CN112257343B - 一种高精度地面轨迹重复轨道优化方法及*** - Google Patents

一种高精度地面轨迹重复轨道优化方法及*** Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种高精度地面轨迹重复轨道优化方法及***，根据地球重力场非球形摄动阶数需求分析，建立对应的卫星轨道动力学递推模型；根据解析公式给出J2低阶重力场下的重轨干涉轨道参数，并迭代计算得到J4摄动下的修正参数，作为高精度地面轨迹重复轨道参数自适应整定算法的初值；根据重复轨迹精度需求，进行高精度地面轨迹重复轨道参数的自适应优化整定。本发明解决了传统低阶重力场轨道模型地面轨迹重复精度低，高阶重力场轨道模型非线性强、迭代修正参数多、无法解析求解等问题，具有更一般的工程实用性。

Description

一种高精度地面轨迹重复轨道优化方法及***
技术领域
本发明涉及宇航飞行器轨道动力学，具体地，涉及一种高精度地面轨迹重复轨道优化方法及***。
背景技术
星下点轨迹重访特性是地球观测卫星轨道设计的重要指标，传统卫星地面轨迹保持对轨道回归精度要求并不太高，轨迹偏差可以从几千米到几十千米量级，且不影响卫星飞行任务。近年来，随着成像精度需求的大幅提升，现有回归轨道设计方法的局限性日益明显，尤其对于测绘任务而言，为了实现精准测绘和高效任务规划，需要保证卫星基准轨道地面轨迹的高精度回归。
国内外目前已经应用的回归轨道设计方案较多，但多是基于低阶重力场模型的解析方法，回归精度偏差高达3km～10km。杨盛庆、杜耀珂、汪礼成等在中国专利“一种近地卫星严格回归轨道的确定方法”(CN106092105A)中以回归精度为指标，通过建立轨道半长轴、轨道倾角与星下点经纬度关系进行迭代修正；针对偏心率矢量极限环特性，采用平均法重复对偏心率和近地点幅角进行迭代修正。该方法中，用于迭代修正的星下点与轨道半长轴、倾角函数关系仅考虑地球2阶重力场摄动，影响回归精度；偏心率与近地点幅角每一次迭代修正需要采集4个月周期数据进行平均，计算量大，影响迭代收敛速度；获取的轨道回归精度仅能达到米级，影响工程应用。
综上所述，需要针对厘米级回归精度需求，开展高阶重力场摄动影响下的高精度地面轨迹重复轨道设计。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种高精度地面轨迹重复轨道优化方法及***。
根据本发明提供的一种高精度地面轨迹重复轨道优化方法，包括：
步骤A：根据地球重力场非球形摄动阶数需求分析，建立对应的卫星轨道动力学递推模型；
步骤B：根据解析公式给出J2低阶重力场下的重轨干涉轨道参数，并迭代计算得到J4摄动下的修正参数，作为高精度地面轨迹重复轨道参数自适应整定算法的初值；
步骤C：根据重复轨迹精度需求，进行高精度地面轨迹重复轨道参数的自适应优化整定。
优选地，所述的重轨轨迹精度小于0.01m。
优选地，所述步骤A包括：
以数值仿真试验结果为依据，综合考虑地面轨迹重复精度与轨道递推运算量，建立如下对应的卫星轨道动力学模型，采用地球引力场势函数的表示方法：
Figure BDA0002737567200000021
其中，
Figure BDA0002737567200000022
为卫星的地心位置矢量；
Figure BDA0002737567200000023
为地球引力场势函数；
引力场势函数包含地球中心引力和地球非球形引力两部分，若将地球作为刚体考虑，赤道面与历元惯性系基本平面重合，则引力场势函数在地心惯性系展开为如下级数形式：
Figure BDA0002737567200000024
其中，μ为地球引力常数、r为卫星地心距、Cn0与Cnm以及Snm皆为球谐系数、Re为赤道半径、
Figure BDA0002737567200000025
为地心纬度、λ为地心经度，皆通过卫星地固系中的位置矢量计算得到；
Figure BDA0002737567200000026
和
Figure BDA0002737567200000027
分别是勒让德和缔合勒让德多项式，是真实地球引力位对均匀球体的修正部分，包括带谐项和田谐两项；
通过地球引力场表获得引力场势函数各阶系数值，计算得到卫星地固系下的摄动力表达式，进而积分获得卫星位置、速度。
优选地，所述步骤B包括：
步骤S4.1：根据总体设计约束，给出J2低阶重力场下重轨干涉轨道半长轴解析解aJ2、轨道倾角解析解iJ2和重轨周期T、轨道圈数Q；
根据载荷工作功率、卫星重量与运载发射能力等总体约束，可以确定重轨干涉轨道半长轴aJ2；
轨道倾角解析解iJ2：
Figure BDA0002737567200000031
其中，J2＝0.001082、
Figure BDA0002737567200000032
轨道圈数Q、重轨周期T：
Figure BDA0002737567200000033
Figure BDA0002737567200000034
T＝Tn×Q
其中，Tn为交点周期，we为地球自转角速度；
步骤S4.2：根据J2摄动解析轨道，提出基于牛顿迭代法的J4摄动修正轨道，包括：
步骤S4.2.1：根据卫星任务对地面轨迹排布需求选定t0时刻星下点经纬度λ0、
