一种大椭圆轨道及小倾角圆轨道的轨道规划方法技术

本发明专利技术公开了一种大椭圆轨道及小倾角圆轨道的轨道规划方法，属于轨道规划技术领域，根据所选取的目标区域信息、轨道回归特性的约束条件、侦察载荷的约束条件、发射部署参数和精确的地球运动模型等数据，完成针对不同类型目标区域探测的大椭圆轨道及小倾角圆轨道的规划设计。大椭圆轨道及小倾角圆轨道轨道设计针对有效倾角范围内的角度值以特定间隔进行遍历，计算每个倾角角度值i对应卫星轨道星下点轨迹在多次过境目标点纬度圈上的经度值，并且计算目标点地心经度和星下点轨迹过境标点纬度圈时地心经度值之间的差值。本发明专利技术能够针对大椭圆(小倾角圆)轨道进行轨道方案设计，实现对目标区域的快速有效探测。

【技术实现步骤摘要】
一种大椭圆轨道及小倾角圆轨道的轨道规划方法
本专利技术涉及轨道规划
，具体涉及一种大椭圆轨道及小倾角圆轨道的轨道规划方法。
技术介绍
常规对地观测卫星轨道规划与应急卫星发射轨道的轨道规划的区别在于任务设计理念不同。常规对地观测任务首先发射对地观测卫星，在给出具体观测目标后，通过轨道机动将卫星送入观测轨道对目标进行观测。应急卫星发射任务的卫星轨道规划受到空间任务需求的牵引,通常根据侦察目标任务需求进行卫星轨道规划,权衡卫星发射轨道和运行轨道的各项参数,使之在满足应急发射的前提下,可以快速对目标区域进行有效探测。对于应急卫星发射任务而言，需要综合考虑卫星的发射准备、发射等待和发射入轨过程中的约束，通过多种手段减小卫星发射和入轨各阶段的时间，从而实现对用户需求的快速响应。将卫星送入高轨轨道需要采用大型运载，而大型运载的发射准备时间较长。同时，高轨卫星的发射入轨方式比低轨卫星复杂，卫星入轨时间也较长。当前应急卫星发射通常采用低轨轨道。应急卫星发射过程中在还需要根据发射态势情况计算确定发射窗口，发射窗口的时间和大小由具体任务确定。在应急卫星发射任务中，应根据发射、测控和光照等约束条件具体分析计算其发射窗口。传统应急卫星发射轨道规划主要是针对入轨后的卫星轨道进行规划设计，通常都没有综合考虑发射轨道模型、轨道回归特性、光学载荷的光照条件约束和地球复杂运动模型等多种因素的影响。因此，如何克服传统应急卫星发射轨道设计的局限性，结合了卫星发射轨道模型、轨道回归特性约束、目标区域光照条件约束和精确地球运动模型(本设计考虑了岁差、章动、自转和极移等地球复杂运动模型)针对大椭圆轨道以及小倾角圆轨道进行轨道方案设计，实现对目标区域的快速有效探测，是目前亟待解决的问题。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术提供了一种大椭圆轨道以及小倾角圆轨道的轨道规划方法，能够根据所选取的目标区域信息、轨道回归特性的约束条件、侦察载荷的约束条件、发射部署参数(包括发射点位置、发射部署完成时刻和发射轨道数据等参数)和精确的地球运动模型等数据，完成针对不同类型目标区域探测的大椭圆轨道以及小倾角圆轨道的规划。为达到上述目的，本专利技术的技术方案包括如下步骤：步骤1、大椭圆轨道和小倾角圆轨道均具有四种入轨模式：即逆行下降、逆行上升、顺行下降、顺行上升共4种入轨模式；根据轨道半长轴的上下限，获得逆行上升和逆行下降的轨道倾角搜索范围、顺行上升和顺行下降的轨道倾角搜索范围。如果卫星载荷类型为CCD光学设备，则以发射部署完成时刻为起点，计算目标点区域24小时内太阳高度角满足门限要求的UTC时间观测窗口。该轨道规划方法针对4种入轨模式对应轨道的倾角搜索范围内所有卫星轨道，计算卫星轨道星下点轨迹6次过境目标纬度圈时星下点的经度分布，并且选取满足侦察要求的最优轨道。