本發(fā)明涉及航天器對地觀測領域，具體涉及一種地球章動等周期對地觀測軌道設計方法。

背景技術(shù)：

高分辨率對地觀測系統(tǒng)不僅是關(guān)乎國家安全、經(jīng)濟建設和社會發(fā)展的重大基礎設施，而且具有巨大的市場價值，能夠促進我國經(jīng)濟的轉(zhuǎn)型發(fā)展。對地觀測的觀測精度與載荷的性能以及觀測對象有關(guān)。在載荷性能一定的基礎上，改善觀測環(huán)境能夠提高觀測精度。在地球極地觀測任務中，由于地球地軸的進動作用，懸浮軌道上的航天器對地球極地觀測的角度會發(fā)生很大的變化，如圖1所示。當在冬天時候，地軸的位置如圖1-a所示；當在夏天時，地軸的方向發(fā)生了改變，如圖1-b所示。在三體引力場中，當懸浮軌道上的航天器相對于地球的位置是空間中的一個靜止點時，其視線夾角的變化幅度很大，這樣在對地觀測任務中，得到的觀測數(shù)據(jù)會受到運動的干擾，給對觀測任務帶來不利影響。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于針對上述現(xiàn)有技術(shù)中的問題，提供一種地球章動等周期對地觀測軌道設計方法，該懸浮軌道的周期和地球章動的周期相同，當航天器在最高點的時候，地球處于冬季，當航天器在最低點的時候，地球處于夏季，從而極大的減小觀測視線角的變化幅度。

為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案包括以下步驟：

第一步：給定觀測目標的旋轉(zhuǎn)角速度，按如下公式求解虛擬引力場的虛擬天體質(zhì)量參數(shù)；

式中，ms為太陽的質(zhì)量，me為地球的質(zhì)量，mve為虛擬引力場中的虛擬地球質(zhì)量，g為天體引力常數(shù)，r12為航天器的位置矢量，r12'為虛擬引力場中的航天器位置矢量；

第二步：按如下公式求解虛擬天體的位置參數(shù)與實際三體引力場中的位置參數(shù)關(guān)系；

式中，ls-e為日地三體引力場中的日地距離，lvs-e為虛擬引力場中的日地距離，θ為ls-e和lvs-e之間的夾角；l3為日地三體引力場中地球位置和虛擬引力場中地球位置之間的距離，為日地三體引力場中航天器與地球的矢徑，為虛擬三體引力場中航天器與地球的矢徑，η為與的夾角；

第三步：根據(jù)得到的地球觀測軌道參數(shù)，求解實現(xiàn)地球觀測軌道所需要的推力加速度；

在日地三體引力場中，航天器受到的地心引力為在虛擬日地三體引力場中，航天器受到的虛擬地心引力為假設實現(xiàn)虛擬引力場需要在航天器上施加的連續(xù)推力為f＝[fr,ft]，μ為天體引力常數(shù)，r12為航天器的位置矢量，r12'為虛擬引力場中的航天器位置矢量，則有：

所述的第一步中：在旋轉(zhuǎn)坐標系下，航天器的運動學方程為：

在虛擬引力場坐標系中，航天器的運動方程為：

式中，m為航天器的質(zhì)量，ms為太陽的質(zhì)量，me為地球的質(zhì)量，mve虛為擬引力場中虛擬地球質(zhì)量，g為天體引力常數(shù)，rv為航天器在虛擬引力場的位置矢量，rv1是航天器與太陽的相對位置；rv2是航天器與地球的相對位置。由于虛擬引力場坐標系和實際引力場坐標系相固連，因此兩個坐標系的旋轉(zhuǎn)角速度相同。

所述的第二步中假設航天器在三體引力場二維平面內(nèi)的位置矢量為則實際三體引力場中：

在虛擬引力場中假定航天器的位置矢量為則航天器運動學方程為：

而航天器在旋轉(zhuǎn)坐標系下位置矢量和在虛擬引力場坐標系下位置矢量的關(guān)系為：

假設在航天器上施加連續(xù)推力能夠?qū)⒑教炱鲝膶嶋H的日地三體引力場轉(zhuǎn)移到虛擬的三體引力場，ls-e為日地三體引力場中的日地距離，lvs-e為虛擬引力場中的日地距離，則有：

通過rcd太陽帆在航天器上施加連續(xù)推力實現(xiàn)虛擬引力場。所述的軌道周期為一年。

所述的步驟三中通過給定懸浮高度，求解出實現(xiàn)地球觀測軌道所需要的推力加速度。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下的有益效果：通過虛擬三體引力場實現(xiàn)地球公轉(zhuǎn)同周期懸浮軌道，減小了觀測視角的變化。本發(fā)明對地觀測懸浮軌道的周期與地球章動的周期相等，當航天器在最高點的時候，地球處于冬季，當航天器在最低點的時候，地球處于夏季，這樣能夠極大的減小觀測任務視線角的變化幅度，從而提高觀測精度。通過實際仿真，仿真結(jié)果能夠看出，采用虛擬三體引力場方法能夠設計出滿足任務約束的周期軌道。本發(fā)明能夠應用于空間觀測任務或者通訊任務中，實施效果顯著突出。

