CN116559917B - 一种定位海面动目标的被动电侦卫星编队构型设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种定位海面动目标的被动电侦卫星编队构型设计方法，该方法包括以下步骤：S1、根据海面动目标的经纬度范围，确定编队主星的轨道根数；S2、根据卫星相对几何位置和步骤S1中编队主星的轨道根数确定卫星编队构型；S3、根据模拟定位结果计算步骤S2中编队构型的定位水平精度因子；S4、根据步骤S3中的定位水平精度因子更新卫星编队构型并确定最终的卫星编队构型。本发明通过设计的直角型编队构型和钟摆型编队构型，能进行定位海面动目标的观测；并且本发明通过定位水平精度因子对卫星编队构型进行更新，提高了观测的准确性和时效性。

Description

一种定位海面动目标的被动电侦卫星编队构型设计方法

技术领域

本发明涉及卫星编队技术领域，具体涉及一种定位海面动目标的被动电侦卫星编队构型设计方法。

背景技术

近年来，卫星编队技术被广泛应用于遥感侦察、导航定位、中继通信等领域的天基系统能力增强和高价值航天器伴飞保护等方面。随着人们对地海空特定任务区域态势感知需求的增加，基于卫星编队技术的天基分布式探测成为一个必然的趋势，对于指定任务的卫星编队轨道构型设计方法的研究刻不容缓。卫星编队具有传统大卫星不具有的优势，能完成很多传统大卫星难以完成的任务，例如利用多颗卫星构成的分布式卫星系统对动目标的探测定位。对动目标的探测定位涵盖了侦察、通信、导航等多方面的工程实用价值，因此动目标的探测定位是一项具有现实意义、有攻克价值的问题。

目前天基探测卫星编队有圆形编队、串行编队、同星下点轨迹编队等，但是由于现有卫星编队构型技术无法满足被动电侦任务需求，对海面动目标的定位精准度还有待提高，其观测时效性也无法保证。此外，现有技术中针对卫星数目为3N和4N的卫星编队，提供了对应的编队设计方法，能够较为精确地确定给定卫星数目3N和4N的编队构型的设计，但该方法无法实现动态目标的精准定位，并且进行编队构型的卫星数量十分固定，灵活性不够。

发明内容

针对现有技术中的上述不足，本发明提供的一种定位海面动目标的被动电侦卫星编队构型设计方法，能通过卫星被动探测目标的信号进行海面动目标的动态定位并提高了定位的准确性和时效性。

为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案为：

一种定位海面动目标的被动电侦卫星编队构型设计方法，包括以下步骤：

S1、根据海面动目标的经纬度范围，确定编队主星的轨道根数；

S2、根据卫星相对几何位置和步骤S1中编队主星的轨道根数确定卫星编队构型；

S3、根据模拟定位结果计算步骤S2中编队构型的定位水平精度因子；

S4、根据步骤S3中的定位水平精度因子更新卫星编队构型并确定最终的卫星编队构型。

进一步地，步骤S1包括以下分步骤：

S11、根据海面动目标的经纬度范围确定海面动目标的经纬度范围的中心点、第一临界点和第二临界点；

S12、根据分步骤S11中海面动目标的经纬度范围的中心点、第一临界点和第二临界点，分别计算空间目标轨道的中心点、第一临界点和第二临界点的位置矢量；

S13、根据分步骤S12中空间目标轨道的中心点、第一临界点和第二临界点的位置矢量，计算编队主星的轨道根数。

进一步地，步骤S13包括以下分步骤：

S131、根据分步骤S12中的中心点、第一临界点和第二临界点在空间目标轨道的位置矢量，计算编队主星的轨道倾角，表示为：

其中：i_c为编队主星的轨道倾角，h_z为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的比角动量的z轴分量，h为编队主星的比角动量h的模；

S132、根据分步骤S12中的中心点、第一临界点和第二临界点在空间目标轨道的位置矢量，计算编队主星的偏心率，表示为：

其中：为编队主星的偏心率，μ为地球引力常数，/>为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的速度矢量，/>为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的比角动量，/>为空间目标轨道的中心点G₁′的位置矢量，r₁为空间目标轨道的中心点G₁′的位置矢量/>的模，v₁为空间目标轨道的中心点G₁′的速度矢量v₁的模，v_r为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的径向速度，e_x为编队主星的偏心率的x轴分量，e_y为编队主星的偏心率的y轴分量，e_z为编队主星的偏心率的z轴分量；

S133、根据分步骤S12中经纬度范围的中心点、第一临界点和第二临界点在空间目标轨道的位置矢量，计算编队主星的升交点赤经，表示为：

其中：Ω_c为编队主星的升交点赤经，h_x为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的比角动量的x轴分量，h_y为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的比角动量/>的y轴分量；

S134、根据分步骤S12中经纬度范围的中心点、第一临界点和第二临界点在空间目标轨道的位置矢量和分步骤S132中编队主星的偏心率，计算编队主星的近地点辐角，表示为：

其中：ω_c为编队主星的近地点辐角，为轨道平面与地球赤道平面的交线矢量，B为轨道平面与地球赤道平面的交线矢量/>的模，e_c为编队主星的偏心率/>的模；

S135、根据分步骤S12中经纬度范围的中心点、第一临界点和第二临界点在空间目标轨道的位置矢量和分步骤S132中编队主星的偏心率，计算编队主星的平近点角，表示为：

M_c＝E_c-e_csin E_c

其中：M_c为编队主星的平近点角，E_c为编队主星的偏近点角；

S136、根据可见约束确定编队主星的半长轴；

S137、根据分步骤S131中编队主星的轨道倾角、分步骤S132中编队主星的偏心率、分步骤S133中编队主星的升交点赤经、分步骤S134中编队主星的近地点辐角、分步骤S135中编队主星的平近点角和分步骤S136中编队主星的半长轴，确定编队主星的轨道根数。