Figure BDA0002737567200000035
并建立如下轨迹重复后经度、纬度关于半长轴和倾角的函数关系；
Figure BDA0002737567200000036
其中，
Figure BDA0002737567200000037
Figure BDA0002737567200000038
Figure BDA0002737567200000039
Figure BDA00027375672000000310
Figure BDA00027375672000000311
M＝n(t-t0)
G0为t0时刻格林尼治恒星时，Ω0为t0时刻的升交点赤经，
Figure BDA00027375672000000312
为J4摄动下的升交点赤经漂移率；
步骤S4.2.2：利用冻结轨道约束关系，得到如下重轨干涉轨道偏心率eJ3与近地点幅角w初值估计：
Figure BDA0002737567200000041
步骤S4.2.3：首先以卫星t0时刻地面轨迹初始经纬度λ0、
Figure BDA0002737567200000042
为起点，进行重轨周期T积分，得到t0+T时刻卫星地面轨迹经纬度λn、
Figure BDA0002737567200000043
然后计算得到重轨初末端经纬度偏差Δλ＝λn-λ0，
Figure BDA0002737567200000044
并判断偏差是否满足重轨干涉精度指标；若满足指标则输出半长轴与倾角修正值aJ4、iJ4，若超差则进行如下参数修正，并重新转回积分判断流程，直至迭代参数满足精度指标；
ak＝ak-1+Δak-1
ik＝ik-1+Δik-1
其中，
Figure BDA0002737567200000045
ak为k时刻轨道半长轴，ak-1为k-1时刻轨道半长轴，ik为k时刻轨道倾角，ik-1为k-1时刻轨道倾角；
步骤S4.2.4：利用步骤S4.2.1中轨道半长轴和倾角与星下点经纬度函数关系，计算得到t0时刻aJ4、iJ4对应的升交点赤经ΩJ4与平近点角MJ4。
优选地，所述步骤C包括：
步骤S5.1：将高阶重力场下的轨迹重复非线性参数求解问题转化为多变量、多目标寻优问题，并结合目标轨道特征信息，引导参数自适应整定，优化模型描述如下：
优化目标：
Figure BDA0002737567200000046
优化变量：[Δa,Δe,Δi,ΔΩ,Δw,ΔM]
初始条件：[aJ4,eJ3,iJ4,ΩJ4,w＝90°,MJ4]
约束条件：
Figure BDA0002737567200000047
Δa为轨道半长轴修正量，Δe为轨道偏心率修正量，Δi为轨道倾角修正量，ΔΩ为轨道升交点赤经修正量，Δw为轨道近地点幅角修正量，ΔM为轨道平近点角修正量，
Figure BDA0002737567200000048
为卫星加速度矢量，
Figure BDA0002737567200000049
为卫星位置偏差，
Figure BDA00027375672000000410
为T时刻卫星位置矢量，
Figure BDA00027375672000000411
为t0时刻卫星位置矢量；
步骤S5.2：通过二进制锦标赛法选择个体，并进行交叉和变异，产生新的种群；
步骤S5.3：计算并更新新种群目标函数值，即卫星地固系位置与速度偏差；
步骤S5.4：通过合并法，产生新的组合群体，并进行非支配排序；
步骤S5.5：通过排挤和精英保留策略优选个体组成新一代种群；
步骤S5.6：跳转至步骤S5.2，循环更新，直至满足终止条件。
根据本发明提供的一种高精度地面轨迹重复轨道优化***，包括：
模块A：根据地球重力场非球形摄动阶数需求分析，建立对应的卫星轨道动力学递推模型；
模块B：根据解析公式给出J2低阶重力场下的重轨干涉轨道参数，并迭代计算得到J4摄动下的修正参数，作为高精度地面轨迹重复轨道参数自适应整定算法的初值；
模块C：根据重复轨迹精度需求，进行高精度地面轨迹重复轨道参数的自适应优化整定。
优选地，所述的重轨轨迹精度小于0.01m。
优选地，所述模块A包括：
以数值仿真试验结果为依据，综合考虑地面轨迹重复精度与轨道递推运算量，建立如下对应的卫星轨道动力学模型，采用地球引力场势函数的表示方法：
Figure BDA0002737567200000051
其中，
Figure BDA0002737567200000052
为卫星的地心位置矢量；
Figure BDA0002737567200000053
为地球引力场势函数；
引力场势函数包含地球中心引力和地球非球形引力两部分，若将地球作为刚体考虑，赤道面与历元惯性系基本平面重合，则引力场势函数在地心惯性系展开为如下级数形式：
Figure BDA0002737567200000054
其中，μ为地球引力常数、r为卫星地心距、Cn0与Cnm以及Snm皆为球谐系数、Re为赤道半径、
Figure BDA0002737567200000055
为地心纬度、λ为地心经度，皆通过卫星地固系中的位置矢量计算得到；
Figure BDA0002737567200000056
和
Figure BDA0002737567200000057
分别是勒让德和缔合勒让德多项式，是真实地球引力位对均匀球体的修正部分，包括带谐项和田谐两项；
