CN115149995B - 一种heo星座轨道设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种HEO星座轨道设计方法，涉及卫星轨道技术领域；该方法包括以下的步骤：S10、确定轨道近地点幅角；S20、计算轨道的近地点幅角变化率和轨道倾角；S30、确定HEO轨道的远地点高度和近地点高度；S40、确定回归轨道并计算轨道半长轴和偏心率；S50、设计多个轨道面，并计算卫星运行参数，形成一组轨道构型方案F(n)；S60、确定轨道构型方案F(n)中满足设计目标最小HEO星座轨道构型需要的HEO轨道面数量，以及每个轨道面上卫星的数量，得到该HEO星座轨道构型的主要特征和参数；本发明的有益效果是：通过该方法能够实现用最少的卫星数量实现北半球高、中纬度地区的全时持续覆盖。

Description

一种HEO星座轨道设计方法
技术领域
本发明涉及卫星轨道技术领域，更具体的说，本发明涉及一种HEO星座轨道设计方法。
背景技术
围绕地球运行的卫星其运行轨道分为静止地球轨道(GEO)、低地球轨道(LEO)、中地球轨道(MEO)和大椭圆轨道(HEO)等几种类型。不同类型的轨道各有其技术特点。现代通信卫星系统采用其中一种类型或若干种类型的组合，支持特定网络系统的需求。
静止地球轨道(GEO)是目前通信卫星最常用的轨道类型，位于赤道上空距离地面约35768km的高度，其轨道倾角为0°，运行方向和周期与地球自转的方向和周期相同，因此相对地面静止。除了可以简化地面终端外，GEO的这些技术特点还为通信卫星组网带来两大好处：
(1)GEO轨道上的每颗卫星对地面的可视范围固定，可以针对特定区域实现固定的持续覆盖；
(2)GEO轨道高度很高，可视范围很大，理论上只需要三颗卫星即可实现除了北、南极等高纬度地区以外其它大部分地区的准全球覆盖。
但是，GEO轨道也有其缺陷，其中最主要的是无法实现对北极等高纬度地区的覆盖，不能单独形成真正的覆盖全球的网络系统。
近年来，低轨(LEO)和中轨(MEO)卫星系统发展迅猛。这两类轨道都不必局限于倾角为0°的赤道上空，基于这两种轨道组成的星座系统可以实现真正意义上的全球覆盖。但是，LEO和MEO的轨道高度都比较低，单星的可视范围比GEO卫星小得多，需要至少几十颗乃至数百颗卫星才能形成完整的覆盖，使得系统总成本和复杂度相比GEO大得多；此外，LEO和MEO星座为了保证服务的连续稳定性，需要将卫星在轨道上均匀分布，因此卫星覆盖也是全球均匀分布，无法或很难针对特定区域加强覆盖和服务进行优化设计，这与卫星通信需求分布的不均匀性不能匹配，从而大大降低系统的实际使用效率。
上述三种轨道类型均采用圆形轨道。与之不同，大椭圆轨道(HEO)的轨道形状呈椭圆形，地心位于椭圆轨道的一个焦点。大椭圆轨道的倾角亦不必为0°，因此可以用来覆盖到北极等GEO轨道无法覆盖的地方。大椭圆轨道的卫星距离地面的高度是持续变化的，在近地点最低，在远地点最高。根据开普勒定律，大椭圆轨道卫星的运行速度随高度变化，轨道高度越高，运行速度越慢，因此卫星在远地点附近驻留时间长，近地点附近驻留时间短。HEO轨道通信卫星在世界范围内应用较少，主要是俄罗斯等少数GEO轨道难以完全覆盖的高纬度国家用来实现本国及北极地区覆盖；而在我国则基本没有HEO通信卫星的应用。