进一步地，步骤S2包括：

A、根据直角型卫星编队的卫星相对几何位置和步骤S1中的编队主星的轨道根数确定直角型卫星编队构型；

B、根据钟摆型卫星编队的卫星相对几何位置和步骤S1中的编队主星的轨道根数确定钟摆型卫星编队构型。

进一步地，步骤A包括以下分步骤：

A1、根据直角型卫星编队的卫星相对几何位置和步骤S1中的编队主星的轨道根数，确定编队辅星的相对绕飞方程；

A2、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，确定编队辅星的轨道根数；

A3、根据步骤S1中编队主星的轨道根数和分步骤A2中编队辅星的轨道根数，确定直角型卫星编队构型。

进一步地，步骤A2包括以下分步骤：

A21、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的轨道倾角，表示为:

i_k＝Δi+i_c

其中：i_k为第k个编队辅星的轨道倾角，Δi为第k个编队辅星相对编队主星的倾角，i_c为编队主星的轨道倾角；

A22、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的偏心率，表示为：

其中：e_k为第k个编队辅星的偏心率，g为第一中间变量，r_k为第k个编队辅星绕主星运动的绕飞半径，a为以海上动目标定位为目的的编队卫星轨道的半长轴，e_c为编队主星的偏心率的模；

A23、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的升交点赤经，表示为：

Ω_k＝Ω_c+ΔΩ

其中：Ω_k为第k个编队辅星的升交点赤经，Ω_c为编队主星的升交点赤经，ΔΩ为第k个编队辅星与编队主星的升交点经度差；

A24、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程、步骤S1中的编队主星的轨道根数和A22中编队辅星的偏心率，计算编队辅星的近地点辐角，表示为：

其中：ω_k为第k个编队辅星的近地点辐角，k'为从N_k到A的地心角，N_k为第k个编队辅星的升交点，A为第k个编队辅星相对编队主星的升交点，p为第二中间变量，q为第三中间变量；

A25、根据步骤S1中的编队主星的轨道根数和A24中编队辅星的近地点辐角，计算编队辅星的平近点角，表示为：

M_k＝k′-γ-ω_k+ω_c

其中：M_k为第k个编队辅星的平近点角，γ为从N_c到A的地心角，A为第k个编队辅星相对编队主星的升交点，N_c为编队主星的升交点，ω_c为编队主星的近地点辐角；

A26、根据可见约束确定编队辅星的半长轴；

A27、根据分步骤A21中编队辅星的轨道倾角、分步骤A22中编队辅星的偏心率、分步骤A23中编队辅星的升交点赤经、分步骤A24中编队辅星的近地点辐角、分步骤A25中编队辅星的平近点角和分步骤A26中编队辅星的半长轴，确定编队辅星的轨道根数。

进一步地，步骤B包括以下分步骤：

B1、根据钟摆型卫星编队的卫星相对几何位置和步骤S1中的编队主星的轨道根数，确定编队辅星的相对绕飞方程；

B2、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，确定编队辅星的轨道根数；

B3、根据步骤S1中编队主星的轨道根数和分步骤A2中编队辅星的轨道根数，确定钟摆型卫星编队构型。

进一步地，步骤B2包括以下分步骤：

B21、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的轨道倾角，表示为:

其中：i_k为第k个编队辅星的轨道倾角，i_c为编队主星的轨道倾角，Δz_k为第k个编队辅星沿垂直编队主星轨道平面方向做简谐运动的幅度，φ_k为钟摆型编队第k个编队辅星在钟摆型编队构型中的初始相角，a为以海上动目标定位为目的的编队卫星轨道的半长轴；

B22、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程确定编队辅星的偏心率；

B23、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的升交点赤经，表示为：

其中：Ω_k为第k个编队辅星的升交点赤经，Ω_c为编队主星的升交点赤经；

B24、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的近地点辐角，表示为：

其中：ω_k为第k个编队辅星的近地点辐角，Δx_k为沿卫星飞行方向第k个编队辅星相对于编队主星的距离，p为第二中间变量，q为第三中间变量；

B25、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程，计算编队辅星的平近点角，表示为：

M_k＝-φ_k

其中：M_k为第k个编队辅星的平近点角；

B26、根据可见约束确定编队辅星的半长轴；

B27、根据分步骤B21中编队辅星的轨道倾角、分步骤B22中编队辅星的偏心率、分步骤B23中编队辅星的升交点赤经、分步骤B24中编队辅星的近地点辐角、分步骤B25中编队辅星的平近点角和分步骤B26中编队辅星的半长轴，确定编队辅星的轨道根数。

进一步地，步骤S3包括以下分步骤：

S31、根据编队辅星的轨道根数和轨道根数向位置速度矢量的转换关系，确定编队辅星的位置矢量，表示为：

其中：为第k个编队辅星的位置矢量， 为第k个编队辅星的速度矢量，sv_from_coe为轨道根数向位置速度矢量的转换函数，{a_k,e_k,i_k,Ω_k,ω_k,M_k}为第k个编队辅星的轨道根数，x_k′为第k个编队辅星的位置矢量的x轴分量，y_k′为第k个编队辅星的位置矢量的y轴分量，z_k′为第k个编队辅星的位置矢量的z轴分量。

S32、根据观测角和分步骤S31中编队辅星的位置矢量，计算海面动目标的定位位置，表示为：

其中：x_d为海面动目标定位的位置矢量的x轴分量，y_d为海面动目标定位的位置矢量的y轴分量，z_d为海面动目标定位的位置矢量的z轴分量，为定位结果的总数，x_di为第i个海面动目标定位的位置矢量的x轴分量，y_di为第i个海面动目标定位的位置矢量的y轴分量，z_di为第i个海面动目标定位的位置矢量的z轴分量。

S33、根据海面动目标的真实位置和分步骤S32中海面动目标的定位位置，计算编队构型的定位水平精度因子，表示为：

其中：HDOP为定位水平精度因子，σ_x为海面动目标的真实位置矢量与海面动目标定位的位置矢量在x轴上的误差，σ_x＝x_o-x_d，x_o为海面动目标的真实位置矢量的x轴分量，x_d为海面动目标定位的位置矢量的x轴分量，σ_y为海面动目标的真实位置矢量与海面动目标定位的位置矢量在y轴上的误差，σ_y＝y_o-y_d，y_o为海面动目标的真实位置矢量y轴分量，y_d为海面动目标定位的位置矢量的y轴分量。