通过地球引力场表获得引力场势函数各阶系数值，计算得到卫星地固系下的摄动力表达式，进而积分获得卫星位置、速度。
优选地，所述模块B包括：
模块S4.1：根据总体设计约束，给出J2低阶重力场下重轨干涉轨道半长轴解析解aJ2、轨道倾角解析解iJ2和重轨周期T、轨道圈数Q；
根据载荷工作功率、卫星重量与运载发射能力等总体约束，可以确定重轨干涉轨道半长轴aJ2；
轨道倾角解析解iJ2：
Figure BDA0002737567200000061
其中，J2＝0.001082、
Figure BDA0002737567200000062
轨道圈数Q、重轨周期T：
Figure BDA0002737567200000063
Figure BDA0002737567200000064
T＝Tn×Q
其中，Tn为交点周期，we为地球自转角速度；
模块S4.2：根据J2摄动解析轨道，提出基于牛顿迭代法的J4摄动修正轨道，包括：
模块S4.2.1：根据卫星任务对地面轨迹排布需求选定t0时刻星下点经纬度λ0、
Figure BDA0002737567200000065
并建立如下轨迹重复后经度、纬度关于半长轴和倾角的函数关系；
Figure BDA0002737567200000066
其中，
Figure BDA0002737567200000071
Figure BDA0002737567200000072
Figure BDA0002737567200000073
Figure BDA0002737567200000074
Figure BDA0002737567200000075
M＝n(t-t0)
G0为t0时刻格林尼治恒星时，Ω0为t0时刻的升交点赤经，
Figure BDA0002737567200000076
为J4摄动下的升交点赤经漂移率；
模块S4.2.2：利用冻结轨道约束关系，得到如下重轨干涉轨道偏心率eJ3与近地点幅角w初值估计：
Figure BDA0002737567200000077
模块S4.2.3：首先以卫星t0时刻地面轨迹初始经纬度λ0、
Figure BDA0002737567200000078
为起点，进行重轨周期T积分，得到t0+T时刻卫星地面轨迹经纬度λn、
Figure BDA0002737567200000079
然后计算得到重轨初末端经纬度偏差Δλ＝λn-λ0，
Figure BDA00027375672000000710
并判断偏差是否满足重轨干涉精度指标；若满足指标则输出半长轴与倾角修正值aJ4、iJ4，若超差则进行如下参数修正，并重新转回积分判断流程，直至迭代参数满足精度指标；
ak＝ak-1+Δak-1
ik＝ik-1+Δik-1
其中，
Figure BDA00027375672000000711
ak为k时刻轨道半长轴，ak-1为k-1时刻轨道半长轴，ik为k时刻轨道倾角，ik-1为k-1时刻轨道倾角；
模块S4.2.4：利用模块S4.2.1中轨道半长轴和倾角与星下点经纬度函数关系，计算得到t0时刻aJ4、iJ4对应的升交点赤经ΩJ4与平近点角MJ4。
优选地，所述模块C包括：
模块S5.1：将高阶重力场下的轨迹重复非线性参数求解问题转化为多变量、多目标寻优问题，并结合目标轨道特征信息，引导参数自适应整定，优化模型描述如下：
优化目标：
Figure BDA0002737567200000081
优化变量：[Δa,Δe,Δi,ΔΩ,Δw,ΔM]
初始条件：[aJ4,eJ3,iJ4,ΩJ4,w＝90°,MJ4]
约束条件：
Figure BDA0002737567200000082
Δa为轨道半长轴修正量，Δe为轨道偏心率修正量，Δi为轨道倾角修正量，ΔΩ为轨道升交点赤经修正量，Δw为轨道近地点幅角修正量，ΔM为轨道平近点角修正量，
Figure BDA0002737567200000083
为卫星加速度矢量，
Figure BDA0002737567200000084
为卫星位置偏差，
Figure BDA0002737567200000085
为T时刻卫星位置矢量，
Figure BDA0002737567200000086
为t0时刻卫星位置矢量；
模块S5.2：通过二进制锦标赛法选择个体，并进行交叉和变异，产生新的种群；
模块S5.3：计算并更新新种群目标函数值，即卫星地固系位置与速度偏差；
模块S5.4：通过合并法，产生新的组合群体，并进行非支配排序；
模块S5.5：通过排挤和精英保留策略优选个体组成新一代种群；
模块S5.6：跳转至模块S5.2，循环更新，直至满足终止条件。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明解决了传统低阶重力场轨道模型地面轨迹重复精度低，高阶重力场轨道模型非线性强、迭代修正参数多、无法解析求解等问题，具有更一般的工程实用性。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1高精度地面轨迹重复轨道优化方法原理框图；
图2高精度地面轨迹重复轨道J4初值迭代修正原理框图；
图3高精度地面轨迹重复轨道参数自适应整定优化原理框图；