综上所述，在以全球覆盖为目标的现有广泛应用的通信卫星系统中，GEO可以用较少数量卫星对大部分地区进行优化的固定和持续覆盖，成本低、效率高，但无法实现对北极等高纬度地区覆盖；LEO和MEO可以实现全球覆盖，但卫星数量多且不能根据需求分布优化覆盖，成本高、效率低。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明提供一种HEO星座轨道设计方法，通过该方法能够实现用最少的卫星数量实现北半球高、中纬度地区和特定加强区域的全时持续覆盖。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种HEO星座轨道设计方法，其改进之处在于，该方法包括以下的步骤：
S10、确定轨道近地点幅角；
S20、计算轨道的近地点幅角变化率和轨道倾角；
S30、确定HEO轨道的远地点高度和近地点高度；
S40、确定回归轨道并计算轨道半长轴和偏心率；
S50、设计多个轨道面，并计算卫星运行参数，形成一组轨道构型方案F(n)；
S60、确定轨道构型方案F(n)中满足设计目标最小HEO星座轨道构型需要的HEO轨道面数量，以及每个轨道面上卫星的数量，得到该HEO星座轨道构型的主要特征和参数。
进一步的，步骤S10中，该方法针对北半球高、中纬度区域和特定加强区域优化覆盖，属于重点覆盖目标，选择大椭圆HEO轨道，远地点位于北半球最高纬度点。
进一步的，步骤S20中，轨道的近地点幅角变化率按以下公式计算：
其中，ωr为近地点幅角的变化率，单位为rad/s；J2为地球形状引入轨道摄动影响的因子；Re为地球半径，单位为km；a为轨道半长轴，单位为km；e为轨道偏心率；i为轨道倾角；
为平近点角变化率，单位为rad/s；μ为地球的引力常数，单位为km3/s2。
进一步的，为使近地点幅角稳定不变，轨道倾角应满足：
2-2.5sin2(i)＝0；
即轨道倾角为63.435°或者116.565°；
为延长目标覆盖区的服务时间，轨道在远地点的运动方向应与地球自转方向相同，因此轨道倾角为63.435°。
进一步的，步骤S30中，设计HEO轨道的近地点高度不低于LEO系统的最高高度并保留一定余量，以降低与LEO系统发生碰撞的风险。
进一步的，LEO系统的最高高度为2000km，HEO轨道的近地点高度等于或大于2050km。
进一步的，步骤S40中，包括以下的步骤：
S401、由于重点覆盖目标区域固定，卫星星下点轨迹应保持固定并反复经过目标区域，适宜采用回归轨道；
S402、回归轨道的回归周期为1个恒星日，在一个回归周期内卫星星下点轨迹应重复n次，n＝1，2，3...；回归轨道的计算公式为：
其中，ωE为地球自转角速度，单位rad/s；Ωr为HEO轨道升交点赤经在J2影响下的变化率，单位为rad/s；Ωr的计算公式为：
S403、在步骤S30中已经确定近地点高度的基础上，通过对的计算公式、ωE的计算公式以及Ωr的计算公式使用迭代方法，分别计算出n＝1,2,3...对应的轨道半长轴a和偏心率e。
进一步的，步骤S50中，对于一个回归周期内星下点轨迹重复n次的HEO轨道，每一个轨道周期的有效服务时间小于1/n个回归周期，至少需要n+1颗卫星，并且空间上均匀分布以及时间上均匀轮替；
设计n+1个轨道面，并按照以下规则设计各轨道和卫星运行参数:
n+1个轨道面的升交点赤经依次相差360/(n+1)度等间隔排布；
每个轨道面运行一颗卫星；
在给定的时刻不同轨道面卫星之间平近点角依次相差-360/(n+1)度；
卫星初始相位的选择使星下点运行至特定加强服务区域中心时正处于轨道的远地点；
从而得到轨道构型方案F(n)。
进一步的，步骤S60中，包括以下的步骤：
S601、选择所有可能作为关口站的地址，或者在可以设立关口站的区域范围内采样作为参考关口站地址，并设定可以连通工作最低限的仰角；
