一种用于遥感任务的高轨SAR卫星任务轨道设计方法

技术领域

本发明属于卫星轨道设计领域，涉及一种基于遥感任务需求的高轨SAR卫星任务轨道设计方法。

背景技术

当前我国首颗高轨SAR载荷遥感卫星已经处于工程研制中。当前遥感卫星还主要采用低轨卫星，采用地球同步轨道的高轨卫星多应用于通信领域和导航领域，且设计参数主要为在轨经度，以及轨道倾角，需要设计的轨道参数相对较少。高轨卫星可对地球某一特定区域实现大面积实时观测，相对于低轨要求卫星具有成像面积大、重访时间短的优势。由于SAR载荷的可视范围特殊性及高轨卫星的轨道特性，需要对高轨SAR卫星的任务轨道参数进行特别分析与设计，才能发挥高轨SAR卫星的优势。

我国现有的高轨遥感卫星均采用光学相机作为卫星载荷，其任务轨道采用地球静止轨道。地球静止轨道最大特点是卫星相对地面静止，可以令光学载荷对观测区域具有实时响应的能力。而SAR载荷的成像特点是需要与地面产生相对运动，此特性决定了高轨SAR卫星不能采用地球静止轨道，而只能选择地球同步轨道。高轨SAR卫星目前还没有得到实际应用，因此并无明确成熟的高轨SAR卫星的轨道方案设计方法。采用地球静止轨道的高轨光学遥感卫星、地球静止轨道通信卫星和导航卫星只需要对定点经度一个设计参数进行设计，而高轨SAR卫星需要对轨道偏心率、轨道倾角、过升交点地理经度和近地点幅角等参数进行设计。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对目前尚无成熟的高轨SAR卫星轨道方案设计方法，而常规地球静止轨道通信卫星、高轨光学遥感卫星和高轨导航卫星的轨道方案设计方法不能适用于高轨SAR卫星的轨道设计，基于遥感任务需求，充分考虑遥感任务中观测区域、重访时间等顶层需求、SAR载荷需要与地面形成相对运动的成像特点、由于运载火箭最大发射能力限制带来的对卫星推进剂携带量的工程约束，提供一种用于遥感任务的高轨SAR卫星任务轨道设计方法，使高轨SAR卫星既能够符合SAR载荷的成像特点又能满足遥感任务的需求，并能满足工程约束。

本发明解决技术的方案是：一种用于遥感任务的高轨SAR卫星任务轨道设计方法，该方法包括如下步骤：

(1)、根据高轨SAR卫星所采用的运载火箭最大运载能力、卫星的干重，得到SAR卫星最大推进剂携带量约束；

(2)、根据高轨SAR卫星的载荷参数，确定SAR卫星载荷的最大可视范围能力；

(3)、根据SAR卫星载荷的最大可视范围能力、遥感任务指定的观测区域范围，确定高轨SAR卫星各个轨道参数的取值范围，所述轨道参数包括轨道倾角、过升交点地理经度、近地点幅角、偏心率；

(4)、在步骤(3)所确定的取值范围内，按照各自预设的间隔步长，遍历高轨SAR卫星每一个轨道参数，得到N条轨道，计算每条轨道的卫星载荷实际覆盖区域和对遥感观测目标的重访时间，N大于等于1；

(5)、对满足高轨遥感任务覆盖区域、对遥感观测目标重访时间要求的轨道，进行全寿命周期内的推进剂分析，提取满足SAR卫星最大推进剂携带量约束的轨道作为最终的高轨SAR卫星任务轨道。

所述步骤(2)中，SAR卫星的载荷参数包括入射角范围和最大的地斜角范围；所述SAR卫星载荷的最大可视范围能力用SAR载荷能够覆盖地面的最大宽度和卫星星下点的盲区宽度表示。

所述步骤(2)的具体步骤为：

根据入射角范围和地斜角范围，利用空间解析几何方法，计算SAR载荷能够覆盖地面的最大宽度和卫星星下点的盲区宽度。

所述轨道倾角的取值范围，根据SAR载荷覆盖地面的最大宽度、卫星星下点的盲区宽度，遥感任务指定的观测区域，按照高轨SAR卫星中载荷能够覆盖的最大纬度需要大于观测区域的最大纬度，并且在观测区域所在的纬度范围内，没有因星下点盲区而导致的观测区域不覆盖的情况的原则，采用仿真的方法确定。

