中，

所述建立部分601，经配置为建立对地遥感卫星的入轨运动模型；

所述分析部分602，经配置为基于设定的摄动因素分析所述对地遥感卫星的轨道衰减因素；

所述设计部分603，经配置为针对同一轨道特定相位对地遥感卫星星座，根据所述入轨运动模型设计由入轨轨道进入至标定轨道之间高度调整策略以及所述星座的相位初始化布局策略；

所述确定部分604，经配置为至少根据所述高度调整策略和/或所述相位初始化布局策略、相位保持以及针对所述轨道衰减因素而进行高度维持中的一项或多项确定所述对地遥感卫星在设计寿命下所需的燃料量。

对于图6所示的技术方案，在一些示例中，所述建立部分601配置为执行图1中的步骤S101，关于所述建立部分601的具体描述可以前述技术方案中针对步骤S101的示例描述。

对于图6所示的技术方案，在一些示例中，所述分析部分602，配置为执行图1中的步骤S102，关于所述分析部分602的具体描述可以前述技术方案中针对步骤S102的示例描述。

对于图6所示的技术方案，在一些示例中，所述设计部分603，经配置为执行图1中的步骤S103，关于所述设计部分603的具体描述可以前述技术方案中针对步骤S103的示例描述。

对于图6所示的技术方案，在一些示例中，所述确定部分604，经配置为执行图1中的步骤S104，关于所述确定部分604的具体描述可以前述技术方案中针对步骤S104的示例描述。

可以理解地，在本实施例中，“部分”可以是部分电路、部分处理器、部分程序或软件等等，当然也可以是单元，还可以是模块也可以是非模块化的。

另外，在本实施例中的各组成部分可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。在上述一或多个实例或示例中，所描述功能可实施于硬件、软件、固件或其任何组合中。如果实施于软件中，那么可将功能作为一或多个指令或代码存储在计算机可读媒体上或经由计算机可读媒体传输。计算机可读媒体可包含计算机数据存储媒体或通信媒体，通信媒体包含促进将计算机程序从一处传递到另一处的任何媒体。数据存储媒体可为可由一或多个计算机或一或多个处理器存取以检索用于实施本发明中描述的技术的指令、代码和/或数据结构的任何可用媒体。举例来说且非限制，此类计算机可读媒体可包括U盘、移动硬盘、RAM、ROM、EEPROM、CD-ROM或其它光盘存储装置、磁盘存储装置或其它磁性存储装置，或可用于运载或存储呈指令或数据结构的形式的所要程序代码且可由计算机存取的任何其它媒体。并且，任何连接被恰当地称作计算机可读媒体。举例来说，如果使用同轴电缆、光纤电缆、双绞线、数字订户线(DSL)或例如红外线、无线电和微波等无线技术从网站、服务器或其它远程源传输软件，那么同轴电缆、光纤电缆、双绞线、DSL或例如红外线、无线电和微波等无线技术包含于媒体的定义中。如本文中所使用，磁盘和光盘包含压缩光盘(CD)、激光光盘、光学光盘、数字多功能光盘(DVD)、软性磁盘和蓝光光盘，其中磁盘通常以磁性方式再现数据，而光盘利用激光以光学方式再现数据。以上各项的组合也应包含在计算机可读媒体的范围内。

代码可由一或多个处理器执行，所述一或多个处理器例如是一或多个数字信号处理器(DSP)、通用微处理器、专用集成电路(ASIC)、现场可编程逻辑阵列(FPGA)或其它等效的可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。。因此，如本文中所使用的术语“处理器”和“处理单元”可指前述结构或适于实施本文中所描述的技术的任何其它结构中的任一者。另外，在一些方面中，本文中所描述的功能性可在经配置用于编码和解码的专用硬件和/或软件模块内提供，或者并入在组合式编解码器中。而且，所述技术可完全实施于一或多个电路或逻辑元件中。

本发明实施例的技术可实施于各种各样的装置或设备中，所述装置或设备包含无线手持机、集成电路(IC)或一组IC(即，芯片组)。本发明中描述各种组件、模块或单元是为了强调经配置以执行所公开的技术的装置的功能方面，但未必需要由不同硬件单元实现。实际上，如上文所描述，各种单元可结合合适的软件和/或固件组合在编码解码器硬件单元中，或者通过互操作硬件单元的集合来提供，所述硬件单元包含如上文所描述的一或多个处理器。

已描述了本发明的各种方面。这些和其它实施例在所附权利要求书的范围内。需要说明的是：本发明实施例所记载的技术方案之间，在不冲突的情况下，可以任意组合。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整方法，其特征在于，所述方法包括：

建立对地遥感卫星的入轨运动模型；

基于设定的摄动因素分析所述对地遥感卫星的轨道衰减因素；

针对同一轨道特定相位分布的对地遥感卫星星座，根据所述入轨运动模型设计由入轨轨道进入至标定轨道之间高度调整策略以及所述星座的相位初始化布局策略；

至少根据所述高度调整策略和/或所述相位初始化布局策略、相位保持以及针对所述轨道衰减因素而进行高度维持中的一项或多项确定所述对地遥感卫星在设计寿命下所需的燃料量。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述建立对地遥感卫星的入轨运动模型，包括：

