一种面向多目标快速响应任务的轨道设计方法技术

一种面向多目标快速响应任务的轨道设计方法，本发明专利技术涉及面向多目标快速响应任务的轨道设计方法。本发明专利技术的目的是为了解决现有在针对指定地面目标访问的轨道设计任务中，只有针对两个地面目标、三个地面目标的轨道设计方法的问题。过程为：一、给定任务初始时刻、用户指定地面目标点的经、纬度；二、假设在任务初始时刻，设计轨道的星下点轨迹经过目标点1；三、得到初始时刻的参数纬度幅角、升交点赤经；四、得到近地点角距、离心率和瞬时半长轴；五、对于五个地面目标，确定轨道参数，完成5个地面目标单次访问轨道设计；六、对于四个地面目标，确定轨道参数，完成4个地面目标重复访问轨道设计。本发明专利技术用于航天器轨道设计领域。发明专利技术用于航天器轨道设计领域。发明专利技术用于航天器轨道设计领域。

【技术实现步骤摘要】
一种面向多目标快速响应任务的轨道设计方法


[0001]本专利技术属于航天器轨道设计领域，具体涉及面向多目标快速响应任务的轨道设计方法。

技术介绍

[0002]快速响应空间技术旨在对用户指定的目标点进行快速、及时的成像观测，以提高空间情报能力。比如，当某地发生自然灾害时，要求响应卫星能够在较短的时间内，快速到达受灾点上方，为救灾工作提供地面图像信息支撑。
[0003]传统的卫星轨道设计任务往往追求对整个地面空间的覆盖，以地面覆盖率、空间分辨率等作为优化指标，进行轨道优化设计。此外，为实现重访或相同的光照条件等特性，常采用回归轨道、太阳同步轨道等。与传统轨道设计任务相比，面向快速响应任务的轨道设计具有应急性、短暂性、和局部性等特点，通常只要求在一段时间内对用户指定的地面目标点进行详细侦察，然而，受详查卫星自身狭窄视场角的限制，要求设计轨道的星下点轨迹能够精确经过目标点。
[0004]目前，在针对指定地面目标访问的轨道设计任务中，只有针对两个地面目标、三个地面目标的轨道设计方法。然而，考虑到响应卫星的发射成本较高，若在单次发射任务中能够同时访问更多的目标，能够大大提升工作效率，降低任务成本。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的是为了解决现有在针对指定地面目标访问的轨道设计任务中，只有针对两个地面目标、三个地面目标的轨道设计方法的问题，而提出一种面向多目标快速响应任务的轨道设计方法。
[0006]一种面向多目标快速响应任务的轨道设计方法具体过程为：
[0007]步骤一、给定任务初始时刻t0、用户指定地面目标点的经、纬度为地心经、纬度k＝1,2,3,4,5；
[0008]通过初始时刻的儒略日计算得到格林尼治平恒星时角α0；
[0009]步骤二、假设在任务初始时刻t0，设计轨道的星下点轨迹正好经过目标点1，任意给定一个大于所有目标点纬度的倾角i；
[0010]步骤三、通过目标点1的访问约束，计算得到设计轨道在初始时刻的参数纬度幅角u0、升交点赤经Ω；
[0011]步骤四、通过对第2个目标点第3个目标点第4个目标点的访问约束，计算得到设计轨道的近地点角距ω、离心率e、和瞬时半长轴a；
[0012]步骤五、对于五个地面目标，通过数值方法求解倾角，基于求解的倾角通过步骤三、步骤四重新确定五个轨道参数，完成5个地面目标单次访问轨道设计；
[0013]所述五个轨道参数为分别为瞬时半长轴a、离心率e、升交点赤经Ω、近地点角距ω、和参数纬度幅角u0；
[0014]步骤六、对于四个地面目标，通过数值方法求解倾角，基于求解的倾角通过步骤三、步骤四重新确定五个轨道参数，完成4个地面目标重复访问轨道设计；
[0015]所述五个轨道参数为分别为瞬时半长轴a、离心率e、升交点赤经Ω、近地点角距ω、和参数纬度幅角u0。
[0016]本专利技术的有益效果：
[0017]本专利技术提出了一种面向多目标快速响应任务的轨道设计方法。通过该方法设计轨道的星下点轨迹能够精确通过用户给定的地面目标，实现对五个地面目标点的单次访问，或对四个地面目标点的多次重复访问。本方法中仅考虑J2摄动的影响。
