CN115465475B - 用于大规模星座的逆轨交会探测方法、装置及存储介质 - Google Patents
用于大规模星座的逆轨交会探测方法、装置及存储介质 Download PDFInfo
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Abstract
本发明公开了一种用于大规模星座的逆轨交会探测方法、装置及存储介质，属于卫星应用技术领域，包括：在探测卫星与目标卫星以相反的飞行方向飞行时，当探测卫星与第一目标轨道面上目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时，探测卫星对目标卫星依次进行探测；当第一目标轨道面上的所有目标卫星依次完成探测后，探测卫星利用地球扁率摄动从第一探测轨道面转移至第二探测轨道面，并当探测卫星与第二目标轨道面上目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时对处于第二目标轨道面上目标卫星依次进行探测；直至所有目标卫星完成探测，探测任务结束。该逆轨交会探测方法用于探测卫星与目标卫星逆向飞行时对所有目标卫星的抵近交会探测。
Description
技术领域
本发明涉及卫星应用技术领域，尤其涉及一种用于大规模星座的逆轨交会探测方法、装置及存储介质。
背景技术
随着卫星批量制造技术的快速发展，国内外越来越多的机构正在或计划建设由几十颗乃至上万颗卫星组成的大规模星座，提供全球范围内的遥感、通信、导航等各类应用服务。这些星座通常由多个轨道面组成，每个轨道面包含多颗卫星。为了快速感知大规模星座中全部卫星的详细运行状态，满足监测、分析卫星的健康状况等任务需要，需要使用探测卫星对大规模星座卫星进行遍历抵近探测。
传统的抵近探测方法通常针对单一目标卫星，探测卫星采用与目标卫星相近的轨道参数顺行伴飞目标卫星。但是对于大规模星座的卫星，采用传统的顺轨伴飞探测方法完成对一颗目标卫星的探测后，探测卫星通常需要通过轨道机动调整自身的轨道相位或轨道平面，才能继续对下一颗目标卫星进行顺行伴飞探测，轨道机动过程将消耗大量的燃料，由于探测卫星可携带的燃料重量有限，这样的探测方法将使得单颗探测卫星可探测的目标卫星数量大大受限，难以完成遍历探测，进而造成探测成本大幅提高。
发明内容
有鉴于此，本发明期望提供一种用于大规模星座的逆轨交会探测方法、装置及存储介质；能够在探测卫星与目标卫星以相反的方向飞行时，在不消耗燃料或仅消耗较少燃料的情况下完成探测卫星的探测轨道面的转移，从而实现继续对其他目标轨道面上、相同轨道高度和轨道倾角的目标卫星进行抵近交会探测。
本发明的技术方案是这样实现的：
第一方面，本发明提供了一种用于大规模星座的逆轨交会探测方法，所述逆轨交会探测方法用于探测卫星与目标卫星以相反的飞行方向交会探测，所述逆轨交会探测方法包括：
在所述探测卫星处于第一探测轨道面并与第一目标轨道面上的目标卫星以相反的飞行方向飞行时，当所述探测卫星与所述第一目标轨道面上的目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时，所述探测卫星对所述第一目标轨道面上的目标卫星依次进行探测；
当所述探测卫星对所述第一目标轨道面上的所有目标卫星依次完成探测后，所述探测卫星利用地球扁率摄动从所述第一探测轨道面转移至第二探测轨道面，并当所述探测卫星与第二目标轨道面上的目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时对处于所述第二目标轨道面上的目标卫星依次进行探测；
直至所有目标轨道面上的目标卫星完成探测，所述探测卫星的探测任务结束。
第二方面，本发明提供了一种用于大规模星座的逆轨交会探测装置，所述逆轨交会探测装置包括：判定部分及设置于探测卫星上的探测单元；其中，
所述判定部分，用于判定所述探测卫星与目标轨道面上的目标卫星之间的抵近距离是否处于设定的探测距离范围；
所述探测单元，用于在所述探测卫星与所述目标轨道面上的目标卫星以相反的飞行方向飞行时，当所述探测卫星与所述目标轨道面上的目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时，对所述目标轨道面上的目标卫星依次进行探测。
第三方面，本发明提供了一种存储介质，所述存储介质存储有用于大规模星座的逆轨交会探测的程序，所述用于大规模星座的逆轨交会探测的程序被至少一个处理器执行时实现第一方面所述用于大规模星座的逆轨交会探测方法的步骤。
