基于快速响应卫星的敏捷轨道实现方法和系统 |
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| 申请号 | CN201610049447.7 | 申请日 | 2016-01-25 | 公开(公告)号 | CN105678007A | 公开(公告)日 | 2016-06-15 |
| 申请人 | 张雅声; | 发明人 | 张雅声; 李智; 张占月; 程文华; 李纪莲; 杨庆; 樊鹏山; 李新洪; 杨露; 杨自兴; | ||||
| 摘要 | 本 发明 公开一种基于快速响应卫星的敏捷轨道实现方法，包括：步骤一、根据卫星侦察的目标区域确定快速响应卫星的相关卫星参数；步骤二、根据步骤一中所述卫星参数，对快速响应卫星的敏捷轨道进行建模；步骤三、计算得到所述敏捷轨道的轨道倾 角 和升交点经度。本发明针对地区冲突中对快速响应卫星所提供的战术情报的需求越来越迫切，根据快速响应卫星的发射点和目标点的 位置 条件，结合快速响应时间约束，提出了一种敏捷轨道的解析设计方法，并通过典型任务仿真，验证了方法的可行性、易操作性和实用性。本发明同时公开基于快速响应卫星的敏捷轨道系统。 | ||||||
| 权利要求 | 1.基于快速响应卫星的敏捷轨道实现方法，包括： |
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| 说明书全文 | 基于快速响应卫星的敏捷轨道实现方法和系统技术领域背景技术[0002] 进入21世纪以后，人类越来越重视来之不易的和平社会环境，发生全球性世界大战的可行性越来越小。但是，仍然有少数国家和地区存在发生区域冲突的可能。为了在局部冲突中确保空间信息优势，对快速区域战术情报需求越来越迫切。小卫星相比于大卫星在战术上具有更大的价值，小卫星可以对军事感兴趣的地区进行长期监视，特别是对于难以预测的突发事件，可以提供情报、侦察、监视和通信，保障未来战场态势感知和快速战术情报支援。快速响应卫星(简称，快响卫星)是一种低成本的小卫星，该卫星能够在几天甚至是几个小时内发射入轨，并形成作战能力。 [0003] 美国著名的ORS计划就是形成这种快速战术情报支援能力的新型太空系统的代表。2002年美国空军航天司令部(AFSPC)和美国航空航天局(NASA)就开始了有关快速响应太空系统的相关研究，并于2007年正式成立了ORS办公室。ORS计划主要围绕低成本、灵活性、快速响应能力发展，实现在全球范围内快速有效地与敌方交战，通过空间信息系统向战区指挥官提供实时的战场态势感知能力，并将空间能力集成于各种武器装备上以及作战人员，以支持联合作战。美国在先后发射了多颗试验型快速响应卫星--TacSat的基础上，2011年6月28日，成功发射第一颗作战型快速响应卫星--ORS-1，并为美军提供了大量的伊拉克和阿富汗地区的战场图像。 [0004] 空间快速响应的应用范围很广，可以为对地覆盖、空间防御和天基支援等多个领域提供服务。由于快速响应任务特性的限制，要求快速响应轨道具有快速响应能力、对局部地区的良好覆盖能力、较低的进入成本和较高的地面覆盖率。快速响应轨道能够在较短时间内将卫星送入预定轨道，实现对卫星或星座的快速部署。同时，它还能对局部地区提供长时间、周期性或持续覆盖，以满足具体的快速响应任务需求。由于要求具备较快的响应能力，空间快速响应主要局限于中低轨卫星。ORS系列卫星设计就是运行在低轨道(350～705km)和中轨道(近地点520km，远地点7825km)，轨道倾角为低轨(0～98.7°)和中轨(63.4°)。 [0005] 卫星轨道的快速响应特性和对地覆盖特性是快速响应轨道设计中最关心的问题，传统轨道设计过程关注卫星对地覆盖性能的长期稳定性和全球覆盖能力，快速响应任务的轨道设计则更关注卫星的快速响应能力、对局部地区的覆盖能力和任务的低成本。快速响应轨道最重要的特性就是具备快速响应能力，轨道设计过程就是通过优化轨道高度、响应方式等将响应时间减到最小。本发明提出的技术旨在解决传统轨道与快响任务不适的情况，给出一种根据发射点和目标点的位置条件，结合快速响应时间约束的轨道解析设计方法，称为敏捷轨道。 