图4高精度地面轨迹重复轨道高阶重力场模型阶数确定仿真图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如附图1所示，本发明提供了一种高阶重力场摄动影响下，参数自适应整定的高精度高精度地面轨迹重复轨道优化方法。具体包含如下步骤：
步骤A：根据地球重力场非球形摄动阶数需求分析，建立对应的卫星轨道动力学递推模型；
步骤B：根据解析公式给出J2低阶重力场下的重轨干涉轨道参数，并在此基础上迭代计算得到J4摄动下的修正参数，作为高精度地面轨迹重复轨道参数自适应整定算法初值；
步骤C：根据重复轨迹精度需求，进行高精度地面轨迹重复轨道参数的自适应优化整定。
本实施例中，所述的回归精度优于0.01m。
所述步骤A中：如附图4所示，以120×120阶地球重力场为标准，以数值仿真试验方法计算其它各低阶次摄动模型下回归轨道的轨迹重复位置精度，并以此为依据综合考虑轨道递推运算量，给出重力场模型阶数选择90×90建议，并建立如下对应的卫星轨道动力学模型。
为了便于描述重力场下卫星轨道的数值积分，采用地球引力场势函数的表示方法，即：
Figure BDA0002737567200000091
其中，
Figure BDA0002737567200000092
为卫星的地心位置矢量；
Figure BDA0002737567200000093
为地球引力场势函数。
引力场势函数包含地球中心引力和地球非球形引力两部分，若将地球作为刚体考虑，赤道面与历元惯性系基本平面重合，则引力场势函数可以在地心惯性系展开为如下级数形式：
Figure BDA0002737567200000094
其中，μ为地球引力常数、r为卫星地心距、Cn0与Cnm以及Snm皆为球谐系数、Re为赤道半径、
Figure BDA0002737567200000101
为地心纬度、λ为地心经度，皆可以通过卫星地固系中的位置矢量计算得到；
Figure BDA0002737567200000102
和
Figure BDA0002737567200000103
分别是勒让德和缔合勒让德多项式，是真实地球引力位对均匀球体的修正部分，包括带谐项和田谐两项，反应了地球的不均匀性。
通过地球引力场表获得引力场势函数各阶系数值，可以计算得到卫星地固系下的摄动力表达式，进而积分获得卫星位置、速度。
优选的，在所述步骤B中包含如下步骤：
步骤S4.1：根据总体设计约束，给出J2低阶重力场下重轨干涉轨道半长轴解析解aJ2、轨道倾角解析解iJ2和重轨周期T、轨道圈数Q。
根据载荷工作功率、卫星重量与运载发射能力等总体约束，可以确定重轨干涉轨道半长轴aJ2；
轨道倾角解析解iJ2：
Figure BDA0002737567200000104
其中，J2＝0.001082、
Figure BDA0002737567200000105
轨道圈数Q、重轨周期T：
Figure BDA0002737567200000106
Figure BDA0002737567200000107
T＝Tn×Q
其中，，Tn为交点周期，we为地球自转角速度。
步骤S4.2：根据J2摄动解析轨道，提出基于牛顿迭代法的J4摄动修正轨道。该方法的研究思路为：
步骤S4.2.1：根据卫星任务对地面轨迹排布需求选定t0时刻星下点经纬度λ0、
Figure BDA0002737567200000108
并建立如下轨迹重复后经度、纬度关于半长轴和倾角的函数关系。
Figure BDA0002737567200000109
其中，
Figure BDA0002737567200000111
Figure BDA0002737567200000112
Figure BDA0002737567200000113
Figure BDA0002737567200000114
Figure BDA0002737567200000115
M＝n(t-t0)
G0为t0时刻格林尼治恒星时，Ω0为t0时刻的升交点赤经，
Figure BDA0002737567200000116
为J4摄动下的升交点赤经漂移率。
步骤S4.2.2：利用冻结轨道约束关系，得到如下重轨干涉轨道偏心率与近地点幅角初值估计。
Figure BDA0002737567200000117
步骤S4.2.3：如附图2计算流程所示，首先以卫星t0时刻地面轨迹初始经纬度λ0、
Figure BDA0002737567200000118
为起点，进行重轨周期T积分，得到t0+T时刻卫星地面轨迹经纬度λn、
Figure BDA0002737567200000119
然后计算得到重轨初末端经纬度偏差Δλ＝λn-λ0，
Figure BDA00027375672000001110
并判断偏差是否满足重轨干涉精度指标；若满足指标则输出半长轴与倾角修正值aJ4、iJ4，若超差则进行如下参数修正，并重新转回积分判断流程，直至迭代参数满足精度指标。
ak＝ak-1+Δak-1
ik＝ik-1+Δik-1
其中，
Figure BDA00027375672000001111
ak为k时刻轨道半长轴，ak-1为k-1时刻轨道半长轴，ik为k时刻轨道倾角，ik-1为k-1时刻轨道倾角；
步骤S4.2.4：利用步骤S4.2.1中轨道半长轴和倾角与星下点经纬度函数关系，可以计算得到t0时刻aJ4、iJ4对应的升交点赤经ΩJ4与平近点角MJ4。