进一步地，步骤S4包括以下分步骤：

S41、利用海面动目标的定位位置更新海面动目标的经纬度范围；

S42、根据更新后的海面动目标的经纬度范围，执行步骤S1-S3并获得更新后的编队构型的定位水平精度因子；

S43、判断分步骤S42中更新后的编队构型的定位水平精度因子是否大于或等于更新前的编队构型的定位水平精度因子；若是则确定最终的卫星编队构型，否则回到分步骤S41。

本发明的有益效果为：

(1)本发明通过设计直角型编队构型和钟摆型编队构型，能有效发挥天基分布式被动电侦对海面动目标的定位优势，能对海面动目标进行有效的定位；

(2)本发明通过定位水平精度因子对设计的直角型编队构型和钟摆型编队构型进行更新，提高了对海面动目标观测的准确性和时效性；

(3)本发明的被动电侦卫星编队构型设计方法对构成编队的卫星数量具有很高的灵活性。

附图说明

图1为一种定位海面动目标的被动电侦卫星编队构型设计方法流程图；

图2为侦察区域的几何参数示意图；

图3为编队卫星可见约束的几何关系示意图；

图4为直角型编队的几何构型示意图；

图5为钟摆型编队的几何构型示意图。

具体实施方式

下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。

如图1所示，一种定位海面动目标的被动电侦卫星编队构型设计方法，包括步骤S1-S4，具体如下：

S1、根据海面动目标的经纬度范围，确定编队主星的轨道根数。

在本发明的一个可选实施例中，本发明根据天基被动电侦的海面动目标的经纬度范围[P₁,P₂；Q₁,Q₂]，如图2所示，选取的侦察区域在北半球，确定该区域的中心点G₁，第一临界点G₂和第二临界点G₃，并根据中心点G₁，第一临界点G₂和第二临界点G₃确定编队主星的轨道根数。

步骤S1包括以下分步骤：

S11、根据海面动目标的经纬度范围确定海面动目标的经纬度范围的中心点、第一临界点和第二临界点。

具体地，本发明确定海面动目标的经纬度范围的中心点G₁的经纬度为第一临界点G₂的经纬度为[P₁,Q₂]，第二临界点G₃的经纬度为[P₂,Q₁]。

S12、根据分步骤S11中海面动目标的经纬度范围的中心点、第一临界点和第二临界点，分别计算空间目标轨道的中心点、第一临界点和第二临界点的位置矢量。

步骤S12包括以下分步骤：

S121、将海面动目标的经纬度范围的中心点、第一临界点和第二临界点的经纬度坐标转换为地固系位置矢量，表示为：

其中：为第j个目标区域范围内所选中点在地固系下的位置矢量，x_j为第j个目标区域范围内所选中点在地固系下的位置矢量的x轴分量，y_j为第j个目标区域范围内所选中点在地固系下的位置矢量的y轴分量，z_j为第j个目标区域范围内所选中点在地固系下的位置矢量的z轴分量，N为基准椭球体的卯酉圆曲率半径，φ为在大地坐标系下的纬度，λ为在大地坐标系下的经度，e为椭球偏心率，基准椭球偏心率e²值为0.00669437999013，/>为基准椭球体长半径，其值为6387137m。

S122、计算空间目标轨道的中心点、第一临界点和第二临界点的位置矢量，表示为：

其中：为第j个目标区域范围内所选中点对应在编队主星空间目标轨道下的位置矢量，x′_j为第j个目标区域范围内所选中点对应在编队主星空间目标轨道下的位置矢量的x轴分量，y_j′是第j个目标区域范围内所选中点对应在编队主星空间目标轨道下的位置矢量/>的y轴分量，z_j′是第j个目标区域范围内所选中点对应在编队主星空间目标轨道下的位置矢量/>的z轴分量，a_c为编队主星的半长轴，由用户自定义，a_c∈[6900,8400]km。

S13、根据分步骤S12中空间目标轨道的中心点、第一临界点和第二临界点的位置矢量，计算编队主星的轨道根数。

步骤S13包括以下分步骤：

S131、根据分步骤S12中的中心点、第一临界点和第二临界点在空间目标轨道的位置矢量，计算编队主星的轨道倾角，表示为：

其中：i_c为编队主星的轨道倾角，h_z为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的比角动量的z轴分量，h为编队主星的比角动量/>的模。

步骤S131包括以下分步骤：

S1311、根据分步骤S12中的中心点、第一临界点和第二临界点在空间目标轨道的位置矢量，计算第一中间过度矢量，表示为：

其中：为第一中间过度矢量，r₁为空间目标轨道的中心点G₁′的位置矢量/>的模，为空间目标轨道的第一临界点G₂′的位置矢量，/>为空间目标轨道的第二临界点G₃′的位置矢量，r₂为空间目标轨道的第一临界点G₂′的位置矢量/>的模，/>为空间目标轨道的中心点G₁′的位置矢量，r₃为空间目标轨道的第二临界点G₃′位置矢量r₃的模。

S1312、根据分步骤S12中的中心点、第一临界点和第二临界点在空间目标轨道的位置矢量，计算第二中间过度矢量，表示为：

其中：为第二中间过度矢量。

S1313、根据分步骤S1311中的第一中间过度矢量和分步骤S1312中的第二中间过度矢量，计算编队主星的比角动量的模，表示为：

其中：h为编队主星的比角动量的模，μ为地球引力常数，μ＝398600km³/s²，N为第一中间过度矢量/>的模，Γ为第二中间过度矢量/>的模。

S1314、根据分步骤S12中的中心点、第一临界点和第二临界点在空间目标轨道的位置矢量，计算第三中间过度变量，表示为：

其中：为第三中间过度变量。

S1315、根据分步骤S1311中的第一中间过度矢量、分步骤S1312中的第二中间过度矢量和分步骤S1314中的第三中间过度变量，计算编队主星经过空间目标轨道的中心点的速度矢量，表示为：

其中：为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的速度矢量，v_x为速度矢量/>的x轴分量，v_y为速度矢量的y轴分量，v_z为速度矢量的z轴分量。

S1316、根据分步骤S1315中编队主星经过空间目标轨道的中心点的速度矢量，计算编队主星经过空间目标轨道的中心点的比角动量，表示为：

其中：为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的比角动量，h_x为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的比角动量/>的x轴分量，h_y为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的比角动量/>的y轴分量，h_z为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的比角动量/>的z轴分量。