所述过升交点地理经度的取值范围按照确保高轨SAR卫星的SAR载荷可视范围能够对观测区域东西向范围实现全部覆盖原则，根据观测区域的东经经度、西经经度范围确定。

所述近地点幅角取值范围为0°～360°。

所述偏心率取值范围为0～0.15。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)、本发明任务轨道设计充分考虑了高轨遥感任务顶层需求中的观测区域和重访时间、SAR载荷的可视范围特点，使得高轨SAR卫星既能够符合SAR载荷的成像特点又能满足遥感任务的需求，并能满足工程约束。

(2)、本发明轨道分析采用遍历方法，对相关轨道参数可行取值范围内的所有情况进行分析，确保能够考虑所有情况，没有遗漏；

(3)、本发明任务轨道设计中考虑了卫星最大推进剂携带量的工程约束，能满足工程需要。

附图说明

图1为基于遥感任务需求的高轨SAR卫星任务轨道设计方法流程图。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步阐述。

本发明提供了一种用于遥感任务的高轨SAR卫星任务轨道设计方法，该方法基于遥感任务需求的高轨SAR卫星任务轨道设计，需要充分考虑遥感任务的顶层需求，将顶层需求中的观测区域和响应时间作为任务完成与否的最强约束。充分考虑SAR载荷的成像特点是需要与地面形成相对运动，充分考虑运载火箭最大能力对应的卫星推进剂携带量的工程约束，对任务轨道参数进行优化设计，重点在于对任务轨道的偏心率、轨道倾角、过升交点地理经度和近地点幅角等设计参数的选择确定，使采用的任务轨道能够满足上述的顶层需求和工程约束，具有重要的工程应用价值。

如图1所示，为本发明高轨SAR卫星任务轨道设计的流程框图，具体步骤如下：

(1)、根据高轨SAR卫星所采用的运载火箭最大运载能力、卫星的干重，得到SAR卫星最大推进剂携带量约束；

高轨SAR卫星所采用的运载火箭最大运载能力减去卫星的最大干重，即得到SAR卫星最大推进剂携带量约束。

(2)、根据高轨SAR卫星的载荷参数，确定SAR卫星载荷的最大可视范围能力；

SAR卫星的载荷参数包括入射角范围和最大的地斜角范围；所述SAR卫星载荷的最大可视范围能力用SAR载荷能够覆盖地面的最大宽度和卫星星下点的盲区宽度表示。

本步骤根据高轨SAR卫星的载荷参数，通过仿真分析，确定卫星载荷的最大可视范围能力。具体的SAR载荷参数为入射角范围和最大的地斜角范围，根据入射角范围和地斜角范围，利用空间解析几何方法，根据入射角范围和地斜角范围，利用空间解析几何方法，计算SAR载荷能够覆盖地面的最大宽度和卫星星下点的盲区宽度。所述SAR载荷能够覆盖地面的最大宽度是指SAR载荷能够覆盖范围沿垂直于卫星星下点轨迹方向上的最大距离。最大宽度和星下点盲区宽度将作为确定轨道倾角取值范围的依据。

(3)根据SAR卫星载荷的最大可视范围能力、遥感任务指定的观测区域范围，确定高轨SAR卫星各个轨道参数的取值范围，所述轨道参数包括轨道倾角、过升交点地理经度、近地点幅角、偏心率；

所述过升交点地理经度的取值范围按照确保高轨SAR卫星的SAR载荷可视范围能够对观测区域东西向范围实现全部覆盖原则，根据观测区域的东经经度、西经经度范围确定。具体方法为遍历的方法，间隔步长选取1°～5°。

所述轨道倾角的取值范围，根据SAR载荷覆盖地面的最大宽度、卫星星下点的盲区宽度，遥感任务指定的观测区域，按照高轨SAR卫星中载荷能够覆盖的最大纬度需要大于观测区域的最大纬度，并且在观测区域所在的纬度范围内，没有因星下点盲区而导致的观测区域不覆盖的情况的原则，采用仿真的方法确定。

