【技术实现步骤摘要】
本申请涉及航天飞行器，尤其涉及一种卫星星座组网发射方法、装置、介质及设备。
技术介绍
1、传统的卫星星座组网发射方式是利用火箭一次将多颗卫星送入同一轨道并同时释放卫星，之后靠卫星自身动力调整到轨道平面的正确位置。但是由于卫星自身的速度增量所限，调相过程往往花费较长的时间，若借助火箭末级进行轨道相位调整，需要涉及到长时间的滑行和多次开关机操作，对于低温推挤剂的火箭末级而言会存在各种困难，发射效率同时也会受到影响；对于常温推进剂而言，会对火箭末级电池等硬件设备提出更高的要求，对火箭运载能力也有一定削弱。
2、随着高效灵活的小型固体运载火箭的盛行，发射点理论上可以在一定范围内变动，因而若能够找到不依靠卫星自身动力进行轨道相位调整的发射时间和发射点，为运载火箭入轨分离后卫星即进入正确位置提供了可能。
3、基于此，目前需要一种卫星星座组网发射方法，满足未来卫星星座快速补网的潜在需求，提高卫星星座组网的效率。
技术实现思路
1、针对现有技术存在的问题，本专利技术实施例提供了一种卫星星座组网发射方法、装置、介质及设备，以解决或者部分解决现有技术中进行卫星星座组网或卫星补网发射时，组网或补网发射效率得不到确保的技术问题。
2、本专利技术的第一方面，提供一种卫星星座组网发射方法，所述方法包括：
3、获取目标卫星的指定历元及指定历元下的瞬时轨道根数，将所述瞬时轨道根数转换为地固坐标系内的平均轨道根数，并获取所述目标卫星在所述地固坐标系下的平均纬度幅角；所
4、基于所述平均轨道根数确定指定发射点发射入轨的升交点地理经度、入轨点纬度幅角及发射至入轨的时长；
5、根据所述平均轨道根数、所述指定发射点发射入轨的升交点地理经度、所述发射至入轨的时长、目标卫星轨道平面的进动角速率及地球自转角速率确定指定发射点下发射满足目标卫星轨道平面的第一发射儒略日；
6、确定所述目标卫星在所述第一发射儒略日时的第一纬度幅角，根据所述第一纬度幅角及所述入轨点纬度幅角确定目标入轨位置差；
7、根据所述目标入轨位置差对所述第一发射儒略日进行修正，获得目标发射儒略日；
8、根据所述目标入轨位置差、指定发射点的经度、所述地球自转角速率、所述目标卫星轨道平面的进动角速率及所述目标卫星的轨道运动角速率确定目标发射点。
9、上述方案中，所述根据平均轨道根数、所述指定发射点发射入轨的升交点地理经度、所述发射至入轨的时长、目标卫星轨道平面的进动角速率及地球自转角速率确定指定发射点下发射满足目标卫星轨道平面的第一发射儒略日，包括：
10、从所述平均轨道根数中提取指定历元下的升交点地理经度，根据公式δω＝ωm-ωm0确定地理经度差值δω；
11、根据公式δt0＝2kπ/(ωe-wω)确定从所述指定历元开始目标卫星轨道面相对地球进动k圈后的时长δt0；
12、根据公式jd1＝jd0+(δω/(ωe-wω)-tinj+δt0)确定指定发射点下发射满足目标卫星轨道平面的第一发射儒略日jd1；其中，
13、所述ωm为指定历元下的升交点地理经度，所述ωm0为所述指定发射点发射入轨的升交点地理经度，所述k为从所述指定历元开始目标卫星轨道面相对地球进动的圈次，所述jd0为目标卫星轨道历元对应的第二发射儒略日，所述ωe为所述地球自转角速率，所述wω为目标卫星轨道平面进动角速率，所述tinj为所述发射至入轨的时长。
14、上述方案中，所述确定所述目标卫星在所述第一发射儒略日时的第一纬度幅角，包括：
15、根据公式us＝um+δω×worbit/(ωe-wω)+δt0×worbit确定所述第一纬度幅角us；其中，
16、所述um为所述目标卫星在所述地固坐标系下的平均纬度幅角，所述δω为地理经度差值，所述worbit目标卫星轨道面的运动角速率，所述ωe为所述地球自转角速率，所述wω为目标卫星轨道平面进动角速率，所述δt0为从所述指定历元开始目标卫星轨道面相对地球进动k圈后的时长。
17、上述方案中，所述确定所述目标卫星在所述第一发射儒略日时的第一纬度幅角之前，所述方法还包括：
18、根据公式worbit＝wm+wω确定目标卫星轨道面的运动角速率worbit，其中，
19、所述wm为目标卫星轨道平近点角变化率，所述wω为目标卫星近地点幅角进动角速率。
20、上述方案中，所述根据所述第一纬度幅角及所述入轨点纬度幅角确定目标入轨位置差，包括：
21、利用公式δu＝u0-us确定初始入轨位置差δu；
22、利用公式对所述初始入轨位置差进行修正，得到所述目标入轨位置差δu′；其中，
23、所述u0为入轨点纬度幅角；所述us为第一纬度幅角。
24、上述方案中，所述根据所述入轨位置差对所述第一发射儒略日进行修正，获得目标发射儒略日，包括：
25、根据公式确定所述目标发射儒略日jd；其中，
26、所述jd1为指定发射点下发射满足目标卫星轨道平面的第一发射儒略日，所述δu′为所述目标入轨位置差，所述worbit为目标卫星轨道面的运动角速率，所述t为一天包含的秒数。