S1317、根据分步骤S1313中编队主星的比角动量的模和分步骤S1316中编队主星经过空间目标轨道的中心点的比角动量，计算编队主星的轨道倾角。

S132、根据分步骤S12中的中心点、第一临界点和第二临界点在空间目标轨道的位置矢量，计算编队主星的偏心率，表示为：

其中：为编队主星的偏心率，μ为地球引力常数，/>为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的速度矢量，/>为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的比角动量，/>为空间目标轨道的中心点G₁′的位置矢量，r₁为位置矢量/>的模，v₁为速度矢量/>的模，v_r为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的径向速度大小，e_x为编队主星的偏心率的x轴分量，e_y为编队主星的偏心率的y轴分量，e_z为编队主星的偏心率的z轴分量。

步骤S132包括以下分步骤：

S1321、根据分步骤S1315中编队主星经过空间目标轨道的中心点的速度矢量，计算编队主星经过空间目标轨道的中心点的径向速度大小，表示为：

其中：v_r为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的径向速度大小。

S1322、根据分步骤S1321中编队主星经过空间目标轨道的中心点的径向速度大小，计算编队主星的偏心率。

S133、根据分步骤S12中经纬度范围的中心点、第一临界点和第二临界点在空间目标轨道的位置矢量，计算编队主星的升交点赤经，表示为：

其中：Ω_c为编队主星的升交点赤经，h_x为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的比角动量的x轴分量，h_y为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的比角动量/>的y轴分量。

S134、根据分步骤S12中经纬度范围的中心点、第一临界点和第二临界点在空间目标轨道的位置矢量和分步骤S132中编队主星的偏心率，计算编队主星的近地点辐角，表示为：

其中：ω_c为编队主星的近地点辐角，为轨道平面与地球赤道平面的交线矢量，B为交线矢量/>的模，e_c为编队主星的偏心率/>的模。

S135、根据分步骤S12中经纬度范围的中心点、第一临界点和第二临界点在空间目标轨道的位置矢量和分步骤S132中编队主星的偏心率，计算编队主星的平近点角，表示为：

M_c＝E_c-e_csin E_c

其中：M_c为编队主星的平近点角，E_c为编队主星的偏近点角。

步骤S135包括以下分步骤：

S1351、根据分步骤S132中编队主星的偏心率计算编队主星的真近地角，表示为：

其中：θ_c为编队主星的真近地角。

S1352、根据分步骤S1351中编队主星的真近地角，计算编队主星的偏近点角，表示为：

其中：E_c为编队主星的偏近点角。

S1353、根据分步骤S1352中编队主星的偏近点角，计算编队主星的平近点角。

S136、根据可见约束确定编队主星的半长轴。

可见约束是编队卫星对海面动目标的观测范围，即在此范围内海面动目标是可侦察到的，如图3所示。本发明将地心与以海面动目标定位为目的的直角型编队卫星连线，称为直线L₁；本发明将最大观测区域边界点C与以海面动目标定位为目的的直角型编队卫星连线，称为直线L₂；本发明将最大观测区域边界点C与地心连线,称为直线L₃；本发明在最大观测区域边界点C作一条切线，称为直线L₄。可见约束表示为：

/>

其中：α为直线L₁与直线L₃之间的夹角，β为直线L₂与直线L₄之间的夹角，R为地球半径，β_min为最小观测仰角，为空间目标轨道的中心点G₁点在当地垂线(指向天顶)方向上的单位矢径，ρ为空间目标轨道的中心点G₁点到编队卫星的距离，a_c为编队主星的半长轴，a_c＝a。

具体地，本发明中编队主星的半长轴a_c的初始值由用户根据可见约束确定，a_c∈[6900,8400]km。

S137、根据分步骤S131中编队主星的轨道倾角、分步骤S132中编队主星的偏心率、分步骤S133中编队主星的升交点赤经、分步骤S134中编队主星的近地点辐角、分步骤S135中编队主星的平近点角和分步骤S136中编队主星的半长轴，确定编队主星的轨道根数。

S2、根据卫星相对几何位置和步骤S1中编队主星的轨道根数确定卫星编队构型。

在本发明的一个可选实施例中，本发明根据卫星相对几何位置，计算其余编队辅星的绕飞方程，并根据步骤S1中编队主星的半长轴a_c、偏心率e_c、轨道倾角i_c、升交点赤经Ω_c、近地点辐角ω_c和平近点角M_c这六个轨道根数通过A确定直角型卫星编队构型，并通过B确定钟摆型卫星编队构型。

步骤S2包括A和B，具体如下：

A、根据直角型卫星编队的卫星相对几何位置和步骤S1中的编队主星的轨道根数确定直角型卫星编队构型。

步骤A包括以下分步骤：

A1、根据直角型卫星编队的卫星相对几何位置和步骤S1中的编队主星的轨道根数，确定编队辅星的相对绕飞方程。

如图4所示，本发明提供了直角型编队的几何构型示意图。直角型卫星编队的卫星相对几何位置表示为：

L_k＝D(k＝2i,i＝1,2,3,…,N′),

其中：L_k为第k个编队辅星的绕飞半径，D为卫星编队尺度，由用户自定义，N′为编队辅星总数的一半。

编队辅星的相对绕飞方程，表示为：

x_k(t)＝aΔλ+2ae_b sin(nt+θ_k),

y_k(t)＝-ae_b cos(nt+θ_k),

其中：[x_k(t)]²+[y_k(t)]²+[z_k(t)]²＝r_k ²，r_k＝L_k，r_k为第k个编队辅星绕编队主星运动的绕飞半径，L_k为第k个编队辅星的绕飞半径，x_k(t)为以编队主星为坐标原点第k个编队辅星的x轴的位置函数，t为编队辅星的绕飞时间，a为以海上动目标定位为目的的编队卫星轨道的半长轴，Δλ为环绕卫星相对参考卫星的倾角，ζ＝(k′-γ)-(ω_k-ω_c)+λ，k'为从N_k到A的地心角，N_k为第k个编队辅星的升交点，A为第k个编队辅星相对编队主星的升交点，γ为从N_c到A的地心角，N_c为编队主星的升交点，ω_k为第k个编队辅星的近地点辐角，Δλ为编队辅星相对编队主星的倾角，Δλ＝[λ_k(τ_k)-k']-[λ_c(τ_k)-γ]，λ_k＝ω_k+M_k，M_k为第k个编队辅星的平近点角，λ_c＝ω_c+M_c，τ_k为第k个编队辅星处于近地点的时刻，n为编队主星绕地球平均运动角速度，θ_k为第k个编队辅星相对编队主星运动的相位差，/>e_k为第k个编队辅星的偏心率的初始值，y_k(t)为以编队主星为坐标原点第k个编队辅星的y轴的位置函数，z_k(t)为以编队主星为坐标原点第k个编队辅星的z轴的位置函数。