发明内容[0006] 本发明针对地区冲突中对快速响应卫星所提供的战术情报的需求越来越迫切，根据快速响应卫星的发射点和目标点的位置条件，结合快速响应时间约束，提出了一种基于快速响应卫星的敏捷轨道实现方法，并通过典型任务仿真，验证了方法的可行性、易操作性和实用性。 [0007] 本发明提供了一种基于快速响应卫星的敏捷轨道实现方法，包括： [0008] 步骤一、根据卫星侦察的目标区域确定快速响应卫星的相关卫星参数； [0009] 步骤二、根据步骤一中所述卫星参数，对快速响应卫星的敏捷轨道进行建模； [0010] 步骤三、计算得到所述敏捷轨道的轨道倾角和升交点经度。 [0011] 步骤一中，根据卫星侦察的目标区域确定快速响应卫星的相关卫星参数，包括： [0012] 确定发射点地理坐标； [0013] 确定目标区域的地理坐标； [0014] 确定响应时间； [0015] 确定快速响应卫星的工作轨道高度。 [0016] 所述确定发射点地理坐标，包括利用北斗导航系统确定发射点地理坐标； [0017] 所述确定目标区域的地理坐标，包括利用侦察卫星确定目标区域的地理坐标； [0018] 所述确定响应时间，包括根据任务需求确定响应时间； [0019] 所述确定快速响应卫星的工作轨道高度，包括根据快速响应卫星的载荷确定快速响应卫星的工作轨道高度。 [0020] 所述地理坐标，包括地理经度和地理纬度。 [0021] 步骤二中，根据步骤一中所述卫星参数，对快速响应卫星的敏捷轨道进行建模，包括： [0022] 根据轨道高度确定轨道周期； [0023] 根据响应时间和轨道周期确定时间约束条件； [0024] 根据发射点和目标区域的地理坐标，结合球面三角五元素公式和时间约束条件构建轨道模型。 [0025] 步骤三中，计算得到所述敏捷轨道的轨道倾角和升交点经度，包括： [0026] 根据模型推导出轨道倾角、升交点经度与步骤一、步骤二中参数关系，依据此关系来求解敏捷轨道的轨道倾角和升交点经度。 [0027] 步骤三中，所述的轨道倾角为轨道面与赤道面的夹角； [0028] 所述的升交点经度，为第一圈次，快响卫星升交点的地理经度。 [0029] 基于快速响应卫星的敏捷轨道系统，使用所述的基于快速响应卫星的敏捷轨道实现方法。 [0030] 所述的基于快速响应卫星的敏捷轨道系统，包括： [0031] 侦察卫星，用于确定目标区域的地理坐标； [0032] 接收机，用于接收北斗导航系统的地理坐标信息； [0033] 系统主机，用于与所述接收机和所述侦察卫星对接，接收相关的数据并计算。 [0034] 本发明针对地区冲突中对快速响应卫星所提供的战术情报的需求越来越迫切，根据快速响应卫星的发射点和目标点的位置条件，结合快速响应时间约束，提出了一种敏捷轨道的解析设计方法，并通过典型任务仿真，验证了方法的可行性、易操作性和实用性。附图说明 [0035] 下面依据附图和实施例对本发明作进一步详细说明。 [0036] 图1是敏捷轨道的天球投影图。 [0037] 图2是当圈提供服务的敏捷轨道示意图。 [0038] 图3是第3圈提供服务的敏捷轨道示意图。 [0039] 图4是本发明的流程图。 [0040] 图5是球面三角五元素公式参考模型示意图。 具体实施方式[0041] 如图1-5所示，本发明针对地区冲突中对快速响应卫星所提供的战术情报的需求越来越迫切，根据快速响应卫星的发射点和目标点的位置条件，结合快速响应时间约束，提出了一种敏捷轨道的解析设计方法，并通过典型任务仿真，验证了方法的可行性、易操作性和实用性。 [0042] 本发明提供了一种敏捷轨道的解析设计方法，包括： [0043] 步骤一、确定相关参数； [0044] 步骤二、对敏捷轨道进行建模； [0045] 步骤三、求解敏捷轨道的轨道倾角和升交点经度； [0046] 步骤一中，所述确定相关参数，包括：利用北斗导航系统确定发射点地理坐标；利用侦察卫星确定目标区域的地理坐标；根据任务需求确定响应时间；根据卫星载荷类型确定卫星工作轨道高度。 [0047] 步骤二中，所述对敏捷轨道进行建模，包括：根据轨道高度确定轨道周期；根据响应时间和轨道周期确定时间约束条件；根据发射点和目标区域的地理坐标，结合相邻五元素公式和时间约束条件构建轨道模型。 [0048] 步骤三中，所述求解敏捷轨道的轨道倾角和升交点经度，包括：根据模型推导出轨道倾角、升交点经度与步骤一、步骤二中参数关系，依据此关系来求解敏捷轨道的轨道倾角和升交点经度。 [0049] 按照本发明上述实施提出的步骤，将具体实施方式分解如下： [0050] 1)确定相关参数 [0051] 需要确定的相关参数包括：发射点地理坐标、目标区域地理坐标(目标区域中心点地理坐标)、响应时间、轨道高度；发射点地理坐标 通过北斗导航系统来确定，目标区域地理坐标 由侦察卫星来确定，响应时间t根据任务需求来确定，轨道高度H由卫星载荷类型来确定。 [0052] 2)对敏捷轨道进行建模 [0053] 首先，根据轨道高度H计算轨道周期T。 [0054] [0055] 其次，根据轨道周期和响应时间确定时间约束条件 [0056] N×T＜t (2) [0057] 其中N表示卫星入轨后第N圈能够提供服务，则卫星第一圈次经过的修正目标区域坐标 为： [0058] λ2′＝λ2+(N-1)×T×ωe (3) [0059] [0060] 其中ωe为地球自转角速度。 [0061] 如图5所示，球面三角五元素公式为： [0062] sinacosB＝cosbsinc-sinbcosccosA； [0063] sinacosC＝cosc sinb-sinc cosb cosA。 [0064] 根据球面三角五元素公式得到参数之间的关系，如图1所示，在球面三角形A1B1C1中，其中，A2、A3分别表示为目标区域所在经线、发射点所在经线与赤道的交点，Δλ表示Α2、Α3点之间的经度差，D、C2分别为第一圈次的升交点和降交点，B2为考虑地球自转效应后第一圈次经过的“修正目标区域”。a1、b1、c1是球面三角形A1B1C1中顶点A1、B1、C1的对边。 有 [0065] sin c1cos B1＝sin a1cos b1-cos a1cos C1sin b1 (4) [0066] [0067] 各角用大写顶点字符表示，对应边用小写字符表示。同理，在球面三角形A2B2C2中，利用直角球面三角形公式，有 [0068] cos C2＝sin(90°-c2)·sin B2(6) [0069] tgb2＝sin c2·tg B2 (7) [0070] [0071] 由几何位置关系，还可以得到 [0072] [0073] [0074] [0075] C1＝Δλ [0076] B1＝B2 [0077] 3)求解敏捷轨道的倾角和升交点经度，进而确定敏捷轨道的空间位置。 [0078] 首先计算B1，由公式(4)、(5)和(9)联立可以得到 [0079] [0080] 所以 [0081] [0082] 其次，计算C2，将(9)、(11)代入(6)可以得到 [0083] [0084] 所以 [0085] [0086] 再次，计算b2，将(9)、(13)代入(7)可以得到 [0087] [0088] 所以 [0089] [0090] 再次，计算a2，由公式(8) [0091] [0092] 所以 [0093] [0094] 最后，敏捷轨道的轨道倾角和升交点经度为 [0095] [0096] [0098] 设发射点经度为86°、纬度为41°，目标点经度为127°、纬度为28°，要求入轨第1圈即可提供服务，且卫星轨道高度为300km，则求解出的快响卫星的轨道参数为： [0099] [0100] 仿真时间为2015年10月1日04:00:00，快响卫星的轨道倾角为41.6598°，升交点经度为352.1901°，入轨时间为2015年10月1日04:24:42，通过目标点上空的时间为2015年10月1日04:34:03，即从覆盖的角度看，快响卫星入轨后10分钟即可进行目标探测。 [0101] 图2为当圈提供服务的快响卫星的星下点轨迹。可见，星下点轨迹的第一圈既通过发射点又通过目标点。 [0102] 同样条件，若要求入轨第3圈以后提供服务，则求解出的卫星轨道参数为： [0103] [0104] 仿真时间为2015年10月1日04:00:00，快响卫星的轨道倾角为44.7435°，升交点经度为33.3904°，入轨时间为2015年10月1日04:16:30，通过目标点上空的时间为2015年10月1日07:35:33，即从覆盖的角度看，快响卫星入轨后200分钟即可进行目标探测。 [0105] 图3为快响卫星相邻三圈的星下点轨迹。可见，星下点轨迹的第一圈通过发射点，第三圈通过目标点。 |
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