CN111367167A - 一种有限时间约束的高轨目标抵近观测方法 - Google Patents

一种有限时间约束的高轨目标抵近观测方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种有限时间约束的高轨目标抵近观测方法，包括：确定高轨服务航天器与目标航天器的相对位置关系；确定抵近方式、观测时刻和观测位置；计算相对经度漂移率、变轨量和变轨时刻；高轨服务航天器通过两次变轨，实现轨道的圆化和起漂。计算高轨服务航天器穿越目标轨道平面的穿越时刻集合；计算高轨服务航天器轨道平面与目标轨道平面的夹角；选取穿越时刻集合的中间时刻对高轨服务航天器实施变轨，使其轨道平面与目标轨道平面重合；高轨服务航天器在变轨后新轨道上运行到预定观测时刻前12小时。高轨服务航天器通过一次变轨，到达预定观测位置。本发明解决了当前抵近过程方法的不规范性和复杂光照条件约束，支持后续高轨观测任务的发展。

Description

一种有限时间约束的高轨目标抵近观测方法
技术领域
本发明涉及一种有限时间约束的高轨目标抵近观测方法，属于航空航天技术领域，用于高轨服务航天器对高轨目标实施抵近观测。
背景技术
通常认为理想的地球静止轨道(GEO)是轨道倾角为0°、轨道半径为42164km的圆轨道，GEO的轨道周期与地球自转周期相同，严格意义上，太空只有一条GEO。一颗GEO 卫星大约可以覆盖地球表面40％的区域，当在GEO上均匀布置三颗卫星时，除了地球的两极，其余区域均可被覆盖。由于运行在GEO上的卫星相对地面上任何一点都是静止不动的，地面站很容易便可实现对其追踪，这就为很多卫星应用提供了便利，在通信、导航、预警、气象等民用和军用领域正发挥着越来越重要的作用，各个国家和地区在GEO上部署了大量重要的太空资产，因此，GEO是非常宝贵的太空资源，GEO卫星的损坏和失效将造成巨大的经济损失和极大的社会影响。
GEO卫星在寿命终止前，就可能由于GEO环境恶化、自身异常等原因而发生故障。GEO的特殊性使得地面很难对这些故障进行直接有效的处理。而如果重新发射一颗卫星用来进行替代，无论是从经济的角度还是从轨道资源的角度来讲，都极其浪费。现有的GEO 卫星制造、发射成本均很高，例如2013年1月发射的TDRS-K数据中继卫星标价为3.5亿美元，发射又耗费约2亿美元。如果可以通过高轨服务来对现有卫星进行高轨维护、延寿，甚至是升级、组装，这样不仅可以免去发射一颗新卫星所需的高昂费用，还可以使得一些现有发射能力无法完成的GEO任务成为可能。如果可以通过高轨服务来对现有卫星进行高轨维护、延寿，甚至是升级、组装，这样不仅可以免去发射一颗新卫星所需的高昂费用，还可以使得一些现有发射能力无法完成的GEO任务成为可能。因此，为了尽可能挽回 GEO卫星故障或失效造成的损失，并有效保护GEO轨道资源，各国正在积极研究以卫星维修、寿命延长及轨道碎片清除为目的的高轨服务技术。
地基高轨空间目标监视系统由于探测距离远，导致跟踪精度较差，这使得高轨目标的监视效果受到制约。同时由于受到天气、光照等因素的影响，地基空间目标监视系统也无法实现对高轨目标的实时跟踪观测，无法准确获取GEO目标的全部有效信息，因此，发展高轨操作技术，开展相关技术验证试验，就必须具备对试验过程近距离、长时间、多角度的跟踪观测能力，在目前地基光电、雷达设备能力不足的情况下，只能依靠天基平台对试验过程进行长时间、近距离的跟踪观测，以便获取更加详细有效的信息支持。
2004年，美国启动了轨道深空成像系统(Orbit Deep Space Imager ODSI)，该项目的成像系统采用望远镜卫星具备一定的机动能力，能够探测和跟踪目标，提供目标的高分辨率图像，准实时或定期提供相关信息以支持美国对整个空间态势的感知。但此项目并未按照预期完成，2007财年结束后被下马。2014年，美国发射了2颗“地球同步轨道太空态势感知计划”(GSSAP)卫星，并于2015年9月交付用户单位开始使用。该项目被公认为是 ODSI的后续发展型，其具备了更强的机动能力，可以通过在地球同步轨道巡游的方式对地球同步轨道卫星进行近距离、多角度的成像观测，使得美国可以获得更多的地球同步带空间态势信息。
