[发明专利]在轨卫星对地勘察的轨道机动方法

摘要

本发明提供了一种在轨卫星对地勘察的轨道机动方法，利用卫星地固系星历计算出卫星载荷波束在地面目标方向的覆盖能力，通过比较地面目标与卫星经过地面目标的同纬度圈的经度、轨道机动时刻计算得到地面目标与卫星载荷地面投影相遇的时间差，由相遇时间差及运行圈次计算出卫星满足勘察要求所要具备的轨道周期，进而得到卫星轨道机动半长轴所需调整量，筛选出在卫星控制窗口期最小控制量及对应的地面目标覆盖时间，此控制量即为约束条件下最节省燃料的轨道机动控制量。本发明实现了短时内以最节省燃料的方式进行轨道机动在特定时间段内对地面目标的勘察。

主权项

1.一种在轨卫星对地勘察的轨道机动方法，其特征在于包括下述步骤：已知勘查卫星在地固系的位置星历为S(x_l,y_l,z_l)，l∈N，N为正整数；星载载荷在最大侧摆角φ下波束中心在地面的投影E，地球质心点o，地面目标R的地固系位置坐标为(x_r,y_r,z_r)，大地坐标为(lon_r,lat_r,h_r)，lon表示大地经度，lat表示大地纬度，h表示大地高；设卫星载荷波束为圆锥型，锥角即载荷波束宽度为2η；当卫星在滚动方向侧摆时，卫星载荷波束与卫星地心矢量的夹角在(φ‑η,φ+η)之间，则载荷波束在地球的投影为长半轴a₁、短半轴b的半椭圆和长半轴a₂、短半轴b的半椭圆组成的椭圆图形，a₁＞a₂，椭圆图形的中心即星载载荷波束中心在地面的投影E；根据轨道控制要求卫星联合勘查要求勘查目标的时间从控制时刻T_c开始后T_d时间段内完成；由S(x_l,y_l,z_l)通过拉格朗日插值计算出(T_c,T_c+T_d)时段内每圈次卫星在处的卫星位置S(x_sj,y_sj,z_s)及星下点G(x_gj,y_gj,z_g)，lat_Δ＝0.05，j＝1,…,10；通过S(x_sj,y_sj,z_sj)计算卫星与地心之间的距离长半轴a₁顶点与星下点G之间的弧长长半轴a₂顶点与星下点G之间的弧长投影E与星下点G之间的弧长短轴b顶点与星下点G之间的弧长长半轴a₁顶点与星下点G之间的弦长长半轴a₂顶点与星下点G之间的弦长投影E与星下点G之间的弦长其中，R_ej为卫星位于位置S(x_sj,y_sj,z_sj)时刻T_sj的星下点G与地心o之间的距离，其中，a_e为地球赤道半径，f为地球扁率；已知载荷波束中心点E的地固系坐标为(x_ej,y_ej,z_ej)、星下点G及地面目标点R之间的夹角为∠GER，如果∠GER_j在投影椭圆的第二、三象限，则星载载荷在地面目标方向的覆盖能力如果∠GER_j在投影椭圆的第一、四象限，则星载载荷在地面目标方向的覆盖能力根据(FE_k‑1‑FE_k)(FE_k‑FE_k+1)＜0计算得到FE_k，即为卫星此圈经过交点周期lat_r的最短弧长，FE_k在地面的覆盖经度FE_lonk＝FE_k/lon_eq，其中，勘察点lat_r纬度圈的每度对应的弧长大地子午圈偏心率卫星每圈次经过lat_r的交点周期为T_sm，m＝1,2,…,n，n为T_d时段内卫星运行的圈次，其中，轨道周期GM为地心引力常数；J₂＝1082.636×10^‑6；a为轨道半长轴；e为卫星轨道偏心率；i为卫星轨道倾角；u_*＝ω+f_s，ω为卫星近地点幅角，f_s为卫星真近点角；与轨道机动时刻T_c的时间差ΔT_scm＝T_sm‑T_c；若卫星在T_sm时刻勘查目标，从轨道机动时刻T_c开始，卫星轨道调整运行的圈次卫星载荷波束与地面目标的经度差Δlon_m＝lon_sm‑lon_r‑FE_lonm，其中，lon_sm为T_sm时刻星下点G的大地坐标经度；卫星轨道周期增量其中，ω_e为地球自转角速度；则在T_sm时刻卫星覆盖目标，需要的半长轴卫星轨道机动半长轴控制量Δa_m＝a‑a_m'；计算出(T_c,T_c+T_d)时段内卫星轨道机动控制量Δa_m集合，从中筛选出最小控制量Δa，则此控制量是在勘查要求的启控时刻T_c及T_d时间段内完成勘查所需的最小控制量；Δa对应的T_sm时刻即为轨道调整后卫星载荷勘查覆盖地面目标的时刻。