CN111368455B - 一种太阳随动型geo目标光学观测轨道的设计方法 - Google Patents

Abstract

一种太阳随动型GEO目标光学观测轨道的设计方法，该方法以GEO目标轨道根数为蓝本，通过保持半长轴、轨道倾角和升交点赤经不变，适当修改偏心率、近地点幅角和平近点角，确保在满足观测距离约束的情况下，实现对太阳光照的周期随动，进而对GEO目标进行连续有效的光学观测。本发明解决了光学观测航天器对GEO目标长时间近距离连续观测的问题，可以有效应用于太空态势感知和在轨服务等领域的目标特征获取。

Description

一种太阳随动型GEO目标光学观测轨道的设计方法

技术领域

本发明涉及一种太阳随动型GEO目标光学观测轨道的设计方法，属于航空航天技术领域，用于光学观测航天器对GEO目标实施长时间连续光学观测。

背景技术

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，发展在轨操作技术，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。

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

鉴于以上所述的技术问题，本发明提供了一种太阳随动型GEO目标光学观测轨道的设计方法，解决了光学观测航天器对GEO目标长时间近距离连续观测的问题，可以有效应用于太空态势感知和在轨服务等领域的目标特征获取。

本发明的技术方案如下：

一种太阳随动型GEO目标光学观测轨道的设计方法，该方法包括：

光学观测轨道根数是以GEO目标轨道根数为蓝本，所述光学观测轨道根数类型是开普勒轨道六根数，包括半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角和平近点角；

保持半长轴、轨道倾角和升交点赤经不变，适当修改偏心率、近地点幅角和平近点角，确保在满足观测距离约束的情况下，实现对太阳光照的周期随动，进而对GEO目标进行连续有效的光学观测。

进一步的，所述光学观测轨道根数和GEO目标轨道根数的历元时刻为GEO目标轨道定点经度的当地时12时。

进一步的，所述保持长半轴不变包括：

光学观测轨道的半长轴与GEO目标轨道半长轴相等，确保光学观测轨道与GEO目标轨道周期一致。

进一步的，所述保持轨道倾角和升交点赤经不变包括：

光学观测轨道的轨道倾角和升交点赤经与GEO目标轨道的轨道倾角和升交点赤经相等，确保光学观测轨道与GEO目标轨道在同一平面内。

进一步的，适当修改偏心率包括：

光学观测轨道偏心率和GEO目标轨道偏心率之和不大于观测距离约束与GEO目标轨道半长轴的比值，确保光学观测航天器与GEO目标之间的相对距离满足距离约束条件限制；

适当修改近地点幅角和平近点角包括：

光学观测轨道的近地点幅角大小等于GEO目标轨道的近地点幅角与平近点角之和再加上180°，光学观测轨道的平近点角等于180°，确保观测航天器在对GEO目标实施观测时，实现对太阳光照的周期随动。

进一步的，所述太阳光照的周期随动包括：

在太阳光照角随轨道周期呈周期性变化，太阳始终位于观测航天器的后方，光照角始终小于90°。

进一步的，所述光照角是指以目标为中心，目标指向太阳矢量和目标指向观测航天器矢量之间的夹角。

本发明还提供了一种太阳随动型GEO目标光学观测轨道，包括应用所述的一种太阳随动型GEO目标光学观测轨道的设计方法所设计的一种太阳随动型GEO目标光学观测轨道。

本发明以GEO目标轨道根数为蓝本，通过保持半长轴、轨道倾角和升交点赤经不变，适当改变偏心率、近地点幅角和平近点角，能够确保观测卫星与GEO目标之间的距离在满足观测距离约束的情况下，实现对太阳光照的周期随动，进而对GEO目标进行连续有效的光学观测。

附图说明

图1是本发明一实施例提供的光学观测轨道示意图。

图2是本发明一具体实施例提供的光学观测轨道示意图。

图3是本发明一具体实施例提供的观测过程中的光照角和相对距离变化示意图。

具体实施方式

如图1所示，本发明实施例提供一种太阳随动型GEO目标光学观测轨道的设计方法以及应用所述的一种太阳随动型GEO目标光学观测轨道的设计方法所设计的一种太阳随动型GEO目标光学观测轨道。本发明以GEO目标轨道根数为蓝本，通过保持半长轴、轨道倾角和升交点赤经不变，适当改变偏心率、近地点幅角和平近点角，确保在满足观测距离约束的情况下，实现对太阳光照的周期随动，进而对GEO目标进行连续有效的光学观测。