如图3所示，在所述步骤C中包含如下步骤：
步骤S5.1：将高阶重力场下的轨迹重复非线性参数求解问题转化为多变量、多目标寻优问题，并结合目标轨道特征信息(冻结性、回归周期)，引导参数自适应整定。优化模型描述如下。
优化目标：
Figure BDA0002737567200000121
优化变量：[Δa,Δe,Δi,ΔΩ,Δw,ΔM]
初始条件：[aJ4,eJ3,iJ4,ΩJ4,w＝90°,MJ4]
约束条件：
Figure BDA0002737567200000122
Δa为轨道半长轴修正量，Δe为轨道偏心率修正量，Δi为轨道倾角修正量，ΔΩ为轨道升交点赤经修正量，Δw为轨道近地点幅角修正量，ΔM为轨道平近点角修正量，
Figure BDA0002737567200000123
为卫星加速度矢量，
Figure BDA0002737567200000124
为卫星位置偏差，
Figure BDA0002737567200000125
为T时刻卫星位置矢量，
Figure BDA0002737567200000126
为t0时刻卫星位置矢量；
步骤S5.2：通过二进制锦标赛法选择个体，并进行交叉和变异，产生新的种群；
步骤S5.3：计算并更新新种群目标函数值，即卫星地固系位置与速度偏差；
步骤S5.4：通过合并法，产生新的组合群体，并进行非支配排序；
步骤S5.5：通过排挤和精英保留策略优选个体组成新一代种群；
步骤S5.6：跳转至步骤S5.2，循环更新，直至满足终止条件。
本实施例中，设计输入为轨道高度6989.90km，卫星初始出发点经纬度为0.135°S、90.019°W。选择EGM2008模型的90×90阶地球重力场模型进行轨道递推，初始历元为2023年6月1日12时0分0秒(UTCG)。
如表1所示，首先根据设计约束依照步骤A获得回归轨道J2摄动下的解析解以及回归特性；然后在此基础上依照步骤B获得J4摄动下的修正值，并作为高精度地面轨迹重复轨道参数自适应优化设计的初值；最后依照步骤C，结合轨道冻结特性、初值求解过程中确定的回归特性进行高精度地面轨迹重复轨道的参数自适应寻优，直至回归精度满足厘米级设计要求(如表2所示)，输出一组高精度地面轨迹重复轨道参数。
表1高精度地面轨迹重复轨道初值及高阶寻优解
Figure BDA0002737567200000127
Figure BDA0002737567200000131
表2地面轨迹位置重复精度
Figure BDA0002737567200000132
根据本发明提供的一种高精度地面轨迹重复轨道优化***，包括：
模块A：根据地球重力场非球形摄动阶数需求分析，建立对应的卫星轨道动力学递推模型。
模块B：根据解析公式给出J2低阶重力场下的重轨干涉轨道参数，并迭代计算得到J4摄动下的修正参数，作为高精度地面轨迹重复轨道参数自适应整定算法的初值。
模块C：根据重复轨迹精度需求，进行高精度地面轨迹重复轨道参数自适应整定算法的目标轨道参数的自适应优化整定。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的***及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的***及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的***及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (6)

1.一种高精度地面轨迹重复轨道优化方法，其特征在于，包括：
步骤A：根据地球重力场非球形摄动阶数需求分析，建立对应的卫星轨道动力学递推模型；
步骤B：根据解析公式给出J2低阶重力场下的重轨干涉轨道参数，并迭代计算得到J4摄动下的修正参数，作为高精度地面轨迹重复轨道参数自适应整定算法的初值；
步骤C：根据重复轨迹精度需求，进行高精度地面轨迹重复轨道参数的自适应优化整定；
所述步骤A包括：
以数值仿真试验结果为依据，综合考虑地面轨迹重复精度与轨道递推运算量，建立如下对应的卫星轨道动力学模型，采用地球引力场势函数的表示方法：
Figure FDA0003883811350000011
其中，
Figure FDA0003883811350000012
为卫星的地心位置矢量；
Figure FDA0003883811350000013
为地球引力场势函数；
引力场势函数包含地球中心引力和地球非球形引力两部分，若将地球作为刚体考虑，赤道面与历元惯性系基本平面重合，则引力场势函数在地心惯性系展开为如下级数形式：
Figure FDA0003883811350000014
其中，μ为地球引力常数、r为卫星地心距、Cn0与Cnm以及Snm皆为球谐系数、Re为赤道半径、
Figure FDA0003883811350000015
为地心纬度、λ为地心经度，皆通过卫星地固系中的位置矢量计算得到；
Figure FDA0003883811350000016
和
Figure FDA0003883811350000017
分别是勒让德和缔合勒让德多项式，是真实地球引力位对均匀球体的修正部分，包括带谐项和田谐两项；