美空军一直将GSSAP项目视为高度机密的项目，直到2014年2月，美空军航天司令部(Air Force Space Command,AFSPC)才首次披露该项目。美国战略司令部用GSSAP卫星监视地球同步带内潜在对手的不法活动并评估本国卫星受到碰撞的威胁。GSSAP卫星配备着光电传感器，主要是利用光电传感器对GEO目标实施监视。由于该卫星体积较小，具备很强的机动能力，在执行不同的监视任务时，可以灵活机动到目标区域，实现对监视目标的抵近观测。截止目前，GSSAP卫星已经部署了4颗，并计划于2020年中旬再次增加2 颗。通过GSSAP卫星多年来的抵近观测，美国获取了大量GEO目标的外形、载荷、频谱信息，使得美国在太空、特别是高轨具备了极大的优势。
我国目前还未建立起完整的天基空间目标观测系统，不能实现全天候、全轨道、近距离的空间目标监视。随着航天科技的进一步发展，基于空间平台的天基空间目标监视将成为重要的空间目标监视手段，作为世界航天大国，我国也应刻不容缓的研究建设天基空间目标监视系统，尤其是对高轨空间目标进行近距离成像监视，以便获取更清晰高轨目标的特性信息，为我国的空间安全保驾护航。
根据Johnson准则，当目标在传感器阵面上成像2个像素时，系统能够探测到目标；当阵面上的像素数为3～5个时，系统能够对目标进行粗分类；当面阵上的像素数为5～10个时，系统能够识别出目标；当阵面上的像素数大于15时，系统能够辨别确认目标。观测距离越近，阵面上的像素数越多，能够获取的目标信息就越丰富。
除了观测距离外，另外一个影响成像效果及可观测时间的重要因素便是太阳光照角。太阳光照角主要由太阳、空间目标和监视平台三者之间的相对空间关系决定，天基光学相机若要实现成像，必须使得太阳在自身后方，即光照角小于90度，且光照角越小越好。
发明内容
本发明公开了一种有限时间约束的高轨目标抵近观测方法，具体分为三个阶段、九个步骤：
阶段(一)、起漂段，包括：
步骤一：确定高轨服务航天器与目标航天器的相对位置关系；
步骤二：根据步骤一的相对位置关系和抵近观测任务的时间约束，确定抵近方式、观测时刻和观测位置；
步骤三：根据步骤二确定的抵近方式、观测时刻和观测位置，计算相对经度漂移率，进而计算相应的变轨量和霍曼转移和最后一次变轨时刻；
步骤四：根据步骤三计算得到的变轨量和霍曼转移变轨时刻，高轨服务航天器通过两次变轨，实现轨道的圆化和起漂；
阶段(二)、漂移段，包括：
步骤五：计算高轨服务航天器穿越目标轨道平面的穿越时刻集合；
步骤六：计算高轨服务航天器轨道平面与目标轨道平面的夹角和速度增量；
步骤七：选取步骤五穿越时刻集合中的中间时刻并根据步骤六计算的速度增量对高轨服务航天器实施变轨，使其轨道平面与目标轨道平面重合；
步骤八：高轨服务航天器在变轨后新轨道上运行到预定观测时刻前12小时，进入抵近段；
阶段(三)、抵近段，包括：
步骤九：根据步骤三计算得到的变轨量和最后一次变轨时刻，高轨服务航天器通过一次变轨，改变轨道半长轴高度，变轨后，高轨服务航天器正常运行12小时，即可在预定观测时刻到达预定观测位置。。
所述步骤一中的相对位置关系主要包括两部分：一是指高轨服务航天器和目标航天器的定点经度之差；二是高轨服务航天器定点于目标航天器轨道运行方向的前方或后方。
所述步骤二中的抵近方式的确定方法包括：若高轨服务航天器定点于目标航天器轨道运行方向的前方，抵近方式为从东向西；反之，抵近方式为从西向东；