S602、在一个回归周期内，以设定时间为采样步进，计算每一个时刻轨道构型方案F(n)中n+1颗卫星所处的空间位置，同时计算各卫星与各参考关口站地址的连接关系；
S603、如果卫星与所有参考关口站地址中任何一个满足仰角最低限要求，则认为该卫星可提供连接服务，否则该卫星不能提供服务；
S604、在一个回归周期内，如果所有采样时刻均有至少n颗卫星可以提供服务，则判断该轨道构型方案F(n)可以满足设计目标；
S605、依次对n＝1,2,3...执行步骤S602-S604，得到满足设计目标的最小n。
S606、对于最小n的F(n)，在所有参考关口站地址中筛选出满足设计目标的最小集合，以便使用最少数量的关口站地址支持F(n)网络运行。
进一步的，步骤S601中，所述的关口站为中国国内关口站，通过选择两个地点，作为关口站东、西两限的参照站址。
本发明的有益效果是：本发明提供了一种HEO星座轨道设计方法，用最少的卫星数量实现北半球高、中纬度地区全时持续覆盖，用以配合GEO卫星，以低成本、高效率的方式实现全球覆盖和持续通信能力。
附图说明
图1为本发明的一种HEO星座轨道设计方法的流程示意图。
图2为轨道构型方案的立体模型的示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
以下将结合实施例和附图对本发明的构思、具体结构及产生的技术效果进行清楚、完整地描述，以充分地理解本发明的目的、特征和效果。显然，所描述的实施例只是本发明的一部分实施例，而不是全部实施例，基于本发明的实施例，本领域的技术人员在不付出创造性劳动的前提下所获得的其他实施例，均属于本发明保护的范围。另外，专利中涉及到的所有联接/连接关系，并非单指构件直接相接，而是指可根据具体实施情况，通过添加或减少联接辅件，来组成更优的联接结构。本发明创造中的各个技术特征，在不互相矛盾冲突的前提下可以交互组合。
参照图1所示，本发明揭示了一种HEO星座轨道设计方法，该方法的设计目标为：其一、用最少的卫星数量实现北半球高、中纬度地区以及特定低纬度地区的全时持续覆盖；其二、能够与最少数量的中国国内关口站地址建立直接连接。
在本实施例中，本发明包括以下的步骤：
S10、确定轨道近地点幅角；
步骤S10中，该方法针对北半球高、中纬度区域优化覆盖，属于重点覆盖目标，选择大椭圆HEO轨道，远地点位于北半球最高纬度点，即轨道近地点幅角为270°。
S20、计算轨道的近地点幅角变化率和轨道倾角；
鉴于优化目标固定，设计轨道的远地点纬度应固定，轨道的近地点幅角应尽可能保持稳定。步骤S20中，轨道的近地点幅角变化率按以下公式计算：
其中，ωr为近地点幅角的变化率，单位为rad/s；J2为地球形状引入轨道摄动影响的因子；Re为地球半径，单位为km；a为轨道半长轴，单位为km；e为轨道偏心率；i为轨道倾角；
为平近点角变化率，单位为rad/s；μ为地球的引力常数，单位为km3/s2。
为使近地点幅角稳定不变，其变化率应尽可能为0，轨道倾角应满足：
2-2.5sin2(i)＝0；
即轨道倾角为63.435°或者116.565°；
为延长目标覆盖区的服务时间，轨道在远地点的运动方向应与地球自转方向相同，因此轨道倾角为63.435°。
S30、确定HEO轨道的远地点高度和近地点高度；
步骤S30中，为尽可能延长单个卫星对北半球高纬度地区的服务时间，应尽可能提高轨道偏心率，即尽可能增加远地点高度、降低近地点高度。考虑到大型LEO星座大规模使用的趋势，为了降低与LEO发生碰撞的风险，设计HEO轨道的近地点高度不应低于LEO系统的最高高度2000km并保留一定余量，可以选择2050km或以上。
