一种同轨道面内自然伴飞条件下的卫星观测轨道设计方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及空间观测领域，特别涉及一种同轨道面内自然伴飞条件下的卫星观测 轨道设计方法。
【背景技术】
[0002] 空间观测和在轨服务技术是目前航天技术领域研究的热点，卫星的绕飞观测技术 是一项重要的空间操控技术，在空间目标的在轨检查与识别等空间活动中具有重要作用， 是操控服务等活动的前提。目前，一种是自然掠飞观测，几率少、目标分辨率低，绕飞观测卫 星多数携带精确的导航设备和控制执行机构，推进剂消耗量大，控制系统和执行机构复杂， 成本高。
【发明内容】
[0003] 本发明针对上述现有技术中存在的问题，提出一种同轨道面内自然伴飞条件下的 卫星观测轨道设计方法，利用自然绕飞的特性，结合两星相对运动关系以及受摄动影响轨 道进动的规律，设计了一种同轨道面自然绕飞的观测方法，控制系统和执行机构简单、成本 低，且推进剂消耗量小。
[0004] 为解决上述技术问题，本发明是通过如下技术方案实现的：
[0005] 本发明提供一种同轨道面内自然伴飞条件下的卫星观测轨道设计方法，其包括以 下步骤：
[0006] SI 1:设计观测星的初始轨道，使其与目标星满足自然伴飞条件；
[0007] S12:初始时刻，设定所述目标星相对于所述观测星的视线方向为观测方向，所述 观测星的姿态在绕飞过程中保持空间惯性定向；
[0008] S13:选择观测相机的视场角；
[0009] S14:确定观测方向与所述目标星连线夹角的长周期发散模型；
[0010] S15:根据所述长周期发散模型，调整所述观测星的姿态。
[0011]在自然伴飞过程中，目标星载观测星相机指向附近，影响观测方向相对于目标星 连线夹角变化主要有两方面因素:一方面是轨道偏心率不同导致轨道的角速度不同，目标 方向相对于观测方向产生一个周期性的角度变化;另一方面是在J2摄动项的影响下，轨道 面产生进动，观测方向偏离轨道面，这是一个长周期的缓慢发散过程，卫星的姿态经过很长 的时间才需要进行调整，且姿态调整所需的速度增量小，降低了对观测星在空间绕飞轨道 姿态耦合的机动要求，控制系统和执行结构简单，减少了卫星观测的成本。
[0012]较佳地，所述步骤SI 1进一步为:根据目标轨道六要素设计观测星的初始轨道。 [0013]较佳地，所述步骤511具体为:所述目标星的轨道六要素为[3<1，6 (：1401,(1，(0(1，0(1 ]T，所述观测星的轨道六要素为[^^^^。，《(^(^，所述观测星的初始轨道为：
[0014]
[0015] 其中：a为轨道半长轴，i为轨道倾角，Ω为初始升交点赤经，ω为初始升交点幅角， Θ为初始真近点角，e为偏心率，s为所述观测星相对于所述目标星的初始距离。
[0016] 较佳地，所述步骤S12中所述观测星的姿态在绕飞过程中保持空间惯性定向进一 步为:使偏心率保持在〇. 00001~〇. 01之间，观测方向与所述目标星相对于所述观测星的视 线方向夹角保持在20°以内。
[0017] 较佳地，所述步骤S13进一步为:观测相机的视场角大于一个轨道周期内观测方向 与目标连线的最大夹角。
[0018] 较佳地，所述步骤S14具体为：理想观测方向与观测星轨道的半长轴平行，将所述 观测星轨道的近地点指向作为相机观测的期望方向，其为：
[0019]
[0020]
[0021] 其中：J2表示地球引力场模型的第二阶带谐项，匕表示地球赤道半径，η表示平均轨 道角速度。
[0022] 较佳地，所述步骤S15的调整所述观测星的姿态进一步为:通过开环控制的方式调 整所述观测星的姿态。
[0023] 较佳地，所述步骤S15的调整所述观测星的姿态进一步为：当观测方向与所述观测 星半长轴的夹角小于等于预设值时，通过开环控制的方式调整所述观测星的姿态；当观测 方向与所述观测星半长轴的夹角大于所述预设值时，通过闭环反馈的方式调整所述观测星 的姿态。
[0024] 相较于现有技术，本发明具有以下优点：
[0025] (1)本发明提供的同轨道面自然伴飞条件下的卫星观测方法，目标卫星为对地定 向的圆轨道，在观测过程中目标卫星不进行轨道机动，，观测卫星采用与目标共轨道面的方 法，设置观测星在目标星附近，并保持观测方向在空间定向，在绕飞过程中目标星总在观测 方向附近，降低了观测卫星在空间绕飞轨道姿态耦合的机动要求，控制系统和执行机构简 单，是一种低廉而有效的观测策略；
[0026] (2)本发明利用轨道自然规律，在J2摄动项的影响下，轨道面产生进动，观测方向 偏离轨道面，是一个长期的缓慢发散过程，降低了机动要求，整个过程以开环控制为主，对 于其他摄动和控制误差导致的偏差通过反馈控制的方式解决，观测结果准确。
[0027] 当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。
【附图说明】
[0028] 下面结合附图对本发明的实施方式作进一步说明：
[0029] 图1为本发明的同轨道面内自然伴飞条件下的卫星绕飞观测方法的流程图；
[0030] 图2为本发明的自然伴飞条件下的卫星绕飞观测示意图；
[0031] 图3为观测星在不同象限对目标星的观测结果；
[0032] 图4为一个轨道周期内观测方向和目标星连线差角与观测星近点角极坐标图；
[0033] 图5为不同偏心率对应观测方向与目标星连线最大差角；
[0034] 图6为在J2摄动条件下观测方向与目标线连线夹角的发散示意图。
【具体实施方式】
[0035] 下面对本发明的实施例作详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行 实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施 例。
[0036] 结合图1，对本发明的同轨道面内自然伴飞条件下的卫星观测轨道设计方法，其包 括以下步骤：
[0037] S11:设计观测星的初始轨道，使其与目标星满足自然伴飞条件，两个卫星的轨道 周期相同，位于同一轨道平面内；
[0038] S12:初始时刻，设定目标星相对于观测星的视线方向为观测方向，观测星的姿态 在绕飞过程中保持空间惯性定向；
[0039] S13:选择观测相机的视场角；
[0040] S14:确定观测方向与目标星连线夹角的长周期发散模型；
[0041] S15:根据长周期发散模型，调整观测星的姿态。
[0042]其中：步骤SI 1具体为:根据目标轨道六要素设计观测星的初始轨道，已知目标星 的轨道六要素为[&<1，6(1山，0(1，(0 (1，0(1]'目标星的轨道为圆轨道，(〇(1表示初始升交点幅角， 初始真近点角9d为0°，设计观测星的轨道为[ &0，创40^()，《()，0(^，其满足一下条件 ：
[0043] (1)两个卫星的轨道周期相同，即两卫星的过道半长轴相同，ao = ad;
[0044] (2)观测星和目标星在同一轨道面内，轨道倾角和轨道升交点赤经相同，io=id且 Ω 〇 - Ω d ；
[0045] (3)初始时刻，观测星、目标星与地心在同一直线上，ω〇= cod且0Q = 0d = 〇° ;
[0046] (4)观测星偏心率e取决于相对距离要求，选择初始距离为s，则eQ = S/ad。
[0047] 步骤S12中初始相机观测方向指向目标星，并保持空间惯性定向，在绕飞过程中目 标星在观测星相机指向附近。影响观测方向相对于目标星连线夹角变化主