所述观测时刻的确定方法包括：若抵近方式采取从西向东抵近观测，则观测时刻选取当地时的0时；若抵近方式采取从东向西抵近观测，观测时刻则选取当地时的12时；
所述观测位置的确定方法包括：若观测时刻为当地时0时，观测位置选取目标航天器轨道坐标系R-bar方向+10km位置；若观测时刻为当地时12时，观测位置则选取目标航天器轨道坐标系R-bar方向-10km位置。
所述步骤三中的相对经度漂移率是指航天器地理经度每天的变化量，单位为°/天；
变轨量是指轨道半长轴的改变量；
变轨时刻是指高轨航天器运行到轨道拱点(近地点或远地点)的时刻。
进一步的，所述相对经度漂移率的计算方法包括：
Figure BDA0002416790330000041
其中，Δλ为服务航天器与目标航天器的经度差，N为漂移段的天数；
相应变轨量的计算方法包括：
Figure BDA0002416790330000042
其中，rG为地球静止轨道半径；
相应变轨时刻的计算方法包括：
霍曼转移变轨时刻为：
tHohmann-1＝t0
Figure BDA0002416790330000043
最后一次变轨时刻为：
tlast＝tobs-12h
其中，t0是初始时刻，tobs是观测时刻，T为第一次变轨后的服务航天器轨道周期。
所述步骤四中的两次变轨，分别在轨道拱点处施加，采用经典的霍曼转移方式，实现轨道的圆化和起漂。
所述步骤五的计算方法包括：
以步骤四第二次变轨时刻为基准，高轨服务航天器穿越目标轨道平面的时刻集合记为 {t1,t2,t3,…,tk}，且t1<t2<…<tk；为了给后续步骤预留出足够时间，最后一个穿越时刻需满足
tk≤tobs-24h
其中，tobs是观测时刻。
所述步骤六的计算方法包括：
利用球面三角公式，高轨服务航天器轨道平面与目标轨道平面的夹角Δξ满足
cosΔξ＝sini1 sini2 cos(Ω1-Ω2)+cosi1 cosi2
其中，i1、i2分别为高轨服务航天器和目标航天器的轨道倾角，Ω1、Ω2分别为高轨服务航天器和目标航天器的升交点赤经。因此，高轨服务航天器轨道面改变所需速度增量为
Figure BDA0002416790330000044
其中，v为高轨服务航天器的轨道速度，Δξ为高轨服务航天器与目标轨道平面的夹角。
所述步骤七中的中间时刻是指穿越时刻集合中按时间早晚排序后的中间值；
所述轨道面重合是指两个轨道面的倾角和升交点赤经基本一致，轨道面夹角小于给定阈值。
本发明针对高轨服务航天器在有限任务时间内抵近观测高轨目标问题，通过将有限时间约束转化为相对经度漂移率，进而利用霍曼转移思路将相对经度漂移率转化为轨道机动量，并结合光照约束，提出了一种阶段划分清晰、过程规范、操作简便的高轨目标抵近方法，有效地解决了当前抵近过程方法的不规范性和复杂光照条件约束，支持后续高轨观测任务的发展。
附图说明
图1是相对位置关系示意图；
图2是两种抵近方式示意图；
图3是从东向西抵近方式轨道机动方式和阶段划分示意图；
图4是从西向东抵近方式轨道机动方式和阶段划分示意图；
图5是抵近段示意图；
图6是起漂段示意图；
图7是穿越时刻示意图；
图8是具体实施例相对位置关系示意图；
图9是具体实施例抵近过程示意图；
图10是具体实施例观测时刻，观测位置和光照角示意图。
图11是抵近过程中的相对距离和光照角变化示意图。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，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，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。
实施例一
本发明实施例一公开了一种有限时间约束的高轨目标抵近观测方法，图中，将高轨服务航天器简化为服务航天器。其中，本实施例一具体分为三个阶段、九个步骤：
(一)起漂段，包括