S40、确定回归轨道并计算轨道半长轴和偏心率；
步骤S40中，包括以下的步骤：
S401、由于重点覆盖目标区域固定，卫星星下点轨迹应保持固定并反复经过目标区域，适宜采用回归轨道；
S402、回归轨道的回归周期为1个恒星日，在一个回归周期内卫星星下点轨迹应重复n次，n＝1，2，3...；回归轨道的计算公式为：
其中，ωE为地球自转角速度，单位rad/s；Ωr为HEO轨道升交点赤经在J2影响下的变化率，单位为rad/s；Ωr的计算公式为：
S403、在步骤S30中已经确定近地点高度的基础上，通过对的计算公式、ωE的计算公式以及Ωr的计算公式使用迭代方法，分别计算出n＝1,2,3...对应的轨道半长轴a和偏心率e。
S50、设计多个轨道面，并计算卫星运行参数，形成一组轨道构型方案F(n)；
步骤S50中，对于一个回归周期内星下点轨迹重复n次的HEO轨道，每一个轨道周期的有效服务时间小于1/n个回归周期，至少需要n+1颗卫星，并且空间上均匀分布以及时间上均匀轮替，才能尽量优化对特定区域的连续服务；
由此，对于给定的n，设计n+1个轨道面，并按照以下规则设计各轨道和卫星运行参数:
n+1个轨道面的升交点赤经依次相差360/(n+1)度等间隔排布；
每个轨道面运行一颗卫星；
在给定的时刻不同轨道面卫星之间平近点角依次相差-360/(n+1)度；
卫星初始相位的选择使星下点运行至特定服务区域中心时正处于轨道的远地点；
从而得到轨道构型方案F(n)。
S60、确定轨道构型方案F(n)中满足设计目标最小HEO星座轨道构型需要的HEO轨道面数量，以及每个轨道面上卫星的数量，得到该HEO星座轨道构型的主要特征和参数。
在本实施例中，步骤S60包括以下的步骤：
S601、选择两个地点，作为关口站东、西两限的参照站址，并设定可以连通工作最低限的仰角；本实施例中，选择国内东北、西北两个地点(以佳木斯、喀什为例)，作为中国国内关口站东、西两限的参考站址，以10度仰角作为可以连通工作的最低限。
S602、在一个回归周期内，以设定时间为采样步进，计算每一个时刻轨道构型方案F(n)中n+1颗卫星所处的空间位置，同时计算各卫星与参考关口站的连接关系；
S603、如果卫星与两个参考关口站中任何一个满足仰角最低限要求，则认为该卫星可提供连接服务，否则该卫星不能提供服务；可以理解的是，该时刻星座系统的服务范围是所有可提供服务卫星可视范围的并集；
S604、在一个回归周期内，如果所有采样时刻均有至少n颗卫星可以提供服务，则判断该轨道构型方案F(n)可以满足设计目标；
S605、依次对n＝1,2,3...执行步骤S602-S604，得到满足设计目标的最小n；
S606、对于最小n的F(n)，在所有参考关口站地址中筛选出满足设计目标的最小集合，以便使用最少数量的关口站地址支持F(n)网络运行。
在本实施例中，按照上述设计方法分析计算，n＝1不能满足设计目标，n＝2可以满足设计目标，从而得到满足设计目标的最小HEO星座轨道构型需要3个HEO轨道面，每个轨道面1颗卫星，共计3颗卫星。该轨道构型方案的主要特征和参数如下：
-轨道面数量：3个；
-每个轨道面卫星数量：1个；
-轨道面倾角：63.435°(三轨道面相同)；
-轨道面近地点幅角：270°(三轨道面相同)；
-轨道星下点轨迹类型：回归轨道(三轨道面相同)；
-轨道回归周期：1个恒星日；
-一个回归周期内轨道周期数：2个；
-轨道面升交点赤经依次间隔：120°；