通过地球引力场表获得引力场势函数各阶系数值，计算得到卫星地固系下的摄动力表达式，进而积分获得卫星位置、速度；
所述步骤B包括：
步骤S4.1：根据总体设计约束，给出J2低阶重力场下重轨干涉轨道半长轴解析解aJ2、轨道倾角解析解iJ2和重轨周期T、轨道圈数Q；
根据载荷工作功率、卫星重量与运载发射能力总体约束，可以确定重轨干涉轨道半长轴解析解aJ2；
轨道倾角解析解iJ2：
Figure FDA0003883811350000021
其中，J2＝0.001082、
Figure FDA0003883811350000022
轨道圈数Q、重轨周期T：
Figure FDA0003883811350000023
Figure FDA0003883811350000024
T＝Tn×Q
其中，Tn为交点周期，we为地球自转角速度，iJ2为轨道倾角解析解；
步骤S4.2：根据J2摄动解析轨道，提出基于牛顿迭代法的J4摄动修正轨道，包括：
步骤S4.2.1：根据卫星任务对地面轨迹排布需求选定t0时刻星下点经纬度λ0、
Figure FDA0003883811350000025
并建立如下轨迹重复后经度、纬度关于半长轴和倾角的函数关系；
Figure FDA0003883811350000026
其中，
Figure FDA0003883811350000027
Figure FDA0003883811350000028
Figure FDA0003883811350000029
p＝a(1-e2),J4＝-1.619×10-6
A2＝1.5Re×J2,
Figure FDA00038838113500000210
Figure FDA00038838113500000211
M＝n(t-t0)
G0为t0时刻格林尼治恒星时，Ω0为t0时刻的升交点赤经，
Figure FDA00038838113500000212
为J4摄动下的升交点赤经漂移率；
步骤S4.2.2：利用冻结轨道约束关系，得到如下重轨干涉轨道偏心率eJ3与近地点幅角w初值估计：
Figure FDA0003883811350000031
步骤S4.2.3：首先以卫星t0时刻地面轨迹初始经纬度λ0、
Figure FDA0003883811350000032
为起点，进行重轨周期T积分，得到t0+T时刻卫星地面轨迹经纬度λn、
Figure FDA0003883811350000033
然后计算得到重轨初末端经纬度偏差Δλ＝λn-λ0，
Figure FDA0003883811350000034
并判断偏差是否满足重轨干涉精度指标；若满足指标则输出半长轴与倾角修正值aJ4、iJ4，若超差则进行如下参数修正，并重新转回积分判断流程，直至迭代参数满足精度指标；
ak＝ak-1+Δak-1
ik＝ik-1+Δik-1
其中，
Figure FDA0003883811350000035
ak为k时刻轨道半长轴，ak-1为k-1时刻轨道半长轴，ik为k时刻轨道倾角，ik-1为k-1时刻轨道倾角；
步骤S4.2.4：利用步骤S4.2.1中轨道半长轴和倾角与星下点经纬度函数关系，计算得到t0时刻aJ4、iJ4对应的升交点赤经ΩJ4与平近点角MJ4。
2.根据权利要求1所述的高精度地面轨迹重复轨道优化方法，其特征在于，所述的重复轨迹精度小于0.01m。
3.根据权利要求1所述的高精度地面轨迹重复轨道优化方法，其特征在于，所述步骤C包括：
步骤S5.1：将高阶重力场下的轨迹重复非线性参数求解问题转化为多变量、多目标寻优问题，并结合目标轨道特征信息，引导参数自适应整定，优化模型描述如下：
优化目标：
Figure FDA0003883811350000036
优化变量：[Δa,Δe,Δi,ΔΩ,Δw,ΔM]
初始条件：[aJ4,eJ3,iJ4,ΩJ4,w＝90°,MJ4]
约束条件：
Figure FDA0003883811350000037
Δa为轨道半长轴修正量，Δe为轨道偏心率修正量，Δi为轨道倾角修正量，ΔΩ为轨道升交点赤经修正量，Δw为轨道近地点幅角修正量，ΔM为轨道平近点角修正量，
Figure FDA0003883811350000041
为卫星加速度矢量，
Figure FDA0003883811350000042
为卫星位置偏差，
Figure FDA0003883811350000043
为T时刻卫星位置矢量，
Figure FDA0003883811350000044
为t0时刻卫星位置矢量；
步骤S5.2：通过二进制锦标赛法选择个体，并进行交叉和变异，产生新的种群；
步骤S5.3：计算并更新新种群目标函数值，即卫星地固系位置与速度偏差；
步骤S5.4：通过合并法，产生新的组合群体，并进行非支配排序；
步骤S5.5：通过排挤和精英保留策略优选个体组成新一代种群；
步骤S5.6：跳转至步骤S5.2，循环更新，直至满足终止条件。
4.一种高精度地面轨迹重复轨道优化***，其特征在于，包括：
模块A：根据地球重力场非球形摄动阶数需求分析，建立对应的卫星轨道动力学递推模型；
模块B：根据解析公式给出J2低阶重力场下的重轨干涉轨道参数，并迭代计算得到J4摄动下的修正参数，作为高精度地面轨迹重复轨道参数自适应整定算法的初值；