本发明提供了一种用于大规模星座的逆轨交会探测方法、装置及存储介质；在探测卫星与目标卫星以相反的飞行方向交会，并且在不消耗燃料或消耗较少燃料的情况下，仅采用一颗探测卫星，即可完成对具有相同的轨道高度和轨道倾角的同一个目标轨道面上的所有目标卫星的抵近交会探测；同时探测卫星可以利用地球扁率摄动，在不消耗燃料或仅消耗较少燃料的情况下即在较短的时间内完成探测轨道面的转移，从而继续对其它目标轨道面上的目标卫星进行抵近交会探测。
附图说明
图1为本发明实施例提供的一种用于大规模星座的逆轨交会探测方法流程示意图；
图2为本发明实施例提供的大规模星座所处的目标轨道面的分布情况示意图；
图3为本发明实施例提供的探测卫星从目标卫星的上方抵近交会探测的示意图；
图4为本发明实施例提供的探测卫星从目标卫星的下方抵近交会探测的示意图；
图5为本发明实施例提供的探测卫星抵近交会探测目标卫星的过程示意图；
图6为本发明实施例提供的一种用于大规模星座的逆轨交会探测装置组成示意图；
图7为本发明实施例提供的一种用于大规模星座的逆轨交会探测设备组成示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。
参见图1，其示出了本发明实施例一种用于大规模星座的逆轨交会探测方法，所述逆轨交会探测方法用于探测卫星与目标卫星以相反的飞行方向交会探测，所述逆轨交会探测方法包括：
S101、在所述探测卫星处于第一探测轨道面并与第一目标轨道面上的目标卫星以相反的飞行方向飞行时，当所述探测卫星与所述第一目标轨道面上的目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时，所述探测卫星对所述第一目标轨道面上的目标卫星依次进行探测；
S102、当所述探测卫星对所述第一目标轨道面上的所有目标卫星依次完成探测后，所述探测卫星利用地球扁率摄动从所述第一探测轨道面转移至第二探测轨道面，并当所述探测卫星与第二目标轨道面上的目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时对处于所述第二目标轨道面上的目标卫星依次进行探测；
S103、直至所有目标轨道面上的目标卫星完成探测，所述探测卫星的探测任务结束。
具体来说，在本发明实施例中，如图2所示，其示出了大规模星座所处的目标轨道
面TS的分布情况，其中，图2中的实线圆形表示地球，虚线圆形表示目标轨道面。由图2可以
看出，多个目标轨道面TS均为近圆轨道，且具有相同的轨道高度
和轨道倾角
，不同的升
交点赤经
。在大规模星座部署时，每个目标轨道面TS上部署有多颗目标卫星。参见图3和
图4，其示出了在本发明实施例的具体探测过程中探测卫星A与目标卫星B的飞行方向，其
中，图3表示探测卫星A从目标卫星B的上方抵近交会探测，图4表示探测卫星A从目标卫星B
的下方抵近交会探测。
基于此，对于图1所示的技术方案，在一些可能的实施方式中，确定所述探测卫星所处的探测轨道面的轨道高度、轨道倾角及探测轨道面的升交点赤经为：
基于目标轨道面的轨道高度及轨道倾角，确定所述探测轨道面的轨道高度及轨道倾角分别为：
其中，
表示所述目标轨道面的轨道高度；
表示所述探测轨道面的轨道高度；L
表示所述探测卫星与所述目标卫星之间的抵近距离；其中，当所述探测卫星从所述目标卫
星的上方抵近交会探测时，
；当所述探测卫星从所述目标卫星的下方抵近交
会探测时，
；
其中，
表示所述目标轨道面的轨道倾角；
表示所述探测轨道面的轨道倾角；
基于所述目标轨道面的升交点赤经，确定所述探测轨道面的升交点赤经为：
其中，
表示所述目标轨道面的升交点赤经；
表示所述探测轨道面的升交点
赤经。
可以理解地，若探测卫星A对升交点赤经为
的第一目标轨道面TS-1上的目标
卫星进行抵近交会探测时，则探测卫星A所处的第一探测轨道面TL-1的升交点赤经表示为：
其中，
表示第一目标轨道面的升交点赤经；
表示探测卫星对第一目标轨
道面上的目标卫星进行探测时所处的第一探测轨道面的升交点赤经。
对于图1所示的技术方案，在一些可能的实施方式中，所述探测卫星的数量为一颗。
可以理解地，对于本发明实施例在具体实施过程中能够采用一颗探测卫星A与目标卫星B以相反方向飞行的方式对目标轨道面TS上的目标卫星B依次进行探测。
对于图1所示的技术方案，在一些可能的实施方式中，所述探测卫星对每个目标轨道面的探测时间最多不超过半个探测周期。
对于上述可能的实施方式，在一些示例中，在所述探测周期内，所述探测卫星对每个所述目标轨道面上的每颗目标卫星至多能够进行两次抵近交会探测。
举例来说，设目标卫星B所处的目标轨道面TS的轨道周期为
、探测卫星A所处的
探测轨道面TL的轨道周期为
，则探测卫星B对当前目标轨道面TS的探测周期
，当抵近距离L不太大时，