步骤一：确定高轨服务航天器与目标航天器的相对位置关系；
如图1所示，λ1和λ2分别为目标航天器和高轨服务航天器初始的定点经度，Δλ为两者的相对经度差。
Δλ＝|λ1-λ2| (1)
除了相对经度差，两者的相对位置关系还包括高轨服务航天器位于目标航天器轨道运行方向的前方或者后方。
步骤二：根据步骤一的相对位置关系和抵近观测任务的时间约束，确定抵近方式、观测时刻和观测位置；
若高轨服务航天器定点于目标航天器轨道运行方向的前方，抵近方式为从东向西；反之，抵近方式为从西向东，如图2所示。
当高轨服务航天器采取从东向西方式抵近目标航天器时，观测时刻选取当地时的12 时，观测位置选取目标航天器轨道坐标系R-bar方向-10km处，如图3所示；反之，当高轨服务航天器采取从西向东方式抵近目标航天器时，观测时刻选取当地时的0时，观测位置选取目标航天器轨道坐标系R-bar方向+10km处，如图4所示。
当地时0时或12时的选择应结合任务时间约束，选取任务截止时间前最近一个目标定点经度当地时的0时或12时，记为tobs
步骤三：根据步骤二确定的抵近方式、观测时刻和观测位置，计算相对经度漂移率，进而计算相应的变轨量和霍曼转移和最后一次变轨时刻；
设漂移段高轨服务航天器的相对于目标的轨道高度差为Δr
Δr＝|r1-r2| (2)
则漂移段的漂移率为
Figure BDA0002416790330000061
其中rG为标准GEO轨道半径。
进一步的，对起漂段和抵近段而言，以抵近段为例，其示意图如图5所示。由上面分析易知，抵近段的轨道半长轴为
Figure BDA0002416790330000071
设高轨服务航天器在抵近段消除的经度差为Δθ，则由轨道周期计算公式可得
Figure BDA0002416790330000072
联立公式(3)～(5)，整理可以得到
Figure BDA0002416790330000073
假设初始时，高轨服务航天器与目标航天器均位于标准GEO附近，即没有漂移。则由相对位置关系，有
Figure BDA0002416790330000074
其中，N为漂移段的天数，可以取小数，取决于任务时间约束。设第一次变轨时间为t0，则有如下关系：
N+1＝tobs-t0 (8)
进一步的，联立公式(3)和(7)，可以得到轨道半径差(轨道机动量)与时间以及相对经度的关系为
Figure BDA0002416790330000075
步骤四：根据步骤三计算得到的变轨量和霍曼转移变轨时刻，高轨服务航天器通过两次变轨，实现轨道的圆化和起漂。
如图6所示，在起漂段，高轨服务航天器采用霍曼转移方式，通过两次变轨，降低轨道高度Δr，进入漂移段。
(二)漂移段，包括
步骤五：计算高轨服务航天器穿越目标轨道平面的穿越时刻集合；
如图7所示，当高轨服务航天器的位置矢量与目标航天器轨道法向量垂直时，即
nT·rS＝0 (10)
高轨服务航天器位于目标航天器轨道平面，这一时刻就是穿越时刻。由图中可以看出，一个轨道周期内，高轨服务航天器会穿越目标轨道两次，分别为相对升交点和相对降交点。以步骤四第二次变轨时刻为基准，高轨服务航天器穿越目标轨道平面的时刻集合记为{t1,t2,t3,…,tk}，且t1<t2<…<tk。为了给后续步骤预留出足够时间，最后一个穿越时刻需满足
tk≤tobs-24h (11)
步骤六：计算高轨服务航天器轨道平面与目标轨道平面的夹角和速度增量；
利用球面三角公式，高轨服务航天器轨道平面与目标轨道平面的夹角Δξ满足
cosΔξ＝sini1 sini2 cos(Ω1-Ω2)+cosi1 cosi2 (12)
因此，高轨服务航天器轨道面改变所需速度增量为
Figure BDA0002416790330000081
步骤七：选取步骤五穿越时刻集合中的中间时刻并根据步骤六计算的速度增量对高轨服务航天器实施变轨，使其轨道平面与目标轨道平面重合；