设GEO目标的轨道根数为{a_t,e_t,i_t,Ω_t,ω_t,M_t}，观测航天器的轨道根数为{a_c,e_c,i_c,Ω_c,ω_c,M_c}。光学观测轨道设计要点如下：

(1)光学观测轨道满足在目标当地时12时位于目标的正上方(上下为相对于地球位置)，即太阳与目标的连线上；在目标当地时0时位于目标的下方，依然位于目标与太阳的连线上。为了满足上述观测要求，光学观测轨道航天器的周期应与目标周期相同，即光学观测轨道的半长轴与GEO目标轨道半长轴相等。

a_c＝a_t (1)

(2)为了更好地实现观测，光学观测轨道平面应与GEO目标轨道平面重合，即光学观测轨道的轨道倾角和升交点赤经与GEO目标轨道一致。

(3)目标星历选取的是其当地时12时的星历，此时，目标与地球、太阳的相对位置关系如图1所示。为了使得观测航天器在目标当地时0时位于目标的下方，即近地点方向位于目标当地时0时，则由角度关系可知，光学观测轨道的近地点幅角应等于目标的纬度幅角的反方向；这样，为了使得观测航天器在目标当地时12时位于目标的上方，目标的平近点角应等于180°，即

(4)上面三个要点使得光学观测轨道航天器在运行过程中实现了对太阳光照的周期随动。本要点考虑距离约束，假设观测距离约束为R，由目标当地时12时和0时相对位置关系来看，有

考虑到目标的平近点角并不确定，取充分条件对公式(4)进行简化，可以得到

即

综上，光学观测轨道的轨道根数为

按照公式(7)设定轨道根数如下：

{a_t e_t i_tΩ_tω_t M_t}＝{42166 0 0 280.282 0 0}

{a_c e_c i_cΩ_cω_c M_c}＝{42166 0.0005 0 280.282 180 180}

仿真结果如图2和图3所示。图2反映出光学观测轨道相对于目标航天器是一个封闭椭圆；图3表明按照本发明设计的方法给出的光学观测轨道，在满足观测距离约束的情况下，同样很好地满足了光照角的约束。

本发明实施例一达到的有益效果如下：

光学观测卫星与GEO目标之间的相对距离不超过50km，且观测的光照角不超过32°，这就使得光学观测航天器在本发明设计的轨道上运行时，能够对GEO目标进行长时间连续的有效观测，获取目标的状态特征，为态势感知和在轨服务提供支撑。

Claims (6)

1.一种太阳随动型GEO目标光学观测轨道的设计方法，其特征在于，该方法包括：

光学观测轨道根数是以GEO目标轨道根数为蓝本，所述光学观测轨道根数类型是开普勒轨道六根数，包括半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角和平近点角；

保持半长轴、轨道倾角和升交点赤经不变，适当修改偏心率、近地点幅角和平近点角，确保在满足观测距离约束的情况下，实现对太阳光照的周期随动，进而对GEO目标进行连续有效的光学观测；

适当修改偏心率包括：

光学观测轨道偏心率和GEO目标轨道偏心率之和不大于观测距离约束与GEO目标轨道半长轴的比值，确保光学观测航天器与GEO目标之间的相对距离满足距离约束条件限制；

适当修改近地点幅角和平近点角包括：

光学观测轨道的近地点幅角大小等于GEO目标轨道的近地点幅角与平近点角之和再加上180°，光学观测轨道的平近点角等于180°，确保观测航天器在对GEO目标实施观测时，实现对太阳光照的周期随动。

2.如权利要求1所述的设计方法，其特征在于，

所述光学观测轨道根数和GEO目标轨道根数的历元时刻为GEO目标轨道定点经度的当地时12时。

3.如权利要求1所述的设计方法，其特征在于，

所述保持长半轴不变包括：

光学观测轨道的半长轴与GEO目标轨道半长轴相等，确保光学观测轨道与GEO目标轨道周期一致。

4.如权利要求1所述的设计方法，其特征在于，

所述保持轨道倾角和升交点赤经不变包括：

光学观测轨道的轨道倾角和升交点赤经与GEO目标轨道的轨道倾角和升交点赤经相等，确保光学观测轨道与GEO目标轨道在同一平面内。

5.如权利要求1所述的设计方法，其特征在于，

所述太阳光照的周期随动包括：

在太阳光照角随轨道周期呈周期性变化，太阳始终位于观测航天器的后方，光照角始终小于90°。

6.如权利要求5所述的设计方法，其特征在于，

所述光照角是指以目标为中心，目标指向太阳矢量和目标指向观测航天器矢量之间的夹角。