A2、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，确定编队辅星的轨道根数。

步骤A2包括以下分步骤：

A21、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的轨道倾角，表示为:

i_k＝Δi+i_c

其中：i_k为第k个编队辅星的轨道倾角，Δi为第k个编队辅星相对编队主星的倾角，i_c为编队主星的轨道倾角。

步骤A21包括以下分步骤：

A211、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星相对编队主星的倾角，表示为：

其中：r_k为第k个编队辅星绕编队主星运动的绕飞半径，[x_k(t)]²+[y_k(t)]²+[z_k(t)]²＝r_k ²，x_k(t)为以编队主星为坐标原点第k个编队辅星的x轴的位置函数，y_k(t)为以编队主星为坐标原点第k个编队辅星的y轴的位置函数，z_k(t)为以编队主星为坐标原点第k个编队辅星的z轴的位置函数，a为以海上动目标定位为目的的编队卫星轨道的半长轴。

A212、根据A211中编队辅星相对编队主星的倾角和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的轨道倾角。

A22、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的偏心率，表示为：

其中：e_k为第k个编队辅星的偏心率，g为第一中间变量，r_k为第k个编队辅星绕主星运动的绕飞半径，a为以海上动目标定位为目的的直角型编队各编队卫星轨道的半长轴，e_c为编队主星的偏心率的模。

步骤A22包括以下分步骤：

A221、根据步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算第一中间变量，表示为：

g＝-cotψ

其中：g为第一中间变量，ψ＝ω_c-γ，γ为从N_c到A的地心角，A为编队辅星相对编队主星的升交点，N_c为编队主星的升交点。

A222、根据A221中的第一中间变量和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的偏心率。

A23、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的升交点赤经，表示为，

Ω_k＝Ω_c+ΔΩ

其中：Ω_k为第k个编队辅星的升交点赤经，Ω_c为编队主星的升交点赤经，ΔΩ为第k个编队辅星与编队主星的升交点经度差。

步骤S23包括以下分步骤：

S231、根据步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星与编队主星的升交点经度差，表示为:

其中：γ为从N_c到A的地心角,N_c为编队主星的升交点，A为第k个编队辅星相对编队主星的升交点，Δi为第k个编队辅星相对编队主星的倾角，i_c为编队主星的轨道倾角。

S232、根据分步骤S231中编队辅星与编队主星的升交点经度差，计算编队辅星的升交点赤经。

A24、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程、步骤S1中的编队主星的轨道根数和A22中编队辅星的偏心率，计算编队辅星的近地点辐角，表示为：

其中：ω_k为第k个编队辅星的近地点辐角，ω_k为第k个编队辅星的近地点辐角的初始值，k'为从N_k到A的地心角，N_k为第k个编队辅星的升交点，A为第k个编队辅星相对编队主星的升交点，p为第二中间变量，q为第三中间变量。

步骤A24包括以下分步骤：

A241、根据步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算第二中间变量，表示为：

p＝e_ksinψ-ge_kcosψ

其中：p为第二中间变量。

A242、根据步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算第三中间变量，表示为：

q＝e_kcosψ+ge_ksinψ

其中：q为第三中间变量。

A243、根据A241中的第二中间变量、A242中的第三中间变量和A22中编队辅星的偏心率，计算编队辅星的近地点辐角。

A25、根据步骤S1中的编队主星的轨道根数和A24中编队辅星的近地点辐角，计算编队辅星的平近点角，表示为：

M_k＝k′-γ-ω_k+ω_c

其中：M_k为第k个编队辅星的平近点角，γ为从N_c到A的地心角，A为编队辅星相对编队主星的升交点，N_c为编队主星的升交点，ω_c为编队主星的近地点辐角。

A26、根据可见约束确定编队辅星的半长轴。

具体地，本发明根据可见约束确定编队辅星的半长轴。编队辅星的半长轴a_k等于编队主星的半长轴a_c。

A27、根据分步骤A21中编队辅星的轨道倾角、分步骤A22中编队辅星的偏心率、分步骤A23中编队辅星的升交点赤经、分步骤A24中编队辅星的近地点辐角、分步骤A25中编队辅星的平近点角和分步骤A26中编队辅星的半长轴，确定编队辅星的轨道根数。

A3、根据步骤S1中编队主星的轨道根数和分步骤A2中编队辅星的轨道根数，确定直角型卫星编队构型。

B、根据钟摆型卫星编队的卫星相对几何位置和步骤S1中的编队主星的轨道根数确定钟摆型卫星编队构型。

步骤B包括以下分步骤：

B1、根据钟摆型卫星编队的卫星相对几何位置和步骤S1中的编队主星的轨道根数，确定编队辅星的相对绕飞方程。

如图5所示，本发明提供了钟摆型编队的几何构型示意图。

根据钟摆型卫星编队的卫星相对几何位置和步骤S1中的编队主星的轨道根数，确定编队辅星的相对绕飞方程。编队辅星的相对绕飞方程表示为：

x_k(t)≈Δx_k，

y_k(t)≈0，

z_k(t)≈Δz_k×sin(χ_s-φ_k)