模块C：根据重复轨迹精度需求，进行高精度地面轨迹重复轨道参数的自适应优化整定；
所述模块A包括：
以数值仿真试验结果为依据，综合考虑地面轨迹重复精度与轨道递推运算量，建立如下对应的卫星轨道动力学模型，采用地球引力场势函数的表示方法：
Figure FDA0003883811350000045
其中，
Figure FDA0003883811350000046
为卫星的地心位置矢量；
Figure FDA0003883811350000047
为地球引力场势函数；
引力场势函数包含地球中心引力和地球非球形引力两部分，若将地球作为刚体考虑，赤道面与历元惯性系基本平面重合，则引力场势函数在地心惯性系展开为如下级数形式：
Figure FDA0003883811350000048
其中，μ为地球引力常数、r为卫星地心距、Cn0与Cnm以及Snm皆为球谐系数、Re为赤道半径、
Figure FDA0003883811350000049
为地心纬度、λ为地心经度，皆通过卫星地固系中的位置矢量计算得到；
Figure FDA00038838113500000410
和
Figure FDA00038838113500000411
分别是勒让德和缔合勒让德多项式，是真实地球引力位对均匀球体的修正部分，包括带谐项和田谐两项；
通过地球引力场表获得引力场势函数各阶系数值，计算得到卫星地固系下的摄动力表达式，进而积分获得卫星位置、速度；
所述模块B包括：
模块S4.1：根据总体设计约束，给出J2低阶重力场下重轨干涉轨道半长轴解析解aJ2、轨道倾角解析解iJ2和重轨周期T、轨道圈数Q；
根据载荷工作功率、卫星重量与运载发射能力总体约束，可以确定重轨干涉轨道半长轴解析解aJ2；
轨道倾角解析解iJ2：
Figure FDA0003883811350000051
其中，J2＝0.001082、
Figure FDA0003883811350000052
轨道圈数Q、重轨周期T：
Figure FDA0003883811350000053
Figure FDA0003883811350000054
T＝Tn×Q
其中，Tn为交点周期，we为地球自转角速度，iJ2为轨道倾角解析解；
模块S4.2：根据J2摄动解析轨道，提出基于牛顿迭代法的J4摄动修正轨道，包括：
模块S4.2.1：根据卫星任务对地面轨迹排布需求选定t0时刻星下点经纬度λ0、
Figure FDA0003883811350000055
并建立如下轨迹重复后经度、纬度关于半长轴和倾角的函数关系；
Figure FDA0003883811350000056
其中，
Figure FDA0003883811350000061
Figure FDA0003883811350000062
Figure FDA0003883811350000063
p＝a(1-e2),J4＝-1.619×10-6
A2＝1.5Re×J2,
Figure FDA0003883811350000064
Figure FDA0003883811350000065
M＝n(t-t0)
G0为t0时刻格林尼治恒星时，Ω0为t0时刻的升交点赤经，
Figure FDA0003883811350000066
为J4摄动下的升交点赤经漂移率；
模块S4.2.2：利用冻结轨道约束关系，得到如下重轨干涉轨道偏心率eJ3与近地点幅角w初值估计：
Figure FDA0003883811350000067
模块S4.2.3：首先以卫星t0时刻地面轨迹初始经纬度λ0、
Figure FDA0003883811350000068
为起点，进行重轨周期T积分，得到t0+T时刻卫星地面轨迹经纬度λn、
Figure FDA0003883811350000069
然后计算得到重轨初末端经纬度偏差Δλ＝λn-λ0，
Figure FDA00038838113500000610
并判断偏差是否满足重轨干涉精度指标；若满足指标则输出半长轴与倾角修正值aJ4、iJ4，若超差则进行如下参数修正，并重新转回积分判断流程，直至迭代参数满足精度指标；
ak＝ak-1+Δak-1
ik＝ik-1+Δik-1
其中，
Figure FDA00038838113500000611
ak为k时刻轨道半长轴，ak-1为k-1时刻轨道半长轴，ik为k时刻轨道倾角，ik-1为k-1时刻轨道倾角；
模块S4.2.4：利用模块S4.2.1中轨道半长轴和倾角与星下点经纬度函数关系，计算得到t0时刻aJ4、iJ4对应的升交点赤经ΩJ4与平近点角MJ4。
5.根据权利要求4所述的高精度地面轨迹重复轨道优化***，其特征在于，所述的重复轨迹精度小于0.01m。
6.根据权利要求4所述的高精度地面轨迹重复轨道优化***，其特征在于，所述模块C包括：
模块S5.1：将高阶重力场下的轨迹重复非线性参数求解问题转化为多变量、多目标寻优问题，并结合目标轨道特征信息，引导参数自适应整定，优化模型描述如下：
优化目标：
Figure FDA0003883811350000071
优化变量：[Δa,Δe,Δi,ΔΩ,Δw,ΔM]
初始条件：[aJ4,eJ3,iJ4,ΩJ4,w＝90°,MJ4]
约束条件：
Figure FDA0003883811350000072