27、上述方案中，所述根据所述目标入轨位置差、指定发射点的经度、所述地球自转角速率、所述目标卫星轨道平面的进动角速率及所述目标卫星的轨道运动角速率确定目标发射点，包括：
28、根据公式l＝l0-δu′×(ωe-wω)/worbit确定所述目标发射点的经度l；
29、根据指定发射点的纬度确定所述目标发射点的纬度；所述目标发射点的纬度与所述指定发射点的纬度一致；
30、根据所述目标发射点的经度和所述目标发射点的纬度确定所述目标发射点；其中，
31、所述l0为所述指定发射点的经度，所述δu′为所述目标入轨位置差，所述ωe为所述地球自转角速率，所述wω为目标卫星轨道平面进动角速率，所述worbit为目标卫星轨道面的运动角速率。
32、本专利技术的第二方面，提供一种卫星星座组网发射装置，所述装置包括：
33、获取单元，用于获取目标卫星的指定历元及指定历元下的瞬时轨道根数，将所述瞬时轨道根数转换为地固坐标系内的平均轨道根数，并获取所述目标卫星在所述地固坐标系下的平均纬度幅角；所述目标卫星为待组网卫星；
34、第一确定单元，用于基于平均轨道根数确定指定发射点发射入轨的升交点地理经度、入轨点纬度幅角及发射至入轨的时长；根据所述平均轨道根数、指定发射点发射入轨的升交点地理经度、所述发射至入轨的时长、目标卫星轨道平面的进动角速率及地球自转角速率确定指定发射点下发射满足目标卫星轨道平面的第一发射儒略日；确定所述目标卫星在所述第一发射儒略日时的第一纬度幅角，根据所述第一纬度幅角及所述入轨点纬度幅角确定目标入轨位置差；
35、修正单元，用于根据所本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种卫星星座组网发射方法，其特征在于，所述方法包括：
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述平均轨道根数、所述指定发射点发射入轨的升交点地理经度、所述发射至入轨的时长、目标卫星轨道平面的进动角速率及地球自转角速率确定指定发射点下发射满足目标卫星轨道平面的第一发射儒略日，包括：
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定所述目标卫星在所述第一发射儒略日时的第一纬度幅角，包括：
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述确定所述目标卫星在所述第一发射儒略日时的第一纬度幅角之前，所述方法还包括：
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述第一纬度幅角及所述入轨点纬度幅角确定目标入轨位置差，包括：
6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述目标入轨位置差对所述第一发射儒略日进行修正，获得目标发射儒略日，包括：
7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述目标入轨位置差、指定发射点的经度、所述地球自转角速率、所述目标卫星轨道平面的进动角速率及所述目标卫星的轨道运动角
8.一种卫星星座组网发射装置，其特征在于，所述装置包括：
9.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行时实现权利要求1-7任一项所述方法的步骤。
10.一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现权利要求1-7任一项所述方法的步骤。
...【技术特征摘要】
1.一种卫星星座组网发射方法，其特征在于，所述方法包括：
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述平均轨道根数、所述指定发射点发射入轨的升交点地理经度、所述发射至入轨的时长、目标卫星轨道平面的进动角速率及地球自转角速率确定指定发射点下发射满足目标卫星轨道平面的第一发射儒略日，包括：
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定所述目标卫星在所述第一发射儒略日时的第一纬度幅角，包括：
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述确定所述目标卫星在所述第一发射儒略日时的第一纬度幅角之前，所述方法还包括：
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述第一纬度幅角及所述入轨点纬度幅角确定目标入轨位置差，包括：
6.如权...
【专利技术属性】
技术研发人员：汪潋，李晓苏，邹延兵，俞菲斐，范威，武晓丽，
申请(专利权)人：航天科工火箭技术有限公司，
类型：发明
国别省市：
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