其中：x_k(t)为以编队主星为坐标原点第k个编队辅星的x轴的位置函数，t为编队辅星的绕飞时间，Δx_k为沿编队卫星飞行方向第k个编队辅星相对于编队主星的距离，y_k(t)为以编队主星为坐标原点第k个编队辅星的y轴的位置函数，z_k(t)为以编队主星为坐标原点第k个编队辅星的z轴的位置函数，Δz_k为第k个编队辅星沿垂直编队主星轨道平面方向做简谐运动的幅度，χ_s为钟摆型卫星编队中编队卫星的平均角速度，χ_k为钟摆型卫星编队中第k个编队辅星的平均角速度，χ_c为钟摆型卫星编队中编队主星的平均角速度，/>为钟摆型卫星编队中第k个辅星在钟摆型卫星编队构型中的初始相角。

B2、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，确定编队辅星的轨道根数。

步骤B2包括以下分步骤：

B21、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的轨道倾角，表示为:

其中：i_k为第k个编队辅星的轨道倾角，i_c为编队主星的轨道倾角，Δz_k为第k个编队辅星沿垂直编队主星轨道平面方向做简谐运动的幅度，φ_k为钟摆型卫星编队中第k个编队辅星在钟摆型卫星编队构型中的初始相角，a为以海上动目标定位为目的的编队卫星轨道的半长轴。

B22、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程确定编队辅星的偏心率。

具体地，本发明根据可见约束，确定在钟摆型卫星编队构型中编队辅星的偏心率e_k＝0。

B23、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的升交点赤经，表示为，

其中：Ω_k为第k个编队辅星的升交点赤经，Ω_c为编队主星的升交点赤经。

B24、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的近地点辐角，表示为：

其中：ω_k为第k个编队辅星的近地点辐角，Δx_k为沿卫星飞行方向第k个编队辅星相对于编队主星的距离，p为第二中间变量，q为第三中间变量。

B25、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程，计算编队辅星的平近点角，表示为：

M_k＝-φ_k

其中：M_k为第k个编队辅星的平近点角。

B26、根据可见约束确定编队辅星的半长轴。

具体地，本发明根据可见约束确定编队辅星的半长轴。编队辅星的半长轴a_k等于编队主星的半长轴a_c。

B27、根据分步骤B21中编队辅星的轨道倾角、分步骤B22中编队辅星的偏心率、分步骤B23中编队辅星的升交点赤经、分步骤B24中编队辅星的近地点辐角、分步骤B25中编队辅星的平近点角和分步骤B26中编队辅星的半长轴，确定编队辅星的轨道根数。

B3、根据步骤S1中编队主星的轨道根数和分步骤A2中编队辅星的轨道根数，确定钟摆型卫星编队构型。

S3、根据模拟定位结果计算步骤S2中编队构型的定位水平精度因子。

在本发明的一个可选实施例中，本发明进行模拟定位实验，测定水平精度因子HDOP，以此判断当前构型是否达到最优。模拟定位实验由用户设定海面动目标，海面动目标的真实位置矢量为(x_o,y_o,z_o)，并根据步骤S2中可见约束中的最小观测角β_min设定观测角β，β∈[β_min,π-β_min]。

步骤S3包括以下分步骤：

S31、根据编队辅星的轨道根数和轨道根数向位置速度矢量的转换关系，确定编队辅星的位置矢量，表示为：

/>

其中：为第k个编队辅星的位置矢量， 为第k个编队辅星的速度矢量，sv_from_coe为轨道根数向位置速度矢量的转换函数，{a_k,e_k,i_k,Ω_k,ω_k,M_k}为第k个编队辅星的轨道根数，x_k′为第k个编队辅星的位置矢量的x轴分量，y_k′为第k个编队辅星的位置矢量的y轴分量，z_k′为第k个编队辅星的位置矢量的z轴分量。

S32、根据观测角和分步骤S31中编队辅星的位置矢量，计算海面动目标的定位位置，表示为：

其中：x_d为海面动目标定位的位置矢量的x轴分量，y_d为海面动目标定位的位置矢量的y轴分量，z_d为海面动目标定位的位置矢量的z轴分量，为定位结果的总数，x_di为第i个海面动目标定位的位置矢量的x轴分量，y_di为第i个海面动目标定位的位置矢量的y轴分量，z_di为第i个海面动目标定位的位置矢量的z轴分量。

具体地，本发明编队构型中共有2N′+1颗编队卫星，共有个定位结果，第i个海面动目标定位的位置矢量记为/>海面动目标定位的位置矢量(x_d,y_d,z_d)为其平均值。本发明计算第i个海面动目标定位的位置矢量，表示为：

其中：β为用户所设定的观测角，x_k′为第k个编队辅星的位置矢量的x轴分量，y_k′为第k个编队辅星的位置矢量的y轴分量，z_k′为第k个编队辅星的位置矢量的z轴分量，x_di为第i个海面动目标定位的位置矢量的x轴分量，y_di为第i个海面动目标定位的位置矢量的y轴分量，z_di为第i个海面动目标定位的位置矢量的z轴分量。

S33、根据海面动目标的真实位置和分步骤S32中海面动目标的定位位置，计算编队构型的定位水平精度因子，表示为：

其中：HDOP为定位水平精度因子，σ_x为海面动目标的真实位置矢量与海面动目标定位的位置矢量在x轴上的误差，σ_x＝x_o-x_d，x_o为海面动目标的真实位置矢量的x轴分量，x_d为海面动目标定位的位置矢量的x轴分量，σ_y为海面动目标的真实位置矢量与海面动目标定位的位置矢量在y轴上的误差，σ_y＝y_o-y_d，y_o为海面动目标的真实位置矢量y轴分量，y_d为海面动目标定位的位置矢量的y轴分量。

S4、根据步骤S3中的定位水平精度因子更新卫星编队构型并确定最终的卫星编队构型。

在本发明的一个可选实施例中，本发明根据步骤S3中的定位水平精度因子更新卫星编队构型，将当前计算出的定位水平精度因子HDOP与上一次的定位水平精度因子HDOP比较，若大于等于上一次的定位水平精度因子HDOP，则当前为定位性能最优的被动电子侦察卫星编队构型的轨道根数；若小于上一次的定位水平精度因子HDOP，则根据当前计算的定位水平精度因子更新卫星编队构型，直到当前计算的定位水平精度因子HDOP不再小于上一次的定位水平精度因子HDOP，确定最终的卫星编队构型。

