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原文传递针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法

专利名称：	针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法
摘要：	本发明公开了一种针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，将目标区域内对角的两个点作为目标点；所述卫星轨道对所述目标区域全覆盖；设定轨道倾角搜索范围；在轨道倾角搜索范围内，间隔固定的轨道倾角的角度差值，遍历轨道倾角的角度值，并计算每个倾角角度值所对应的卫星轨道星下点轨迹多次过境目标纬度圈时星下点轨迹的经度值；计算目标点地心经度和星下点轨迹过境目标点纬度圈时地心经度值之间的差值；选取地心精度差值满足要求的卫星轨道。本发明结合卫星侦察条带宽度指标和卫星轨道高度上下限，通过遍历和迭代方法快速设计出在指定侦察时间内对面目标区域实施全覆盖侦察的圆回归卫星轨道。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	山西;14
申请人：	中国人民解放军63729部队
发明人：	陈建宏;郝云胜;王盛玺;李彬;赵在新;李颢;李世龙;李红林;任朝峰
专利状态：	有效
申请日期：	2019-05-31T00:00:00+0800
发布日期：	2019-09-06T00:00:00+0800
申请号：	CN201910466590.X
公开号：	CN110203422A
代理机构：	北京润文专利代理事务所(普通合伙)
代理人：	王晔
分类号：	B64G1/24(2006.01);B;B64;B64G;B64G1
申请人地址：	030027 山西省太原市200信箱12号
主权项：	1.一种针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，其特征在于：将目标区域对角的两个点作为目标点；所述卫星轨道对所述目标区域全覆盖；设定轨道倾角搜索范围；在所述轨道倾角搜索范围内，间隔固定的轨道倾角的角度差值，遍历轨道倾角的角度值，并计算每个倾角角度值所对应的卫星轨道星下点轨迹多次过境目标纬度圈时星下点轨迹的经度值；计算所述目标点地心经度值和星下点轨迹过境目标点纬度圈时地心经度值之间的差值；选取所述地心经度值之间的差值在设定范围内的卫星轨道。 2.如权利要求1所述的针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，其特征在于：如果卫星载荷类型为CCD光学设备，则以卫星发射部署完成时刻为起点，计算目标区域24小时内太阳高度角满足门限要求的UTC时间观测窗口；如果判断当前轨道卫星过境目标点时刻不在观测窗口内，对于当前入轨模式轨道倾角，间隔固定的轨道倾角的角度差值，遍历轨道倾角的角度值，并计算每个倾角角度值所对应的卫星轨道星下点轨迹多次过境目标纬度圈时星下点轨迹的经度值；计算所述目标点地心经度值和星下点轨迹过境目标点纬度圈时地心经度值之间的差值；选取所述地心经度值之间的差值在设定范围内的卫星轨道。 3.如权利要求2所述的针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，其特征在于具体包括：步骤101、模块初始化：步骤102、判断卫星轨道星下点轨迹过境目标纬度圈的次数，如果次数在最大次数范围内，则进入步骤103；如果次数超过最大次数，则进入步骤111；步骤103、判断所计算过的卫星入轨模式，如果未计算过所有的入轨模式，则进入步骤104；如果已经计算过所有的卫星入轨模式，则卫星轨道星下点轨迹过境目标纬度圈的次数加一次，并重新计算卫星入轨模式，之后返回步骤102；步骤104、对于当下入轨模式中的轨道倾角遍历范围内所有卫星轨道，计算此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105、判断步骤104中的偏差值是否满足指标要求，如果偏差值满足要求，则进入步骤106；如果偏差值不满足要求，则继续计算下一种卫星入轨模式，之后返回步骤103；步骤106、判断当前卫星载荷类型是否为CCD光学设备，如果是，则进入步骤107；如果否，则进入步骤110；步骤107、判断当前轨道卫星过境目标点时刻是否在观测窗口内，如果判断结果为否，则进入步骤108；如果判断结果为是，则进入步骤110；步骤108、对于当前入轨模式中的轨道倾角遍历范围内的所有卫星轨道，计算此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109、判断步骤108中的偏差值是否满足指标要求，如果偏差值满足要求，则进入步骤110；如果偏差值不满足要求，则继续计算下一种卫星入轨模式，之后返回步骤103；步骤110、当前轨道设计方案满足要求，轨道参数存放在数组中，统计轨道涉及方案满足要求的个数，之后返回步骤103；步骤111、圆回归轨道设计模块计算完成。 4.