-不同轨道面卫星平近点角相位依次相差：240°(-120°)。
该轨道构型方案的立体模型参照图2所示。
本实施例中，上述HEO轨道构型方案的具体轨道参数可以依据目标服务区和近地点轨道高度的要求进行微调。以近地点轨道高度2050km、特定加强服务区为北太平洋和北大西洋航线(区域中心经度设为东经167°和西经13°)为例，该轨道构型方案的具体参数示例如下(按I TU网络资料申报参数定义)：
-轨道半长轴：26555.726km；
-轨道偏心率：0.6826242；
-近地点高度：2050km；
-远地点高度：38305.16km；
-轨道周期：11小时57分49.4秒；
-参考时间：2021年3月20日9:37(GMT)；
-轨道面升交点经度：
-轨道面1：-103.0；
-轨道面2：17.0；
-轨道面3：137.0；
-轨道面升交点赤经：
-轨道面1：219.208；
-轨道面2：339.208；
-轨道面3：99.208；
-轨道初始相位：
-轨道面1卫星：90.00；
-轨道面2卫星：130.92；
-轨道面3卫星：49.08；
-轨道初始相位真近点角：
-轨道面1卫星：180.00；
-轨道面2卫星：220.92；
-轨道面3卫星：139.08；
在该实施例中，仅需要喀什一个关口站地址，即可支持整个轨道构型的运行。
基于此，本发明提供了一种HEO星座轨道设计方法，推导出了一种HEO星座轨道构型的优化设计结果，这种轨道构型能够以最少数量的HEO卫星实现北半球高中纬度地区以及特定低纬度地区的全时连续覆盖，同时可以直接与最少数量的国内关口站保持连接，在弥补GEO卫星不能服务高纬度地区短板的同时，最大限度保留了GEO卫星可以针对特定区域优化覆盖的特点和优势，扬长避短，是GEO系统迈向真正全球覆盖的最佳配合和补充方案，共同形成成本低、效率高的全球网络，并且无需在国外建设关口站，避免国际地缘政治变化带来的风险，特别适合中国国内运营商在现有区域GEO资源基础上逐步、有序、稳妥地开拓全球辐射能力的发展路径。
以上是对本发明的较佳实施进行了具体说明，但本发明创造并不限于所述实施例，熟悉本领域的技术人员在不违背本发明精神的前提下还可做出种种的等同变形或替换，这些等同的变形或替换均包含在本申请权利要求所限定的范围内。

Claims (10)

1.一种HEO星座轨道设计方法，其特征在于，该方法包括以下的步骤：
S10、确定轨道近地点幅角；
S20、计算轨道的近地点幅角变化率和轨道倾角；
S30、确定HEO轨道的远地点高度和近地点高度；
S40、确定回归轨道并计算轨道半长轴和偏心率；
S50、设计多个轨道面，并计算卫星运行参数，形成一组轨道构型方案F(n)；
步骤S50中，对于一个回归周期内星下点轨迹重复n次的HEO轨道，每一个轨道周期的有效服务时间小于1/n个回归周期，至少需要n+1颗卫星，并且空间上均匀分布以及时间上均匀轮替；
设计n+1个轨道面，并按照以下规则设计各轨道和卫星运行参数:
n+1个轨道面的升交点赤经依次相差360/(n+1)度等间隔排布；
每个轨道面运行一颗卫星；
在给定的时刻不同轨道面卫星之间平近点角依次相差-360/(n+1)度；
卫星初始相位的选择使星下点运行至特定加强服务区域中心时正处于轨道的远地点；
从而得到轨道构型方案F(n)；
S60、确定轨道构型方案F(n)中满足设计目标最小HEO星座轨道构型需要的HEO轨道面数量，以及每个轨道面上卫星的数量，得到该HEO星座轨道构型的主要特征和参数。
