[发明专利]近地倾斜轨道发射窗口快速设计方法

权利要求书

1.一种近地倾斜轨道发射窗口快速设计方法，其特征在于，其包括下列步骤：

步骤一，设置计算条件，包括计算时间段、组网条件约束、光照角及其变化方向条件约束、卫星入轨弹道；

步骤二，一次性计算在指定时间段内所有满足组网条件约束的所有窗口的前后沿区间，以儒略日形式给出，供后续环节调用；

组网条件约束以两星升交点赤经差别的区间作为设计约束，一次性给出指定时间段内所有满足约束区间上下限对应的发射窗口前后沿集合；

对于降轨发射，两星的升交点赤经Ω₂(t)按(1)式计算：

式中，t为入轨时间；

S_G(t)为发射日格林尼治恒星时角；λ为入轨点经度；为入轨点地心纬度；i为轨道倾角；

对入轨时间t进行搜索，当满足Ω₂(t)-Ω₁(t)＝ΔΩ时停止搜索，发射时间t_L表示为式(2)：

t_L＝t₀–t_主动段 (2)；

以轨道面光照角β角为输入的发射窗口估算方法，步骤如下：

步骤S1、以指定日期的某一时刻作为太阳矢量S的迭代初始值；

步骤S2、由式(3)求得升交点赤经Ω：

其中，h为轨道角动量，β为轨道面β角，N为轨道升节线，S为太阳矢量；

步骤S3、由如下关系可求得本次迭代的入轨时间：

由下式(4)求得入轨时间t₀：

其中，ω_e为地球自转角速度，Ω为升交点赤经，λ、分别为入轨点经纬度，S_G为发射日0时的格林威治平恒星时，由式(5)表示：

S_G＝18^h.697374558+879000^h.051336907T+0^s.093104T² (5)

式中，T为儒略世纪；

步骤S4、以求得的t₀作为太阳矢量S的下一步迭代输入；反复进行(1)～(4)，直至收敛；

步骤S5、扣除发射用时得到发射时间t_L：

t_L＝t₀–t_主动段 (6)；

步骤三，一次性计算在指定时间段内所有满足光照条件约束的所有窗口的前后沿区间，以儒略日形式给出，供后续环节调用；

步骤四，按日期归并前后沿区间，输出近地倾斜轨道发射窗口设计方案。

2.如权利要求1所述的近地倾斜轨道发射窗口快速设计方法，其特征在于，所述步骤二和步骤三中的组网条件约束和光照条件约束均统一至TrueOfDate坐标系进行记录。

3.如权利要求1所述的近地倾斜轨道发射窗口快速设计方法，其特征在于，所述步骤二中的组网条件约束以两星升交点赤经差别的区间作为设计约束，一次性给出指定时间段内所有满足约束区间上下限对应的发射窗口前后沿集合。

4.如权利要求1所述的近地倾斜轨道发射窗口快速设计方法，其特征在于，所述步骤二中的组网条件约束的约束过程具有高精度轨道递推能力，在低轨星座任务中，采用任一历元下的已在轨卫星参数均可作为输入直接参与后续星的窗口设计。

5.如权利要求1所述的近地倾斜轨道发射窗口快速设计方法，其特征在于，所述步骤三中的光照条件约束直接使用轨道面光照角作为输入。

6.如权利要求4所述的近地倾斜轨道发射窗口快速设计方法，其特征在于，所述组网条件约束的设计约束为β角的演化方向。

7.如权利要求1所述的近地倾斜轨道发射窗口快速设计方法，其特征在于，所述光照条件约束仅通过约束区间上下限计算窗口前后沿，并通过算法判断属于前沿或是后延，按逻辑进行归类。