如权利要求1所述的针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，其特征在于：所述卫星轨道选取后，对轨道参数进行再判断，其具体过程是：步骤201、根据轨道倾角遍历范围和初始轨道半长轴a0，进行初始轨道设计，获取轨道倾角值IiAngleDegreeTemp，保留当前轨道半长轴值aM＝a0，索引index＝0；步骤202、判断轨道倾角值IiAngleDegreeTemp是否有效，如果轨道倾角值IiAngleDegreeTemp有效，则进入步骤203；如果轨道倾角值IiAngleDegreeTemp无效，则判断为无效值；步骤203、判断索引数值大小，如果索引小于设定值，则进入步骤204，如果索引大于或者等于设定值，则判断为无效值；步骤204、迭代计算中前次计算的轨道半长轴为aM_OLD＝aM，迭代计算中前次计算的轨道倾角为IiAngleDegreeTemp_OLD＝IiAngleDegreeTemp；对于当前轨道倾角IiAngleDegreeTemp，在轨道半长轴有效范围[aL,aU]内迭代计算轨道半长轴aM；步骤205、判断轨道半长轴aM是否有效，如果有效，则进入步骤206，如果无效，则判断为无效值；步骤206、根据轨道倾角遍历范围和第j次过境目标纬度圈和轨道半长轴aM，进行轨道设计，获取轨道倾角IiAngleDegreeTemp；步骤207、判断IiAngleDegreeTemp是否有效，如果无效，则判断为无效值，如果有效，则进入步骤208；步骤208、计算轨道半长轴偏离量AaDelta＝fabs(aM-aM_OLD)；计算轨道倾角偏离量IiDelta＝fabs(IiAngleDegreeTemp-IiAngleDegreeTemp_OLD)；索引累积：index+1；步骤209、判断轨道半长轴偏离量和轨道倾角偏离量数值，如果有AaDelta＜0.01且IiDelta＜0.01，则判断轨道参数为有效轨道参数，进入步骤210，如果不满足AaDelta＜0.01且IiDelta＜0.01，则返回步骤203；步骤210，有效轨道参数值保存在minTimeOrit数组中。 5.如权利要求1所述的针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，其特征在于，在轨道倾角搜索范围内，间隔固定的轨道倾角的角度差值，遍历轨道倾角的角度值的方法为：步骤301、轨道倾角遍历范围的参数初始化，轨道倾角遍历初始值为domainDegreeLower，遍历间隔0.01度，遍历次数indexNum，索引index＝1；步骤302、判断索引是否到达设定值，如果index≤indexNum，则进入步骤303；如果index＞indexNum，则进入步骤304；步骤303、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，计算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+1，之后重复步骤302；步骤304、对于遍历范围内indexNum条卫星轨道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进行统计，选取偏差值最小的轨道；步骤305、对该最小偏差值minValue进行门限threshold判决，当minValue≤threshold，则进入步骤306，当minValue＞threshold，则判断该最小偏差值minValue为无效值；步骤306、最小偏差值minValue对应的有效轨道参数保存在minTimeOrbit数组中，并得到有效轨道倾角值。 6.如权利要求1、2、3、5任一项所述的针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，其特征在于，卫星入轨后6次过境目标纬度圈；计算卫星过境时刻星下点经度与目标点经度偏差值的方法是：步骤4092、计算卫星入轨后6次过境目标纬度圈时刻依次为： t1＝tI+(uT1-uI)/n；t2＝tI+(uT2-uI)/n；t3＝t1+tΩ； t4＝t2+tΩ；t5＝t1+2tΩ；t6＝t2+2tΩ；其中，n为卫星平均角速度，tΩ为轨道周期；uT1和uT2分别为卫星入轨后第1次和第2次过境目标纬度圈的卫星纬度辐角值；步骤4093、计算入轨后星下点第一次和第二次过境目标纬度圈时地心经度LonT1和LonT2；步骤4094、计算入轨后第三次、第四次、第五次、第六次过境目标纬度圈时刻的地心经度：步骤4095、计算卫星星下点轨迹6次过境目标纬度圈时刻地心经度与目标点地心经度的偏差。 7.如权利要求6所述的针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，其特征在于，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uT1和uT2的计算方法为：步骤406、判断判断卫星的入轨模式，如果下降入轨模式，则进入步骤407；如果是上升入轨模式，则进入步骤408；步骤407、分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，4种情况依次为步骤4071～步骤4074所示；步骤4071，当目标点在北半球且目标点纬度小于入轨点纬度时，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π且时，有：入轨后第1次过境：入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；步骤4071中有：Δu＝π-uT1；utemp＝π+2Δu；步骤4072、当目标点在南半球且目标点纬度小于入轨点纬度，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π且时，有：入轨后第1次过境：入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；步骤4072中有：Δu＝uT1-π；utemp＝π-2Δu；步骤4073、当目标点在北半球且目标点纬度大于入轨点纬度，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π且时，有：入轨后第1次过境：入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；步骤4073中有Δu＝tempRadian；utemp＝π-2Δu；步骤4074、当目标点在南半球且目标点纬度大于入轨点纬度，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π且时，有：入轨后第1次过境：入