通过求解无外力作用下的动力学方程，获取式1所示的圆锥曲线形式的所述对地遥感卫星的相对运动轨道方程：

其中，r为所述对地遥感卫星的相对运动轨道高度，p为圆锥曲线半通径，e为偏心率，θ为真近点角，且，p和e决定圆锥曲线的大小形状；

基于所述对地遥感卫星的具体轨道取决于入轨时刻的运动状态，确定式2所示的对应关系：

其中，v₀，r₀，β₀分别描述所述对地遥感卫星入轨时速度、相对地心位置、速度与地心连线垂直方向夹角，μ是两体系统的引力常数；

通过式2得到θ₀与e后，换算成p和e则获得由v₀，r₀，β₀确定的轨道方程；其中，轨道半长轴a由能量方程得到式3所示：

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述基于设定的摄动因素分析所述对地遥感卫星的轨道衰减因素，包括：

基于轨道高度一定状态下影响轨道衰减量的主要因素为大气阻力，获取阻力气动力分量f_τ如式4所示：

其中，m表示所述对地遥感卫星质量，A表示所述对地遥感卫星在速度方向的横截面积，C_D表示阻力系数，ρ表示大气密度；

将式4代入圆轨道方程

获得式5：

其中，

为弹道参数；

基于圆轨道性质及式5，获得式6：

其中，所述圆轨道性质为

vdt＝rdθ；

针对式6按照圆轨道的一周进行积分

可获得式7：

将式7变换为高度h的形式，则获得式8所示的轨道高度衰减Δh为：

其中，

表示地球半径。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述轨道高度衰减Δh与大气密度ρ(h)相关；还与轨道高度、大气状态和航天器的弹道参数相关。

5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述针对同一轨道特定相位分布的对地遥感卫星星座，根据所述入轨运动模型设计由入轨轨道进入至标定轨道之间高度调整策略以及所述星座的相位初始化布局策略，包括：

基于所述轨道方程，针对同平面单脉冲变轨在所述入轨轨道v₁，β₁的基础上指定变轨的点，根据所述标定轨道给出变轨点处的v₂，β₂，并得到变轨所需的速度脉冲Δv如式9所示：

其中，v₁，v₂分别是所述对地遥感卫星在半径为r_p，r_a的圆轨道上运行时的速，Δv与v₁的夹角α满足：

针对同平面双脉冲变轨，利用霍曼变轨中所涉及霍曼过渡轨道进行两次脉冲进行变轨。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述霍曼过渡轨道参数如下所示：

其中，v₁，v₂分别是所述对地遥感卫星在半径为r_p，r_a圆轨道上运行时的速度；

根据所述霍曼过渡轨道参数获得两个脉冲的大小如式10所示：

根据式10获得霍曼变轨的总速度增量如下所示：

7.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述至少根据所述高度调整策略和/或所述相位初始化布局策略、相位保持以及针对所述轨道衰减因素而进行高度维持中的一项或多项确定所述对地遥感卫星在设计寿命下所需的燃料量，包括：

相应于所述高度调整和/或所述相位初始化布局，根据齐奥尔科夫斯基公式获得脉冲与燃料消耗之间的关系如式11所示：

v_k＝wln(m₀/m_k) (11)

取Δv＝v_k，m₀＝m_k+Δm可得：

或

其中，式11所示的关系用于描述轨道高度调整和/或相位初始布局的燃料消耗；

相应于相位保持，单次相位保持所施加的速度冲量所对应燃料消耗如式11所示；

相应于针对所述轨道衰减因素而进行高度维持，根据式8所示的高度衰减以及式9所示的霍曼变轨的脉冲大小，获得单次进行高度维持所需的脉冲，并根据单次进行高度维持所续的脉冲按照式11获得单次进行高度维持的燃料消耗。

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，基于轨道运动是周期性运动，且轨道衰减和相位变化为缓慢的过程，所述相位保持以及所述针对所述轨道衰减因素而进行高度维持为周期性的补偿。

9.一种基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的对地遥感卫星星座布局与轨道调整装置，其特征在于，所述装置包括：建立部分、分析部分、设计部分和确定部分；其中，

所述建立部分，经配置为建立对地遥感卫星的入轨运动模型；

所述分析部分，经配置为基于设定的摄动因素分析所述对地遥感卫星的轨道衰减因素；

所述设计部分，经配置为针对同一轨道特定相位分布的对地遥感卫星星座，根据所述入轨运动模型设计由入轨轨道进入至标定轨道之间高度调整策略以及所述星座的相位初始化布局策略；

所述确定部分，经配置为至少根据所述高度调整策略和/或所述相位初始化布局策略、相位保持以及针对所述轨道衰减因素而进行高度维持中的一项或多项确定所述对地遥感卫星在设计寿命下所需的燃料量。

10.一种计算机存储介质，所述计算机存储介质存储有基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整方法、装置及计算机存储介质程序，所述基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整方法、装置及计算机存储介质程序被至少一个处理器执行时实现权利要求1至8任一项所述基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整方法、装置及计算机存储介质方法步骤。

Images