[0018]在本专利技术中，可选择4
‑
5个地面目标，超过了之前研究中的2
‑
3个目标。采用本专利技术方法进行轨道设计，只需要给定任务初始时刻和地面目标点，便可得到星下点轨迹精确经过指定目标的轨道参数。当目标点个数为5时，设计轨道能够经过所有目标点一次；当目标点个数为4时，设计轨道能够多次重复经过所有目标点。
[0019]本专利技术根据轨道设计参数与目标访问约束之间的关系分析可知，设计轨道的星下点轨迹最多能单次经过五个地面目标。此外，若只选择四个地面目标，设计轨道的星下点轨迹还能保持回归特性，实现对目标点的多次重复访问。
附图说明
[0020]图1为本专利技术方法流程图；
[0021]图2a为地面单次访问5个目标的轨道星下点轨迹图；
[0022]图2b为地面重复访问4个目标的轨道星下点轨迹图。
具体实施方式
[0023]具体实施方式一：本实施方式一种面向多目标快速响应任务的轨道设计方法具体过程为：
[0024]步骤一、给定任务初始时刻t0、用户指定地面目标点的经、纬度为地心经、纬度k＝1,2,3,4,5；
[0025]通过初始时刻的儒略日计算得到对应的格林尼治平恒星时角α0；
[0026]步骤二、假设在任务初始时刻t0，设计轨道的星下点轨迹正好经过目标点1，任意给定一个大于所有目标点纬度的倾角i；本文需要求解的未知量为t0时刻的轨道六根数，分别为瞬时半长轴a、离心率e、倾角i、升交点赤经Ω、近地点角距ω、和参数纬度幅角u0；注意除了u0外，其它待求解量均无下标。给定一个大于所有目标点纬度的倾角i；
[0027]步骤三、通过目标点1的访问约束，计算得到设计轨道在初始时刻的参数纬度幅角u0、升交点赤经Ω；
[0028]步骤四、通过对第2个目标点第3个目标点第4个目标点的访问约束，计算得到设计轨道的近地点角距ω、离心率e、和瞬时半长轴a；
[0029]步骤五、对于五个地面目标，通过数值方法求解合适的倾角，基于求解的倾角通过步骤三、步骤四重新确定五个轨道参数，完成5个地面目标单次访问轨道设计；
[0030]所述五个轨道参数为分别为瞬时半长轴a、离心率e、升交点赤经Ω、近地点角距ω、和参数纬度幅角u0；
[0031]步骤六、对于四个地面目标，通过数值方法求解合适的倾角，基于求解的倾角通过步骤三、步骤四重新确定五个轨道参数，完成4个地面目标重复访问轨道设计；
[0032]所述五个轨道参数为分别为瞬时半长轴a、离心率e、升交点赤经Ω、近地点角距ω、和参数纬度幅角u0。
[0033]具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是，所述步骤三中通过目标点1的访问约束(公式1、公式2)，计算得到设计轨道在初始时刻的参数纬度幅角u0、升交点赤经Ω；具体过程为：
[0034]对于一个给定的轨道倾角i，当设计轨道的星下点轨迹经过第1个目标点时，设计轨道的参数纬度幅角u1需满足
[0035][0036]初始时刻的参数纬度幅角u0＝u1，且有u0＝ω+f0，f0为初始时刻的真近点角，ω为近地点角距；
[0037]设计轨道的升交点赤经为
[0038]Ω＝α0+λ1‑
tan
‑1(cositanu1)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)
[0039]式(1)(2)中sin
‑1(
·
)和tan
‑1(
·
)各自的两个值分别对应升轨段访问和降轨段访问。
[0040]其它步骤及参数与具体实施方式一相同。