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；步骤4074中有Δu＝fabs(tempRadian-2π)；utemp＝π+2Δu；步骤408、分以下6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；6种情况依次为步骤4081～步骤4086所示：步骤4081、当目标点在北半球、目标点纬度大于入轨点纬度且入轨点在下降段，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π、且uI＞π2时，有：入轨后第1次过境：入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；步骤4081中有Δu＝tempRadian，utemp＝π-2Δu；步骤4082、目标点在南半球、目标点纬度大于入轨点纬度且入轨点在下降段，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π、且uI＞π2时，有：入轨后第1次过境：入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；步骤4082中有Δu＝fabs(tempRadian-2π)，utemp＝π+2Δu；步骤4083、目标点在北半球、目标点纬度大于入轨点纬度且入轨点在上升段，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π、且uI≤π2时，有：入轨后第1次过境：入轨后第二次过境：uT2＝uT1+utemp；步骤4083中有Δu＝uT1；utemp＝π-2Δu；步骤4084、当目标点在南半球、目标点纬度大于入轨点纬度且入轨点在上升段不存在，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π、且uI≤π2，此种情况不存在，直接进入步骤409；步骤4085、当目标点在北半球且目标点纬度小于入轨点纬度，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＜π且时，有：入轨后第1次过境：入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；步骤4085中有utemp＝π+2Δu；步骤4086、当目标点在南半球且目标点纬度小于入轨点纬度时，也即OnLimit2PiRadian(uT1)＞π且时，有：入轨后第1次过境：入轨后第2次过境：uT2＝uT1+utemp；步骤4086中有utemp＝π+2Δu。 8.如权利要求6所述的针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，其特征在于卫星入轨后星下点第一次和第二次过境目标纬度圈时地心经度LonT1和LonT2的计算过程包括如下步骤：步骤501、根据卫星半长轴aI和当前时刻纬度辐角uT，计算卫星在地心轨道坐标系下的位置矢量r＝[aIcos(uT) aIsin(uT) 0]′；步骤502、根据相对入轨时刻时间差Δt和升交点赤经导数计算当前时刻卫星运行轨道的升交点赤经其中ΩI为卫星入轨时刻的升交点赤经；步骤503、根据相对入轨时刻时间差Δt和近地点辐角导数计算当前时刻卫星运行轨道的近地点辐角其中ωI为卫星入轨时刻的近地点辐角；步骤504、构建地心轨道坐标系到地心惯性坐标系的转换矩阵，其中i为轨道倾角，步骤505、对地心轨道坐标系下的位置矢量进行坐标转转获取地心惯性ECI坐标系下的位置矢量Peci：peci＝Tm×r；步骤506、查询地球运动参数EOP文件，将ECI位置矢量Peci转换为ECEF位置矢量Pecef；步骤507、根据ECEF位置矢量Pecef计算当前时刻圆形轨道卫星的星下点轨迹地心经度Lon。 9.如权利要求8所述的针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法，其特征在于，将ECI位置矢量转换为ECEF位置矢量的方法包括以下步骤：步骤601、从地球运动参数EOP文件中读取当前时刻t的六个关键地球运动参数：(TAI-UTC)差值时间dat，单位为秒，其中UTC为当前时刻t的世界协调时，原子时TAI＝UTC+dat；极移X分量，单位为弧度；极移Y分量，单位为弧度；(UTC1-UTC)差值时间dut，单位为秒，其中UTC1为消除了极移影响后得到的世界时；赤经章动ΔΨ修正量δΔΨ，单位为弧度；交角章动Δε修正量δΔε，单位为弧度；步骤602、计算当前时刻t的岁差转换矩阵P(t)：在转换矩阵P(t)中有 ζ＝(2306.2181T+0.30188T2+0.017998T3)/3600.0 θ＝(2004.3109T-0.42665T2-0.041833T3)/3600.0 z＝(2306.2181T+1.09468T2+0.018203T3)/3600.0 时间自变量T为地球时TT从J2000时刻起算的儒略世纪数； T＝(JDTT-2451545.0)/36525.0 地球时TT＝TAI+32.184，其对应的儒略日时间为JDTT；步骤603、计算当前时刻t的章动转换矩阵N(t): 在章动转换矩阵N(t)中有：章动角分量φi和系数Ai,Bi,Ci,Di根据IAU1980章动数据表进行计算；T时刻平黄赤交角为： T时刻真黄赤交角步骤604、计算当前时刻t的地球自转转换矩阵R(t)：地球自转转换矩阵R(t)中格林尼治真恒星时θGMST＝GMST(JDUT1)为当前世界时UTC1时刻儒略日时间的格林尼治平恒星时；步骤605、计算当前时刻t的极移转换矩阵W(t): 极移分量xp和yp从地球运动参数EOP数据中获取；步骤606、t时刻ECI坐标下的坐标向量rECI转化为ECEF坐标下的坐标向量rECEF：rECEF＝[W(t)′][R(t)′][N(t)′][P(t)′]rECI。
所属类别：	发明专利