设定初始状态为，MO为入轨模式，MO的取值为1、2、3和4，分别指代逆行下降、逆行上升、顺行下降、顺行上升共4种入轨模式，MO初始值设定为1；j为过境次数，j的初值设定为1，过境总次数为6；BackupOrbitNum为轨道方案个数，BackupOrbitNum的初值设定为0。步骤2、判断j的值是否满足j<＝6，若是则进入步骤3，否则进入步骤11。步骤3、判断MO的值是否满足MO<＝4；若是则进入步骤4，否则将MO重新设定为1，j自增1，返回步骤2。步骤4、对于第MO种入轨模式轨道倾角遍历范围内所有卫星轨道，调用遍历范围内卫星大椭圆轨道星下点过境目标纬度圈地心经度分布计算OnComputeOrbitMinValueEllipse模块计算第j次过境目标纬度圈时星下点经度分布,选取轨道倾角遍历范围内过境时刻星下点经度与目标点经度偏差值最小的轨道。步骤5、判断步骤4中所选取的偏差值最小的轨道对应的偏差值是否满足预设的指标要求，若是则进入步骤6，否则MO自增1，返回步骤3。步骤6、判断当前卫星载荷类型是否为CCD光学设备，若是则进入步骤7，否则进入步骤10。步骤7、判断当前轨道卫星过境目标点时刻是否在CCD光学设备的UTC时间观测窗口内，若是则进入步骤10，否则进入步骤8。步骤8、计算发射延时，对于当前入轨模式轨道倾角遍历范围内的所有卫星轨道，调用遍历范围内卫星大椭圆轨道星下点过境目标纬度圈地心经度分布计算OnComputeOrbitMinValueEllipse模块计算当前第j次过境目标纬度圈时星下点经度分布,选取遍历范围内过境时刻星下点经度与目标点经度偏差值最小的轨道。步骤9、判断步骤8中所选取的偏差值最小的轨道是否满足预设的指标要求，若是则进入步骤10，否则返回步骤3。步骤10、当前第BackupOrbitNum个轨道规划方案满足初步要求，将当前第BackupOrbitNum个轨道规划方案存入在BackupOrbit数组中,并且BackupOrbitNum自增1；步骤11、大椭圆或者小倾角圆轨道规划完成，将当前对应的共BackupOrbitNum个轨道方案存入预先构建的BackupOrbit数组中。进一步地，步骤4和步骤8中，遍历范围内卫星大椭圆轨道星下点过境目标纬度圈地心经度分布计算OnComputeOrbitMinValueEllipse模块，具体包括如下步骤：步骤101、开始在遍历范围内轨道星下点过境目标纬度圈地心经度分布计算。步骤102、轨道倾角遍历范围的参数初始化：轨道倾角遍历初始值domainDegreeLower,遍历间隔0.01度,遍历次数indexNum,索引index＝1。步骤103、判断是否满足index<＝indexNum；若是则进入步骤104；否则进入步骤105。步骤104、对当前轨道倾角为IiAngleDegree＝domainDegreeLower+0.01×(index-1)的卫星发射轨道和卫星运行轨道，调用大椭圆轨道卫星的发射轨道和运行轨道计算OnComputeOrbitValueEllipse模块进行轨道星下点轨迹的计算，返回卫星星下点轨迹多次过境目标纬度圈时的星下点地心经度与目标点地心经度的偏差分布数据,并对索引值index进行累积自增1处理，返回步骤103。步骤105、对于遍历范围内indexNum条卫星轨道星下点轨迹第j次过境目标纬度圈时的星下点地心经度与目标点地心经度的偏差分布进行统计，选取偏差值最小的轨道方案,并对该最小偏差值minValue进行门限threshold判决；j取值为1～6。