[0041]具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一或二不同的是，所述步骤四中通过对第2个目标点第3个目标点本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种面向多目标快速响应任务的轨道设计方法，其特征在于：所述方法具体过程为：步骤一、给定任务初始时刻t0、用户指定地面目标点的经、纬度为地心经、纬度通过初始时刻的儒略日计算得到格林尼治平恒星时角α0；步骤二、假设在任务初始时刻t0，设计轨道的星下点轨迹正好经过目标点1，任意给定一个大于所有目标点纬度的倾角i；步骤三、通过目标点1的访问约束，计算得到设计轨道在初始时刻的参数纬度幅角u0、升交点赤经Ω；步骤四、通过对第2个目标点第3个目标点第4个目标点的访问约束，计算得到设计轨道的近地点角距ω、离心率e、和瞬时半长轴a；步骤五、对于五个地面目标，通过数值方法求解倾角，基于求解的倾角通过步骤三、步骤四重新确定五个轨道参数，完成5个地面目标单次访问轨道设计；所述五个轨道参数为分别为瞬时半长轴a、离心率e、升交点赤经Ω、近地点角距ω、和参数纬度幅角u0；步骤六、对于四个地面目标，通过数值方法求解倾角，基于求解的倾角通过步骤三、步骤四重新确定五个轨道参数，完成4个地面目标重复访问轨道设计；所述五个轨道参数为分别为瞬时半长轴a、离心率e、升交点赤经Ω、近地点角距ω、和参数纬度幅角u0。2.根据权利要求1所述一种面向多目标快速响应任务的轨道设计方法，其特征在于：所述步骤三中通过目标点1的访问约束，计算得到设计轨道在初始时刻的参数纬度幅角u0、升交点赤经Ω；具体过程为：对于一个给定的轨道倾角i，当设计轨道的星下点轨迹经过第1个目标点时，设计轨道的参数纬度幅角u1需满足初始时刻的参数纬度幅角u0＝u1，且有u0＝ω+f0，f0为初始时刻的真近点角，ω为近地点角距；设计轨道的升交点赤经为Ω＝α0+λ1‑
tan
‑1(cositanu1)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)式(1)(2)中sin
‑1(
·
)和tan
‑1(
·
)各自的两个值分别对应升轨段访问和降轨段访问。3.根据权利要求1或2所述一种面向多目标快速响应任务的轨道设计方法，其特征在于：所述步骤四中通过对第2个目标点第3个目标点第4个目标点的访问约束，计算得到设计轨道的近地点角距ω、离心率e、和瞬时半长轴a；具体过程为：对第2、3、4个目标点的访问约束为
式中，ω
E
＝7.292116
×
10
‑5rad/s为地球自转角速度，J2为二阶带谐项摄动系数，J2＝1.082627
×
10
‑3，R
E
为地球半径，R
E
＝6378.137km，μ为地球的引力常数，μ＝398600.4415km3/s2，为平半长轴，和分别为J2摄动下升交点赤经、近地点角距和平近点角的变化率，M0为初始时刻的平近点角，M
k
为访问第k个目标点的平近点角，k＝2,3,4；u
k
为访问第k个目标点的参数纬度幅角，k＝2,3,4；N
k
为访问第k个目标点对应的圈数，k＝2,3,4；分别联立公式(3)(4)和(4)(5)，消去设计轨道的平半长轴可得到F1和F2两个非线性方程，其中只含有离心率e和近地点角距ω，方程，其中只含有离心率e和近地点角距ω，式中，F1、F2为中间变量；通过求解非线性方程(6)和(7)的零根，可得到近地点角距ω和离心率e；将求解得到的ω和e带入约束方程(3)，即可得到只含有平半长轴的非线性方程，从而通过数值方法求解只含有平半长轴的非线性方程的零根得到平半长轴再通过平半长轴和瞬时半长轴a之间的转换，得到初始时刻的瞬时半长轴a。4.根据权利要求3所述一种面向多目标快速响应任务的轨道设计方法，其特征在于：所述J2摄动下升交点赤经、近地点角距和平近点角的变化率和分别为5.根据权利要求4所述一种面向多目标快速响应任...

【专利技术属性】
技术研发人员：张刚，张海洋，李化义，陈健，邱实，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：