步骤S4包括以下分步骤：

S41、利用海面动目标的定位位置更新海面动目标的经纬度范围。

步骤S41包括以下分步骤：

S411、根据海面动目标的定位位置更新海面动目标的经纬度范围的中心点。

具体地，本发明将海面动目标的经纬度范围的中心点G₁更新为(x_d,y_d,z_d)。

S412、根据海面动目标的定位位置更新海面动目标的经纬度范围的第一临界点。

具体地，本发明将海面动目标的经纬度范围的第一临界点G₂更新为(x_d-Δx,y_d+Δy,z_d)。

S413、根据海面动目标的定位位置更新海面动目标的经纬度范围的第二临界点。

具体地，本发明将海面动目标的经纬度范围的第二临界点G₃更新为(x_d+Δx,y_d-Δy,z_d)。

S42、根据更新后的海面动目标的经纬度范围，执行步骤S1-S3并获得更新后的编队构型的定位水平精度因子。

S43、判断分步骤S42中更新后的编队构型的定位水平精度因子是否大于或等于更新前的编队构型的定位水平精度因子；若是则确定最终的卫星编队构型，否则回到分步骤S41。

本领域的普通技术人员将会意识到，这里所述的实施例是为了帮助读者理解本发明的原理，应被理解为本发明的保护范围并不局限于这样的特别陈述和实施例。本领域的普通技术人员可以根据本发明公开的这些技术启示做出各种不脱离本发明实质的其它各种具体变形和组合，这些变形和组合仍然在本发明的保护范围内。

Claims (7)

1.一种定位海面动目标的被动电侦卫星编队构型设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、根据海面动目标的经纬度范围，确定编队主星的轨道根数；

S2、根据卫星相对几何位置和步骤S1中编队主星的轨道根数确定卫星编队构型；

步骤S2包括：

A、根据直角型卫星编队的卫星相对几何位置和步骤S1中的编队主星的轨道根数确定直角型卫星编队构型；

步骤A包括以下分步骤：

A1、根据直角型卫星编队的卫星相对几何位置和步骤S1中的编队主星的轨道根数，确定编队辅星的相对绕飞方程；

A2、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，确定编队辅星的轨道根数；

A3、根据步骤S1中编队主星的轨道根数和分步骤A2中编队辅星的轨道根数，确定直角型卫星编队构型；

B、根据钟摆型卫星编队的卫星相对几何位置和步骤S1中的编队主星的轨道根数确定钟摆型卫星编队构型；

步骤B包括以下分步骤：

B1、根据钟摆型卫星编队的卫星相对几何位置和步骤S1中的编队主星的轨道根数，确定编队辅星的相对绕飞方程；

B2、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，确定编队辅星的轨道根数；

B3、根据步骤S1中编队主星的轨道根数和分步骤A2中编队辅星的轨道根数，确定钟摆型卫星编队构型；

S3、根据模拟定位结果计算步骤S2中编队构型的定位水平精度因子；

S4、根据步骤S3中的定位水平精度因子更新卫星编队构型并确定最终的卫星编队构型。

2.根据权利要求1所述的一种定位海面动目标的被动电侦卫星编队构型设计方法，其特征在于，步骤S1包括以下分步骤：

S11、根据海面动目标的经纬度范围确定海面动目标的经纬度范围的中心点、第一临界点和第二临界点；

S12、根据分步骤S11中海面动目标的经纬度范围的中心点、第一临界点和第二临界点，分别计算空间目标轨道的中心点、第一临界点和第二临界点的位置矢量；

S13、根据分步骤S12中空间目标轨道的中心点、第一临界点和第二临界点的位置矢量，计算编队主星的轨道根数。

3.根据权利要求2所述的一种定位海面动目标的被动电侦卫星编队构型设计方法，其特征在于，步骤S13包括以下分步骤：

S131、根据分步骤S12中的中心点、第一临界点和第二临界点在空间目标轨道的位置矢量，计算编队主星的轨道倾角，表示为：

其中：i_c为编队主星的轨道倾角，h_z为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的比角动量的z轴分量，h为编队主星的比角动量/>的模；

S132、根据分步骤S12中的中心点、第一临界点和第二临界点在空间目标轨道的位置矢量，计算编队主星的偏心率，表示为：

其中：为编队主星的偏心率，μ为地球引力常数，/>为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的速度矢量，/>为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的比角动量，/>为空间目标轨道的中心点G₁′的位置矢量，r₁为空间目标轨道的中心点G₁′位置矢量/>的模，v₁为空间目标轨道的中心点G₁′速度矢量/>的模，v_r为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的径向速度，e_x为编队主星的偏心率/>的x轴分量，e_y为编队主星的偏心率/>的y轴分量，e_z为编队主星的偏心率/>的z轴分量；

S133、根据分步骤S12中经纬度范围的中心点、第一临界点和第二临界点在空间目标轨道的位置矢量，计算编队主星的升交点赤经，表示为：

其中：Ω_c为编队主星的升交点赤经，h_x为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的比角动量的x轴分量，h_y为编队主星经过空间目标轨道的中心点G₁′的比角动量/>的y轴分量；

S134、根据分步骤S12中经纬度范围的中心点、第一临界点和第二临界点在空间目标轨道的位置矢量和分步骤S132中编队主星的偏心率，计算编队主星的近地点辐角，表示为：

其中：ω_c为编队主星的近地点辐角，为轨道平面与地球赤道平面的交线矢量，B为轨道平面与地球赤道平面的交线矢量/>的模，e_c为编队主星的偏心率/>的模；

S135、根据分步骤S12中经纬度范围的中心点、第一临界点和第二临界点在空间目标轨道的位置矢量和分步骤S132中编队主星的偏心率，计算编队主星的平近点角，表示为：

M_c＝E_c-e_csinE_c

其中：M_c为编队主星的平近点角，E_c为编队主星的偏近点角；

S136、根据可见约束确定编队主星的半长轴；

S137、根据分步骤S131中编队主星的轨道倾角、分步骤S132中编队主星的偏心率、分步骤S133中编队主星的升交点赤经、分步骤S134中编队主星的近地点辐角、分步骤S135中编队主星的平近点角和分步骤S136中编队主星的半长轴，确定编队主星的轨道根数。