根据轨道特性，卫星的星下点轨迹能够达到的最大纬度与卫星的轨道倾角数值相同，因此卫星轨道倾角取值范围的下限应满足卫星星下点达到能够达到的最高纬度时其SAR载荷可视范围能够覆盖指定观测区域的最高纬度地区。由于SAR载荷成像存在星下点盲区，根据星下点盲区的宽度，搜索出不会使SAR载荷成像在指定区域内出现盲区情况的倾角范围。具体步骤如下：

第一步，先在倾角取值范围内，按照一定间隔步长取值，仿真分析每个倾角取值对应的载荷覆盖范围，将能够满足载荷覆盖范围大于任务给定观测区域最大纬度的情况取出，作为第二步搜索的备选倾角参数；间隔步长可以选取1°～5°。

第二步，在第一步中筛选得到的倾角取值结果中，再次按照一定间隔步长取值，仿真分析每个倾角对应的载荷覆盖范围是否会在任务给定观测区域中出现由于星下点盲区造成无法覆盖的情况，将能够满足观测区域全覆盖对应的倾角取值作为轨道倾角设计取值的范围。

高轨SAR卫星的近地点幅角可在0°～360°范围内取值。间隔步长可以选取5°～30°。

高轨SAR卫星的偏心率需要根据工程实际选择，当偏心率大于0.15时，卫星的近地点和远地点的高度相差约12000km，对SAR载荷设计难度极大，且由于地球非球形摄动的影响，不利于高轨SAR卫星的长期保持，因此偏心率的选取不应大于0.15，通常在0～0.15范围内选择。间隔步长可以选取0.03。

高轨SAR卫星采用地球同步轨道，地球同步轨道的半长轴数值固定，作为已经确定的轨道参数。

(4)、在步骤(3)所确定的取值范围内，按照各自预设的间隔步长，遍历高轨SAR卫星每一个轨道参数，得到N条轨道，计算每条轨道的卫星载荷实际覆盖区域和对遥感观测目标的重访时间(响应时间)，N大于等于1；具体步骤为：

根据步骤(3)中确定的偏心率、轨道倾角、近地点幅角以及过升交点地理经度的取值范围，设定合适的搜索步长，在四个参数的取值范围内进行四重循环的穷举遍历搜索分析，得到每种情况对应轨道的SAR载荷覆盖区域、对覆盖区域的不同纬度的重访时间情况，并将得到的结果与遥感任务需求的观测区域和重访时间要求进行比较，将满足成像覆盖区域包含指定观测区域、实际重访时间小于重访时间要求的轨道相关参数保留，作为任务轨道的备选方案。

(5)、对满足高轨遥感任务覆盖区域、对遥感观测目标重访时间要求的轨道，进行全寿命周期内的推进剂分析，提取满足SAR卫星最大推进剂携带量约束的轨道作为最终的高轨SAR卫星任务轨道。

高轨SAR卫星的全寿命周期的推进剂预算分析时主要需要分析的项目包括：轨道机动燃料消耗、寿命周期内的轨道保持所需燃料消耗、寿命末期卫星离轨所需的燃料消耗，以及卫星姿态控制、散步误差修正、推进剂混合比偏差、管路参量、必要的余量等项目。其中卫星姿态控制、散步误差修正、推进剂混合比偏差、管路参量、必要的余量等项目可根据以往高轨卫星的在轨经验估算，可统一给出总数值。

针对步骤(4)中的所有备选轨道方案，计算每个备选方案对应的全寿命周期内的推进剂消耗预算。由于每个备选任务轨道方案在全寿命周期内的推进剂需求不同，将得到的推进剂预算与卫星允许推进剂携带量最大值进行比较，筛选出推进剂预算小于推进剂携带量最大值约束的结果，将该结果对应的轨道参数作为高轨SAR卫星的任务轨道。

将上述项目所消耗的推进剂进行相加得到寿命周期的推进剂消耗量，与卫星允许的最大推进剂携带量进行比较，取满足约束条件的轨道作为高轨SAR卫星的任务轨道。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。