步骤八：高轨服务航天器在变轨后新轨道上运行到预定观测时刻前12小时，进入抵近段。
(三)抵近段，包括
步骤九：根据步骤三计算得到的变轨量和最后一次变轨时刻，高轨服务航天器通过一次变轨，改变轨道半长轴高度，变轨后，高轨服务航天器正常运行12小时，即可在预定观测时刻到达预定观测位置，如图5所示。
一具体应用实例：
设高轨服务航天器和目标航天器的参数如下(历元时刻2020-01-01-04:00:00UTCG)：
Sat1:{42166.3 0.00006 0.015 237.282 0 0}
Sat2:{42166.3 0.00005 0.020 243.282 0 0}
其相对位置关系如图8所示，高轨服务航天器位于目标航天器轨道运行方向的后方，相对经度差
Δλ＝6°
假设任务时间要求在2020-01-06-04:00:00UTCG之前完成抵近观测。根据步骤二分析，高轨服务航天器应采取从西向东抵近方式，观测位置选取在目标轨道坐标系R-bar方向 +10km处，观测时刻为目标航天器当地时的0时。目标航天器定点经度约83°，位于东六区，其当地时的0时相当于UTCG的18时左右，因此，抵近时刻为2020-01-05-18:00:00 UTCG。
由公式(8)，可以得到
N＝3.583
进一步的，由公式(9)可以得到，轨道半径差为
Figure BDA0002416790330000091
则每次变轨量为
Figure BDA0002416790330000092
特别的，由于观测位置的原因，最后一次变轨量为
Figure BDA0002416790330000093
修正轨道平面的速度增量为
Figure BDA0002416790330000094
根据轨道计算，穿越时刻集合为 {1Jan 2020 17:37:20.000；2Jan 2020 05:52:00.000；2Jan 2020 18:00:50.000；3Jan 2020 06:03:30.000；3Jan 2020 18:00:40.000；4Jan 2020 05:56:40.000；4Jan 2020 17:47:40.000}
取中间时刻，则轨道面修正时间为2020-01-03 18:00:40.00UTCG。按照计算所得的变轨量和变轨时刻，对高轨服务航天器实施变轨，其抵近目标航天器的结果如图9—图10所示。从图中，可以看出，当高轨服务航天器达到观测位置时，相对距离为21km，光照角为30°，对观测十分有利；且整个抵近过程中，距离曲线和光照曲线拟合较好，如图11所示。

Claims (9)

1.一种有限时间约束的高轨目标抵近观测方法，其特征在于，具体分为三个阶段、九个步骤：
阶段(一)、起漂段，包括：
步骤一：确定高轨服务航天器与目标航天器的相对位置关系；
步骤二：根据步骤一的相对位置关系和抵近观测任务的时间约束，确定抵近方式、观测时刻和观测位置；
步骤三：根据步骤二确定的抵近方式、观测时刻和观测位置，计算相对经度漂移率，进而计算相应的变轨量和霍曼转移和最后一次变轨时刻；
步骤四：根据步骤三计算得到的变轨量和霍曼转移变轨时刻，高轨服务航天器通过两次变轨，实现轨道的圆化和起漂；
阶段(二)、漂移段，包括：
步骤五：计算高轨服务航天器穿越目标轨道平面的穿越时刻集合；
步骤六：计算高轨服务航天器轨道平面与目标轨道平面的夹角和速度增量；
步骤七：选取步骤五穿越时刻集合中的中间时刻并根据步骤六计算的速度增量对高轨服务航天器实施变轨，使其轨道平面与目标轨道平面重合；
步骤八：高轨服务航天器在变轨后新轨道上运行到预定观测时刻前12小时，进入抵近段；
阶段(三)、抵近段，包括：