附圖說明

圖1-a冬季時地軸及觀測衛(wèi)星位置關(guān)系示意圖；

圖1-b夏季時地軸及觀測衛(wèi)星位置關(guān)系示意圖；

圖2-a本發(fā)明冬季時地軸變化及對地觀測軌道位置關(guān)系示意圖；

圖2-b本發(fā)明夏季時地軸變化及對地觀測軌道位置關(guān)系示意圖；

圖3與日-地三體引力場旋轉(zhuǎn)坐標系固連的虛擬引力場坐標系示意圖；

圖4實現(xiàn)懸浮軌道所需要的推力加速度仿真數(shù)據(jù)圖；

圖5懸浮軌道觀測角隨時間變化的仿真數(shù)據(jù)圖；

圖6rcd太陽帆δ參數(shù)的仿真數(shù)據(jù)圖；

具體實施方式

參見圖2-a，圖2-b，本發(fā)明地球章動等周期對地觀測軌道設計方法包括以下步驟：

第一步：求解虛擬引力場的虛擬天體質(zhì)量參數(shù)；假定太陽的質(zhì)量為ms，地球的質(zhì)量為me。虛擬引力場中虛擬地球質(zhì)量為mve，航天器的質(zhì)量為m。航天器在旋轉(zhuǎn)坐標系下的位置矢量為與日心的距離為與地心的距離為旋轉(zhuǎn)坐標系下日地的公共質(zhì)心與日心距離為l1，與地心的距離為l2。虛擬引力場中心與日心距離為lv1，與地心距離為lv2。虛擬引力場中的虛擬地球的位置和旋轉(zhuǎn)坐標系下地球的相對位置矢量為如圖3所示。

則在旋轉(zhuǎn)坐標系下，航天器的運動學方程為：

在虛擬引力場坐標系中，航天器的運動方程為：

由于虛擬引力場坐標系和實際引力場坐標系是相固連，因此兩個坐標系的旋轉(zhuǎn)角速度相同，則有：

給定觀測目標的旋轉(zhuǎn)角速度，由公式(3)可得出虛擬引力場的虛擬地球質(zhì)量參數(shù)。

步驟二：求解虛擬天體的位置參數(shù)與實際三體引力場中的位置參數(shù)的關(guān)系。

假設航天器在三體引力場二維平面內(nèi)的位置矢量為則在實際三體引力場中：

與此類似，在虛擬引力場中假定航天器的位置矢量為則航天器運動學方程為：

而航天器在旋轉(zhuǎn)坐標系下位置矢量和在虛擬引力場坐標系下的位置矢量的關(guān)系為：

假設在航天器上施加連續(xù)推力能夠?qū)⒑教炱鲝膶嶋H的日地三體引力場轉(zhuǎn)移到虛擬的三體引力場。假定ls-e為日地三體引力場中的日地距離，lvs-e為虛擬引力場中的日地距離。則有，

假設日地三體引力場中的ox軸和虛擬三體引力場中ox'的連線的夾角為θvg。日地三體引力場中的地球位置和虛擬引力場中的地球的位置之間的距離為l3；

在日地三體引力場中，航天器與地球的矢徑為在虛擬三體引力場中，航天器與地球的矢徑為假定與的夾角為η，則有：

步驟三：根據(jù)得到的地球觀測軌道參數(shù)，求解實現(xiàn)地球觀測軌道所需要的推力加速度；

在日地三體引力場中，航天器受到的地心引力為在虛擬日地三體引力場中，航天器受到的虛擬地心引力為假設實現(xiàn)虛擬引力場需要在航天器上施加的連續(xù)推力為f＝[fr,ft]，

采用日地三體引力場中的l1點附近的周期軌道作為懸浮軌道，軌道周期為一年。給定懸浮高度，則由公式(3)、(7)、(9)計算出實現(xiàn)懸浮軌道所需要的推力加速度。

在此采用rcd太陽帆實現(xiàn)該推力。假定懸浮軌道的高度為ze＝0.0078，太陽帆的光照因子為β＝0.3，假定平衡點的高度是固定的，則圖4為實現(xiàn)軌道懸浮所需要的推力加速度；圖5為懸浮軌道上航天器觀測角在一個周期內(nèi)的變化；圖6體現(xiàn)了rcd太陽帆的姿態(tài)角在一個周期內(nèi)的變化情況。由仿真結(jié)果可見，采用虛擬三體引力場方法可以設計出滿足任務約束的周期軌道。當任務軌道的周期和地球自轉(zhuǎn)周期相等時，在懸浮軌道上的航天器的觀測角變化最小，該方法能夠應用于空間觀測任務或者通訊任務中。