Δa为轨道半长轴修正量，Δe为轨道偏心率修正量，Δi为轨道倾角修正量，ΔΩ为轨道升交点赤经修正量，Δw为轨道近地点幅角修正量，ΔM为轨道平近点角修正量，
Figure FDA0003883811350000073
为卫星加速度矢量，
Figure FDA0003883811350000074
为卫星位置偏差，
Figure FDA0003883811350000075
为T时刻卫星位置矢量，
Figure FDA0003883811350000076
为t0时刻卫星位置矢量；
模块S5.2：通过二进制锦标赛法选择个体，并进行交叉和变异，产生新的种群；
模块S5.3：计算并更新新种群目标函数值，即卫星地固系位置与速度偏差；
模块S5.4：通过合并法，产生新的组合群体，并进行非支配排序；
模块S5.5：通过排挤和精英保留策略优选个体组成新一代种群；
模块S5.6：跳转至模块S5.2，循环更新，直至满足终止条件。
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Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113190911B (zh) * 2021-03-11 2023-05-05 上海卫星工程研究所 一种区域多目标卫星探测仿真方法及***
CN113378290B (zh) * 2021-05-12 2022-11-11 北京航空航天大学 一种超低轨道卫星的轨道维持方法
CN113779765B (zh) * 2021-08-12 2023-07-07 深圳市魔方卫星科技有限公司 重轨卫星轨道优化方法、***、计算机设备及存储介质
CN113627029B (zh) * 2021-08-24 2022-07-12 南京大学 一种地月三角平动点附近的轨道设计方法
CN113734468B (zh) * 2021-08-30 2023-02-03 北京宇航***工程研究所 一种基于迭代制导的轨道面精确控制方法
CN113779788B (zh) * 2021-09-02 2023-12-12 上海卫星工程研究所 一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定方法和***
CN114383619B (zh) * 2021-12-07 2023-09-05 上海航天控制技术研究所 一种高精度轨道计算方法
CN114440886B (zh) * 2021-12-30 2023-09-05 上海航天控制技术研究所 一种大偏心率轨道高精度轨道计算方法
CN115096319B (zh) * 2022-08-24 2022-11-18 航天宏图信息技术股份有限公司 一种基于光学测角数据的星链卫星初轨确定方法和装置

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110378012A (zh) * 2019-07-16 2019-10-25 上海交通大学 一种考虑高阶重力场的严格回归轨道设计方法
CN110689505A (zh) * 2019-12-11 2020-01-14 长沙天仪空间科技研究院有限公司 一种基于场景的星载遥感仪器自适应校正方法和***
CN110733671A (zh) * 2019-11-22 2020-01-31 北京理工大学 一种小天体自旋角速度动力学修正方法

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105867119B (zh) * 2016-01-15 2018-08-28 南京航空航天大学 一种采用保护映射理论的空天飞行器大包线切换控制方法
CN106092105A (zh) * 2016-06-03 2016-11-09 上海航天控制技术研究所 一种近地卫星严格回归轨道的确定方法
CN107797130B (zh) * 2017-10-16 2021-01-05 中国西安卫星测控中心 低轨航天器多点多参数轨道上行数据计算方法
CN109032176B (zh) * 2018-07-25 2021-06-22 西北工业大学 一种基于微分代数的地球同步轨道确定和参数确定方法
CN110686684B (zh) * 2019-11-22 2021-09-24 北京理工大学 一种小天体环绕探测器光学协同定轨方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110378012A (zh) * 2019-07-16 2019-10-25 上海交通大学 一种考虑高阶重力场的严格回归轨道设计方法
CN110733671A (zh) * 2019-11-22 2020-01-31 北京理工大学 一种小天体自旋角速度动力学修正方法
CN110689505A (zh) * 2019-12-11 2020-01-14 长沙天仪空间科技研究院有限公司 一种基于场景的星载遥感仪器自适应校正方法和***

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