步骤106、若minValue<＝threshold，则进入步骤107；否则返回无效值。步骤107、minValue对应的轨道方案保存在minTimeOrbit数组中，并返回有效轨道倾角值。进一步地，S104中、大椭圆轨道卫星的发射轨道和运行轨道计算OnComputeOrbitValueEllipse模块，具体包括如下步骤：S10421、卫星发射轨道参数初始化计算部分：1本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种大椭圆轨道以及小倾角圆轨道的轨道规划方法，其特征在于，包括如下步骤：/n步骤1、大椭圆轨道和小倾角圆轨道均具有四种入轨模式：即逆行下降、逆行上升、顺行下降、顺行上升共4种入轨模式；根据轨道半长轴的上下限，获得逆行上升和逆行下降的轨道倾角搜索范围、顺行上升和顺行下降的轨道倾角搜索范围；/n如果卫星载荷类型为CCD光学设备，则以发射部署完成时刻为起点，计算目标点区域24小时内太阳高度角满足门限要求的UTC时间观测窗口；/n该轨道规划方法针对4种入轨模式对应轨道的倾角搜索范围内所有卫星轨道，计算卫星轨道星下点轨迹6次过境目标纬度圈时星下点的经度分布，并且选取满足侦察要求的最优轨道；设定初始状态为，MO为入轨模式，MO的取值为1、2、3和4，分别指代逆行下降、逆行上升、顺行下降、顺行上升共4种入轨模式，MO初始值设定为1；j为过境次数，j的初值设定为1，过境总次数为6；BackupOrbitNum为轨道方案个数，BackupOrbitNum的初值设定为0；/n步骤2、判断j的值是否满足j<＝6，若是则进入步骤3，否则进入步骤11；/n步骤3、判断MO的值是否满足MO<＝4；若是则进入步骤4，否则将MO重新设定为1，j自增1，返回步骤2；/n步骤4、对于第MO种入轨模式轨道倾角遍历范围内所有卫星轨道，调用遍历范围内卫星大椭圆轨道星下点过境目标纬度圈地心经度分布计算OnComputeOrbitMinValueEllipse模块计算第j次过境目标纬度圈时星下点经度分布,选取轨道倾角遍历范围内过境时刻星下点经度与目标点经度偏差值最小的轨道；/n步骤5、判断步骤4中所选取的偏差值最小的轨道对应的偏差值是否满足预设的指标要求，若是则进入步骤6，否则MO自增1，返回步骤3；/n步骤6、判断当前卫星载荷类型是否为CCD光学设备，若是则进入步骤7，否则进入步骤10；/n步骤7、判断当前轨道卫星过境目标点时刻是否在CCD光学设备的UTC时间观测窗口内，若是则进入步骤10，否则进入步骤8；/n步骤8、计算发射延时，对于当前入轨模式轨道倾角遍历范围内的所有卫星轨道，调用遍历范围内卫星大椭圆轨道星下点过境目标纬度圈地心经度分布计算OnComputeOrbitMinValueEllipse模块计算当前第j次过境目标纬度圈时星下点经度分布,选取遍历范围内过境时刻星下点经度与目标点经度偏差值最小的轨道；/n步骤9、判断步骤8中所选取的偏差值最小的轨道是否满足预设的指标要求，若是则进入步骤10，否则返回步骤3；/n步骤10、当前第BackupOrbitNum个轨道规划方案满足初步要求，将当前第BackupOrbitNum个轨道规划方案存入在BackupOrbit数组中,并且BackupOrbitNum自增1；/n步骤11、大椭圆或者小倾角圆轨道规划完成，将当前对应的共BackupOrbitNum个轨道方案存入预先构建的BackupOrbit数组中。/n...

