【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及轨道设计专业中低轨星座部署对空间目标可达观测分析，具体涉及一种由时间可达确定低轨星座部署方案计算方法，涉及到星座部署的理论分析、仿真技巧、步骤、合理性等相关技术。此方法适用于通信、导航、遥感等对空目标可达观测任务。
技术介绍
1、当前对低轨巨型星座的研究主要集中于星座部署对空间安全、网络通信等方面的影响，对未来可执行机动变轨星座部署研究甚少。为有效应对日益增多的低轨巨型星座，构建属于自己的低轨星座已迫在眉睫。
2、为完成低轨星座的有效部署，需针对任务需求开展卫星星座论证仿真工作。在传统方法中，低轨星座构型根据任务需求筛选满足最优性能指标的设计结果。但是，从庞大的解集获取满足约束条件的最优解往往会耗费大量的时间，而可执行机动变轨星座项目论证前期仅需要获取星座的规模、低轨空间目标可达情况及其最大变轨燃耗。
技术实现思路
1、本专利技术的目的在于为满足项目初期阶段的高时效性要求，提供一种由时间可达确定低轨星座部署方案计算方法，该方法依据指定任务时间和低轨空间可达目标轨道高度需求，短时间内给出低轨星座部署方案，极大提高了项目论证前期工作效率，以解决现有技术中难以短时间实现低轨星座初步构型设计的问题。
2、为达到上述目的，本专利技术采用的技术方案如下：
3、一种由时间可达确定低轨星座部署方案计算方法，具体步骤如下：
4、步骤1)确定低轨目标库、种子卫星轨道半长轴及任务分析时长；
5、步骤2)计算不同目标轨道半长轴下种子
6、步骤3)修改星座中卫星个数，改变卫星与空间目标的最大纬度幅角值，分析获得满足时间、燃耗约束下目标可达轨道高度及低轨目标可达百分比，并计算可达目标最大速度增量值。
7、进一步的，步骤1)具体如下：确定低轨目标轨道高度hl范围，则轨道半长轴at＝re+hl，其中re表示地球半径；由种子卫星近地点高度hp和远地点高度ha计算卫星轨道半长轴as＝re+(hp+ha)/2；给定任务分析时长tl。
8、进一步的，步骤2)具体如下：已知卫星、目标轨道半长轴分别为as、at，地球引力参数μ＝398600.4415km3/s2，当卫星和目标轨道角速度分别为和则两星相对轨道角速度值为：
9、
10、进一步的，步骤3)具体如下：为实现卫星对目标进行指定时间内异面机动交会，在考虑异面掠飞交会理论及空间轨道运行特性下，需满足以下两个前提条件：
11、(a)两星相对轨道角速度是否满足条件：
12、当卫星与目标当前时刻的纬度幅角分别为us0和ut0，则两星纬度幅角差为δust＝ut0-us0，那么卫星在卫星轨道与目标相位交会所需要的时间为：
13、
14、当异面掠飞任务时长小于k天，低轨星座包含n颗卫星，则要求两星轨道角速度差
15、(b)轨道交线点处矢径差满足燃耗约束：
16、在进行异面掠飞机动策略设计时，考虑满足任务载荷约束的最小燃料消耗，即考虑矢径差较小的交线点作为异面掠飞的点；
17、假设卫星的远地点高度为ha，近地点高度为hp，目标的轨道高度为hl，则两星最大矢径差为δr＝max(|ha-hl|,|hp-hl|)，δa＝δr/2即为异面掠飞任务所需改变的轨道半长轴；
18、已知轨道半长轴改变量，卫星于交线点异面掠飞时与目标矢径差为0，则所需最大速度增量为：
19、
20、其中，as为卫星轨道半长轴，单位为km；地球引力参数μ＝398600.4415km3/s2；ts为卫星轨道周期，单位为s；δvs表示卫星改变δa半长轴需要的速度增量；
21、由公式(3)可知，相对轨道角速度越大，异面交会所需时间越短，交线点矢径差越小，所需燃料越少。
22、进一步的，当异面掠飞任务时长小于k天，低轨星座包含n颗卫星，分析低轨星座卫星与目标相对角速度要求如下：
23、如果则如果δust＝ut0-us0＜0，则两星最大纬度俯角差为|δust|＝360/n，如果δust＝ut0-us0＞0，则两星最大纬度俯角差为δust＝360/n，
24、如果则如果δust＝ut0-us0＜0，则两星最大纬度俯角差为|δust|＝360/n，如果δust＝ut0-us0＞0，则两星最大纬度俯角差为δust＝360/n，
25、因此，如果要求异面掠飞任务时间小于k天，则两星轨道角速度差
26、本专利技术的有益效果是：提供一种由时间可达确定低轨星座部署方案计算方法，通过给定任务时间确定低轨星座部署方法，解决了传统优化设计方法耗时问题，短时间内给出满足约束条件的设计结果，降低了星座部署的数值计算量，提高了项目论证前期工作效率。
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1.一种由时间可达确定低轨星座部署方案计算方法，其特征在于，具体步骤如下：
2.根据权利要求1所述的一种由时间可达确定低轨星座部署方案计算方法，其特征在于，步骤1)具体如下：确定低轨目标轨道高度HL范围，则轨道半长轴at＝Re+HL，其中Re表示地球半径；由种子卫星近地点高度Hp和远地点高度Ha计算卫星轨道半长轴as＝Re+(Hp+Ha)/2；给定任务分析时长TL。
3.根据权利要求2所述的一种由时间可达确定低轨星座部署方案计算方法，其特征在于，步骤2)具体如下：已知卫星、目标轨道半长轴分别为as、at，地球引力参数μ＝398600.4415km3/s2，当卫星和目标轨道角速度分别为和则两星相对轨道角速度值为：
4.根据权利要求3所述的一种由时间可达确定低轨星座部署方案计算方法，其特征在于，步骤3)具体如下：为实现卫星对目标进行指定时间内异面机动交会，在考虑异面掠飞交会理论及空间轨道运行特性下，需满足以下两个前提条件：
5.根据权利要求4所述的一种由时间可达确定低轨星座部署方案计算方法，其特征在于：当异面掠飞任务时长小于K天，低轨星
...【技术特征摘要】
1.一种由时间可达确定低轨星座部署方案计算方法，其特征在于，具体步骤如下：
2.根据权利要求1所述的一种由时间可达确定低轨星座部署方案计算方法，其特征在于，步骤1)具体如下：确定低轨目标轨道高度hl范围，则轨道半长轴at＝re+hl，其中re表示地球半径；由种子卫星近地点高度hp和远地点高度ha计算卫星轨道半长轴as＝re+(hp+ha)/2；给定任务分析时长tl。
3.根据权利要求2所述的一种由时间可达确定低轨星座部署方案计算方法，其特征在于，步骤2)具体如下：已知卫星、目标轨道半长轴分别为as...
【专利技术属性】
技术研发人员：颜九妹，胡海鹰，姬聪云，郑珍珍，董磊，孙宁，周美江，
申请(专利权)人：中国科学院微小卫星创新研究院，
类型：发明
国别省市：
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