步骤九：根据步骤三计算得到的变轨量和最后一次变轨时刻，高轨服务航天器通过一次变轨，改变轨道半长轴高度，变轨后，高轨服务航天器正常运行12小时，即可在预定观测时刻到达预定观测位置。。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤一中的相对位置关系主要包括两部分：一是指高轨服务航天器和目标航天器的定点经度之差；二是高轨服务航天器定点于目标航天器轨道运行方向的前方或后方。
3.如权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述步骤二中的抵近方式的确定方法包括：若高轨服务航天器定点于目标航天器轨道运行方向的前方，抵近方式为从东向西；反之，抵近方式为从西向东；
所述观测时刻的确定方法包括：若抵近方式采取从西向东抵近观测，则观测时刻选取当地时的0时；若抵近方式采取从东向西抵近观测，观测时刻则选取当地时的12时；
所述观测位置的确定方法包括：若观测时刻为当地时0时，观测位置选取目标航天器轨道坐标系R-bar方向+10km位置；若观测时刻为当地时12时，观测位置则选取目标航天器轨道坐标系R-bar方向-10km位置。
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤三中的相对经度漂移率是指航天器地理经度每天的变化量，单位为°/天；
变轨量是指轨道半长轴的改变量；
变轨时刻是指高轨航天器运行到轨道拱点(近地点或远地点)的时刻。
5.如权利要求1和权利要求4所述的方法，其特征在于，所述相对经度漂移率的计算方法包括：
Figure FDA0002416790320000021
其中，Δλ为服务航天器与目标航天器的经度差，N为漂移段的天数；
相应变轨量的计算方法包括：
Figure FDA0002416790320000022
其中，rG为地球静止轨道半径；
相应变轨时刻的计算方法包括：
霍曼转移变轨时刻为：
tHohmann-1＝t0
Figure FDA0002416790320000023
最后一次变轨时刻为：
tlast＝tobs-12h
其中，t0是初始时刻，tobs是观测时刻，T为第一次变轨后的服务航天器轨道周期。
6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤四中的两次变轨，分别在轨道拱点处施加，采用经典的霍曼转移方式，实现轨道的圆化和起漂。
7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤五的计算方法包括：
以步骤四第二次变轨时刻为基准，高轨服务航天器穿越目标轨道平面的时刻集合记为{t1,t2,t3,…,tk}，且t1<t2<…<tk；为了给后续步骤预留出足够时间，最后一个穿越时刻需满足
tk≤tobs-24h
其中，tobs是观测时刻。
8.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤六的计算方法包括：
利用球面三角公式，高轨服务航天器轨道平面与目标轨道平面的夹角Δξ满足
cosΔξ＝sini1sini2cos(Ω1-Ω2)+cosi1cosi2
其中，i1、i2分别为高轨服务航天器和目标航天器的轨道倾角，Ω1、Ω2分别为高轨服务航天器和目标航天器的升交点赤经。因此，高轨服务航天器轨道面改变所需速度增量为
Figure FDA0002416790320000031
其中，v为高轨服务航天器的轨道速度，Δξ为高轨服务航天器与目标轨道平面的夹角。
9.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤七中的中间时刻是指穿越时刻集合中按时间早晚排序后的中间值；
所述轨道面重合是指两个轨道面的倾角和升交点赤经基本一致，轨道面夹角小于给定阈值。
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