【技术特征摘要】
1.一种大椭圆轨道以及小倾角圆轨道的轨道规划方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1、大椭圆轨道和小倾角圆轨道均具有四种入轨模式：即逆行下降、逆行上升、顺行下降、顺行上升共4种入轨模式；根据轨道半长轴的上下限，获得逆行上升和逆行下降的轨道倾角搜索范围、顺行上升和顺行下降的轨道倾角搜索范围；
如果卫星载荷类型为CCD光学设备，则以发射部署完成时刻为起点，计算目标点区域24小时内太阳高度角满足门限要求的UTC时间观测窗口；
该轨道规划方法针对4种入轨模式对应轨道的倾角搜索范围内所有卫星轨道，计算卫星轨道星下点轨迹6次过境目标纬度圈时星下点的经度分布，并且选取满足侦察要求的最优轨道；设定初始状态为，MO为入轨模式，MO的取值为1、2、3和4，分别指代逆行下降、逆行上升、顺行下降、顺行上升共4种入轨模式，MO初始值设定为1；j为过境次数，j的初值设定为1，过境总次数为6；BackupOrbitNum为轨道方案个数，BackupOrbitNum的初值设定为0；
步骤2、判断j的值是否满足j<＝6，若是则进入步骤3，否则进入步骤11；
步骤3、判断MO的值是否满足MO<＝4；若是则进入步骤4，否则将MO重新设定为1，j自增1，返回步骤2；
步骤4、对于第MO种入轨模式轨道倾角遍历范围内所有卫星轨道，调用遍历范围内卫星大椭圆轨道星下点过境目标纬度圈地心经度分布计算OnComputeOrbitMinValueEllipse模块计算第j次过境目标纬度圈时星下点经度分布,选取轨道倾角遍历范围内过境时刻星下点经度与目标点经度偏差值最小的轨道；
步骤5、判断步骤4中所选取的偏差值最小的轨道对应的偏差值是否满足预设的指标要求，若是则进入步骤6，否则MO自增1，返回步骤3；
步骤6、判断当前卫星载荷类型是否为CCD光学设备，若是则进入步骤7，否则进入步骤10；
步骤7、判断当前轨道卫星过境目标点时刻是否在CCD光学设备的UTC时间观测窗口内，若是则进入步骤10，否则进入步骤8；
步骤8、计算发射延时，对于当前入轨模式轨道倾角遍历范围内的所有卫星轨道，调用遍历范围内卫星大椭圆轨道星下点过境目标纬度圈地心经度分布计算OnComputeOrbitMinValueEllipse模块计算当前第j次过境目标纬度圈时星下点经度分布,选取遍历范围内过境时刻星下点经度与目标点经度偏差值最小的轨道；
步骤9、判断步骤8中所选取的偏差值最小的轨道是否满足预设的指标要求，若是则进入步骤10，否则返回步骤3；
步骤10、当前第BackupOrbitNum个轨道规划方案满足初步要求，将当前第BackupOrbitNum个轨道规划方案存入在BackupOrbit数组中,并且BackupOrbitNum自增1；
步骤11、大椭圆或者小倾角圆轨道规划完成，将当前对应的共BackupOrbitNum个轨道方案存入预先构建的BackupOrbit数组中。


2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤4和步骤8中，所述遍历范围内卫星大椭圆轨道星下点过境目标纬度圈地心经度分布计算OnComputeOrbitMinValueEllipse模块，具体包括如下步骤：
步骤101、开始在遍历范围内轨道星下点过境目标纬度圈地心经度分布计算；
步骤102、轨道倾角遍历范围的参数初始化：轨道倾角遍历初始值domainDegreeLower,遍历间隔0.01度,遍历次数indexNum,索引index＝1；
步骤103、判断是否满足index<＝indexNum；若是则进入步骤104；否则进入步骤105；
步骤104、对当前轨道倾角为IiAngleDegree＝domainDegreeLower+0.01×(index-1)的卫星发射轨道和卫星运行轨道，调用大椭圆轨道卫星的发射轨道和运行轨道计算OnComputeOrbitValueEllipse模块进行轨道星下点轨迹的计算，返回卫星星下点轨迹多次过境目标纬度圈时的星下点地心经度与目标点地心经度的偏差分布数据,并对索引值index进行累积自增1处理，返回步骤103；