2.根据权利要求1所述的一种HEO星座轨道设计方法，其特征在于，步骤S10中，该方法针对北半球高、中纬度区域优化覆盖，属于重点覆盖目标，选择大椭圆HEO轨道，远地点位于北半球最高纬度点。
3.根据权利要求1所述的一种HEO星座轨道设计方法，其特征在于，步骤S20中，轨道的近地点幅角变化率按以下公式计算：
其中，ωr为近地点幅角的变化率，单位为rad/s；J2为地球形状引入轨道摄动影响的因子；Re为地球半径，单位为km；a为轨道半长轴，单位为km；e为轨道偏心率；i为轨道倾角；
为平近点角变化率，单位为rad/s；μ为地球的引力常数，单位为km3/s2。
4.根据权利要求3所述的一种HEO星座轨道设计方法，其特征在于，为使近地点幅角稳定不变，轨道倾角应满足：
2-2.5sin2(i)＝0；
即轨道倾角为63.435°或者116.565°；
为延长目标覆盖区的服务时间，轨道在远地点的运动方向应与地球自转方向相同，因此轨道倾角为63.435°。
5.根据权利要求1所述的一种HEO星座轨道设计方法，其特征在于，步骤S30中，设计HEO轨道的近地点高度不低于LEO系统的最高高度并保留一定余量，以降低与LEO系统发生碰撞的风险。
6.根据权利要求5所述的一种HEO星座轨道设计方法，其特征在于，LEO系统的最高高度为2000km，HEO轨道的近地点高度等于或大于2050km。
7.根据权利要求4所述的一种HEO星座轨道设计方法，其特征在于，步骤S40中，包括以下的步骤：
S401、由于重点覆盖目标区域固定，卫星星下点轨迹应保持固定并反复经过目标区域，适宜采用回归轨道；
S402、回归轨道的回归周期为1个恒星日，在一个回归周期内卫星星下点轨迹应重复n次，n＝1,2,3...；回归轨道的计算公式为：
其中，ωE为地球自转角速度，单位rad/s；Ωr为HEO轨道升交点赤经在J2影响下的变化率，单位为rad/s；Ωr的计算公式为：
S403、在步骤S30中已经确定近地点高度的基础上，通过对的计算公式、ωE的计算公式以及Ωr的计算公式使用迭代方法，分别计算出n＝1,2,3...对应的轨道半长轴α和偏心率e。
8.根据权利要求1所述的一种HEO星座轨道设计方法，其特征在于，步骤S60中，包括以下的步骤：
S601、选择所有可能作为关口站的地址，或者在可以设立关口站的区域范围内采样作为参考关口站地址，并设定可以连通工作最低限的仰角；
S602、在一个回归周期内，以设定时间为采样步进，计算每一个时刻轨道构型方案F(n)中n+1颗卫星所处的空间位置，同时计算各卫星与各参考关口站地址的连接关系；
S603、如果卫星与所有参考关口站地址中任何一个满足仰角最低限要求，则认为该卫星可提供连接服务，否则该卫星不能提供服务；
S604、在一个回归周期内，如果所有采样时刻均有至少n颗卫星可以提供服务，则判断该轨道构型方案F(n)可以满足设计目标；
S605、依次对n＝1,2,3...执行步骤S602-S604，得到满足设计目标的最小n；
S606、对于最小n的F(n)，在所有参考关口站地址中筛选出满足设计目标的最小集合，以便使用最少数量的关口站地址支持F(n)网络运行。
9.根据权利要求8所述的一种HEO星座轨道设计方法，其特征在于，步骤S601中，所述的参考关口站为中国国内关口站，通过选择两个地点，作为关口站东、西两限的参照站址。
10.根据权利要求9所述的一种HEO星座轨道设计方法，其特征在于，共有3个轨道面，3颗HEO卫星，少至仅需1个中国国内关口站地址即可实现卫星系统在服务区内的不间断连接。
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