[发明专利]对GEO空间目标持续可见光探测的绕飞轨道设计方法

权利要求书

1.一种对GEO空间目标持续可见光探测的绕飞轨道设计方法，其特征在于，探测航天器、目标航天器与太阳近似共线，且探测航天器处在中间的位置，探测航天器对目标航天器的观测角始终小于60°，探测航天器可对目标航天器持续进行可见光探测，包括：

步骤一：以理想GEO空间目标M为目标航天器，以M星下点的当地时12时为初始时刻，0°相位为绕飞的最佳初始相位，基于太阳相对M的方位矢量以及探测航天器相对M的运动方程，确定初始相位窗口，所述初始相位窗口为满足可持续进行可见光探测的绕飞轨道的初始相位取值范围；确定初始相位窗口具体包括：据探测航天器相对M的运动方程，可得探测航天器在中的方位矢量，结合太阳相对M在中的方位矢量，数值求解两个矢量夹角在一个绕飞周期上的变化情况；其中，探测航天器对M的观测角始终小于60°即满足可持续进行可见光探测，据此约束，可确定满足要求的绕飞初始相位窗口；

所述运动方程为：

式中，e为探测航天器的轨道偏心率，a_geo为M的轨道半长轴，ω_e为地球自转的角速度，t_p为探测航天器初始绕飞时刻，f_tp为探测航天器在t_p时刻的真近地点角；

步骤二：以轨道倾角不等于0的现实GEO空间目标M′为目标航天器，运用球面三角形公式，计算太阳相对M′的运动轨迹平面与的xoy平面的夹角，然后修正步骤一中太阳相对M的方位矢量中对应的参数，得到太阳相对M′的方位矢量，进而计算出满足对轨道倾角为1°的现实GEO空间目标可持续进行可见光探测的绕飞轨道的初始相位窗口；其中，为以M′的质心为原点建立的LVLH坐标系；

运用球面三角形公式，计算太阳相对M′的运动轨迹平面与的xoy平面的夹角为δ'：

δ'＝arcsin[sinu'·sin(π-β-i_M）]；

式中，u′为太阳在以M′的轨道为基圈时的相位幅角，i_M为M′的轨道倾角，β为∠ABE，且，u'＝arccos(cosu·cosΩ_M+sinu·sinΩ_M·cosi_sun)，式中，u为太阳在以赤道为基圈时的相位幅角，Ω_M为M′的升交点赤经，i_sun为太阳的轨道倾角，δ为太阳的赤纬；

步骤三：据步骤二确定的初始相位窗口，设计能对现实GEO空间目标进行持续可见光探测的共面绕飞轨道；

步骤四：以步骤三中的绕飞轨道为目标轨道，以探测航天器接收到探测任务的时刻t₀时的轨道作为初始轨道，设计t₀到绕飞的初始时刻t_p接近段的轨道机动方案，即确定轨道机动的两个时刻t₁和t₂；以两次轨道机动的时刻t₁和t₂作为优化变量，以最省燃料作为优化目标，在t₁和t₂取不同值时，计算两次轨道机动施加的速度增量之和：

u_all＝(u_r1+u_θ1+u_h1)+(u_r2+u_θ2+u_h2)；

式中，u_r1、u_θ1、u_h1、u_r2、u_θ2、u_h2分别表示t₁和t₂两个时刻，沿轨道径向、切向和法向施加的速度增量；以t₁为横坐标，以t₂为纵坐标，作施加速度总增量u_all的等高线图，等高线图中使得u_all最小的t₁和t₂即为接近段最优轨道设计方案。