步骤105、对于遍历范围内indexNum条卫星轨道星下点轨迹第j次过境目标纬度圈时的星下点地心经度与目标点地心经度的偏差分布进行统计，选取偏差值最小的轨道方案,并对该最小偏差值minValue进行门限threshold判决；j取值为1～6；
步骤106、若minValue<＝threshold，则进入步骤107；否则返回无效值；
步骤107、minValue对应的轨道方案保存在minTimeOrbit数组中，并返回有效轨道倾角值。


3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述S104中、所述大椭圆轨道卫星的发射轨道和运行轨道计算OnComputeOrbitValueEllipse模块，具体包括如下步骤：
S10421、卫星发射轨道参数初始化计算部分：
1.发射点地心经纬度为发射轨道地心角βL和发射轨道倾角i为模块输入参数；
2.发射时刻卫星在发射轨道上真近点角fLradian和入轨时刻卫星在发射轨道上真近点角fIradian的计算；
3.发射轨道偏心率eL、发射轨道半通径p和发射轨道半长轴aL的计算
4.发射点偏近点角ELangleRadian和发射点平近点角MLangleRadian的计算
5.根据上述参数计算卫星入轨时刻tI，选取卫星入轨点为近地点；
6.进行发射时刻GMST格林尼治平恒星时GL的计算；
7.发射时刻发射点在ECI地心惯性坐标系中赤经为：
αL＝OnLimitPiRadian(GL+λL)，其中角度约束函数OnLimitPiRadian(x)将角度x约束到[-π,π)范围内。
S10422、若为下降入轨模式，包括顺行下降和逆行下降，发射时刻卫星纬度辐角计算如下:



轨道升交点赤经:Ω＝OnLimit2PiRadian(αL-tan-1(tan(uL)×cos(i))+π)；
若为上升入轨模式，包括顺行上升和逆行上升，发射时刻卫星纬度辐角计算如下:



轨道升交点赤经:Ω＝OnLimit2PiRadian(αL-tan-1(tan(uL)×cos(i))+0)；其中角度约束函数OnLimit2PiRadian(x)将角度x约束到[0，2π)范围内。
S10423、卫星运行轨道参数初始化部分:
1.入轨时刻卫星纬度辐角uI＝uL+βL,目标点地心经纬度卫星平均角速度n,地球自转转速ωE；
2.入轨点地心纬度为
S10424、若为下降入轨模式，则分如下4种情况计算卫星入轨后第1次和第2次过境目标纬度圈的卫星纬度辐角值uT1和uT2；目标点地心纬度为入轨点地心维度
第1种情况.目标点在北半球,目标点地心纬度小于等于入轨点地心纬度；
第2种情况.目标点在南半球,目标点地心纬度小于等于入轨点地心纬度；
第3种情况.目标点在北半球,目标点地心纬度大于入轨点地心纬度；
第4种情况.目标点在南半球,目标点地心纬度大于入轨点地心纬度；
若即目标点地心纬度小于等于入轨点地心纬度，则对于入轨后第1次过境，包括第1种情况和第2种情况，如果OnLimit2PiRadian(uT1)<π则属于第1种情况，第一中间变量为Δu＝π-uT1；第一中间变量为utemp＝π+2Δu；否则属于第2种情况：Δu＝uT1-π；utemp＝π-2Δu；则入轨后第2次过境uT2＝uT1+utemp；
若即目标点地心纬度大于入轨点地心纬度，则对于入轨后第1次过境，包括第3种情况和第4种情况：
如果OnLimit2PiRadian(uT1)<π则属于第3种情况：指代量tempR...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴枫，牟莹洁，张爱良，黄晓明，王敏，刘阳，刘鹰，刘秀罗，王佳，
申请(专利权)人：中国人民解放军六三九二一部队，
类型：发明
国别省市：北京;11