4.根据权利要求1所述的一种定位海面动目标的被动电侦卫星编队构型设计方法，其特征在于，步骤A2包括以下分步骤：

A21、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的轨道倾角，表示为：

i_k＝Δi+i_c

其中：i_k为第k个编队辅星的轨道倾角，Δi为第k个编队辅星相对编队主星的倾角，i_c为编队主星的轨道倾角；

A22、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的偏心率，表示为：

其中：e_k为第k个编队辅星的偏心率，g为第一中间变量，r_k为第k个编队辅星绕主星运动的绕飞半径，a为以海上动目标定位为目的的编队卫星轨道的半长轴，e_c为编队主星的偏心率的模；

A23、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的升交点赤经，表示为：

Ω_k＝Ω_c+ΔΩ

其中：Ω_k为第k个编队辅星的升交点赤经，Ω_c为编队主星的升交点赤经，ΔΩ为第k个编队辅星与编队主星的升交点经度差；

A24、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程、步骤S1中的编队主星的轨道根数和A22中编队辅星的偏心率，计算编队辅星的近地点辐角，表示为：

其中：ω_k为第k个编队辅星的近地点辐角，k'为从N_k到A的地心角，N_k为第k个编队辅星的升交点，A为第k个编队辅星相对编队主星的升交点，p为第二中间变量，q为第三中间变量；

A25、根据步骤S1中的编队主星的轨道根数和A24中编队辅星的近地点辐角，计算编队辅星的平近点角，表示为：

M_k＝k′-γ-ω_k+ω_c

其中：M_k为第k个编队辅星的平近点角，γ为从N_c到A的地心角，A为第k个编队辅星相对编队主星的升交点，N_c为编队主星的升交点，ω_c为编队主星的近地点辐角；

A26、根据可见约束确定编队辅星的半长轴；

A27、根据分步骤A21中编队辅星的轨道倾角、分步骤A22中编队辅星的偏心率、分步骤A23中编队辅星的升交点赤经、分步骤A24中编队辅星的近地点辐角、分步骤A25中编队辅星的平近点角和分步骤A26中编队辅星的半长轴，确定编队辅星的轨道根数。

5.根据权利要求1所述的一种定位海面动目标的被动电侦卫星编队构型设计方法，其特征在于，步骤B2包括以下分步骤：

B21、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的轨道倾角，表示为：

其中：i_k为第k个编队辅星的轨道倾角，i_c为编队主星的轨道倾角，Δz_k为第k个编队辅星沿垂直编队主星轨道平面方向做简谐运动的幅度，φ_k为钟摆型编队第k个编队辅星在钟摆型编队构型中的初始相角，a为以海上动目标定位为目的的编队卫星轨道的半长轴；

B22、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程确定编队辅星的偏心率；

B23、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的升交点赤经，表示为：

其中：Ω_k为第k个编队辅星的升交点赤经，Ω_c为编队主星的升交点赤经；

B24、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程和步骤S1中的编队主星的轨道根数，计算编队辅星的近地点辐角，表示为：

其中：ω_k为第k个编队辅星的近地点辐角，Δx_k为沿卫星飞行方向第k个编队辅星相对于编队主星的距离，p为第二中间变量，q为第三中间变量；

B25、根据分步骤A1中编队辅星的相对绕飞方程，计算编队辅星的平近点角，表示为：

M_k＝-φ_k

其中：M_k为第k个编队辅星的平近点角；

B26、根据可见约束确定编队辅星的半长轴；

B27、根据分步骤B21中编队辅星的轨道倾角、分步骤B22中编队辅星的偏心率、分步骤B23中编队辅星的升交点赤经、分步骤B24中编队辅星的近地点辐角、分步骤B25中编队辅星的平近点角和分步骤B26中编队辅星的半长轴，确定编队辅星的轨道根数。

6.根据权利要求1所述的一种定位海面动目标的被动电侦卫星编队构型设计方法，其特征在于，步骤S3包括以下分步骤：

S31、根据编队辅星的轨道根数和轨道根数向位置速度矢量的转换关系，确定编队辅星的位置矢量，表示为：

其中：为第k个编队辅星的位置矢量，/> 为第k个编队辅星的速度矢量，sv_from_coe为轨道根数向位置速度矢量的转换函数，{a_k,e_k,i_k,Ω_k,ω_k,M_k}为第k个编队辅星的轨道根数，x_k′为第k个编队辅星的位置矢量的x轴分量，y_k′为第k个编队辅星的位置矢量的y轴分量，z_k′为第k个编队辅星的位置矢量的z轴分量；

S32、根据观测角和分步骤S31中编队辅星的位置矢量，计算海面动目标的定位位置，表示为：

其中：x_d为海面动目标定位的位置矢量的x轴分量，y_d为海面动目标定位的位置矢量的y轴分量，z_d为海面动目标定位的位置矢量的z轴分量，为定位结果的总数，x_di为第i个海面动目标定位的位置矢量的x轴分量，y_di为第i个海面动目标定位的位置矢量的y轴分量，z_di为第i个海面动目标定位的位置矢量的z轴分量；

S33、根据海面动目标的真实位置和分步骤S32中海面动目标的定位位置，计算编队构型的定位水平精度因子，表示为：

其中：HDOP为定位水平精度因子，σ_x为海面动目标的真实位置矢量与海面动目标定位的位置矢量在x轴上的误差，σ_x＝x_o-x_d，x_o为海面动目标的真实位置矢量的x轴分量，x_d为海面动目标定位的位置矢量的x轴分量，σ_y为海面动目标的真实位置矢量与海面动目标定位的位置矢量在y轴上的误差，σ_y＝y_o-y_d，y_o为海面动目标的真实位置矢量y轴分量，y_d为海面动目标定位的位置矢量的y轴分量。

7.根据权利要求6所述的一种定位海面动目标的被动电侦卫星编队构型设计方法，其特征在于，步骤S4包括以下分步骤：

S41、利用海面动目标的定位位置更新海面动目标的经纬度范围；

S42、根据更新后的海面动目标的经纬度范围，执行步骤S1-S3并获得更新后的编队构型的定位水平精度因子；

S43、判断分步骤S42中更新后的编队构型的定位水平精度因子是否大于或等于更新前的编队构型的定位水平精度因子；若是则确定最终的卫星编队构型，否则回到分步骤S41。