。基于此，完成当前目标轨道面TS上所有
目标卫星B的单次交会探测的探测时间t最多为
，且
略小于
，故一个探测周期
内可以对当前目标轨道面TS上所有目标卫星B进行两次交会探测。也就是说，只要探测卫
星A与目标卫星B的抵近距离L的变化仍能满足探测要求，探测卫星A仍可在探测周期
内完
成对当前目标轨道面TS上的所有目标卫星B的两次交会探测。
具体以探测卫星A对第一目标轨道面TS-1上的所有目标卫星B进行探测来说，当探
测卫星A完成第一目标轨道面TS-1上的第一颗目标卫星的第一次抵近交会探测任务后，依
次对第一目标轨道面TS-1上的其他目标卫星B进行交会探测，其探测时间t最多不超过半个
探测周期
，即可完成对第一目标轨道面TS-1上所有目标卫星B的单次交会探测。需要说明
的是，上述的探测周期
指的是探测轨道面TL的轨道周期
与目标轨道面TS的轨道周期
中的最大值。同时，在探测过程中，只要探测卫星A和目标卫星B之间的抵近距离L处于设定
的探测距离范围内，仍可对第一轨道面TS-1上的目标卫星B进行多次抵近交会探测。
当然，需要说明的是，在本发明实施例中，也可以根据具体的实际情况，比如加快探测卫星A的探测速度，以增加探测卫星A的数量。
对于图1所示的技术方案，在一些可能的实施方式中，当所述探测卫星对所述第一目标轨道面上的所有目标卫星依次完成探测后，利用地球扁率摄动使得所述探测卫星从所述第一探测轨道面转移至第二探测轨道面，并对处于所述第二目标轨道面上的目标卫星依次进行探测，包括：
当所述第一目标轨道面上的所有目标卫星依次完成探测后，利用地球扁率摄动使
得所述探测卫星所处的探测轨道面的升交点赤经由
转移至
；其中，
其中，
表示第二目标轨道面的升交点赤经；
表示所述探测卫星对所述第
二目标轨道面上的目标卫星进行探测时所处的第二探测轨道面的升交点赤经；
表示所
述探测卫星对所述第一目标轨道面上的目标卫星进行探测时所处的第一探测轨道面的升
交点赤经；
当所述探测卫星与所述第二目标轨道面上的目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时，所述探测卫星对所述第二目标轨道面上的目标卫星依次进行探测。
可以理解地，借用地球扁率摄动能够在较短的时间内完成探测卫星A能够从升交
点赤经为
的第一探测轨道面TL-1自然漂移至升交点赤经为
的第二探测轨道面TL-
2，并对升交点赤经为
的第二目标轨道面TS-2上的目标卫星进行抵近交会探测。
对于图1所示的技术方案，在一些可能的实施方式中，所述地球扁率摄动使得所述探测卫星所处的探测轨道面与所述目标卫星所处的目标轨道面之间的升交点赤经每日相对变化量为：
其中，
表示所述探测卫星所处的探测轨道面与所述目标卫星所处的目
标轨道面之间的升交点赤经每日相对变化量；
表示地球半径；
表示所述探测卫星所
处的探测轨道面的半长轴；
表示所述目标卫星所处的目标轨道面的半长轴；
表示所
述探测轨道面的轨道偏心率；
表示所述目标轨道面的轨道偏心率；
表示所述目标轨道
面的轨道倾角； 
表示所述探测轨道面的轨道倾角；其中，
为负，表示所述探测
卫星所处的探测轨道面相对于所述目标卫星所处的目标轨道面向西漂移；
为
正，表示所述探测卫星所处的探测轨道面相对于所述目标卫星所处的目标轨道面向东漂
移。
需要说明的是，由于地球质量的分布不均匀导致产生的非均匀引力场会引起探测
卫星A所处的探测轨道面TL的升交点赤经发生变化，采用本发明实施例提供的逆轨交会探
测方法能够在不消耗燃料或消耗较少燃料的情况下，借用地球扁率摄动完成探测卫星A所
处的探测轨道面TL的自然漂移，以在较短的时间内即可使探测轨道面TL的升交点赤经由
转移至
，以对升交点赤经为
的第二轨道面TS-2上的目标卫星B进行交会探测。
此外，可以理解地，在地球引力场势函数中，对轨道影响最大的是J2项，称为“地球扁率摄动”，地球扁率摄动造成的卫星的升交点赤经变化量为：
在上式中，
表示地球扁率摄动造成的卫星的升交点赤经的每日变化量；
表示地球半径，
=6378.140Km；
表示卫星所处的轨道半长轴；
表示卫星所处的轨
道偏心率，对于近圆轨道，
；
表示卫星所处的轨道倾角。
在本发明实施例中，由于
，那么探测卫星A所处的探测轨道面TL
与目标卫星B所处的目标轨道面TS之间的升交点赤经每日相对变化量为：
可以理解地，如果
，则探测卫星A的探测轨道面TL相对目标卫星B的目标轨
道面TS向东漂移；如果
，则探测卫星A的探测轨道面TL相对于目标卫星B的目标轨道
面TS无相对漂移；如果
，则探测卫星A的探测轨道面TL相对目标卫星B的目标轨道面
TS向西漂移。
可以看出，对于轨道倾角
不为90°，尤其是处于低倾角的目标轨道面的目标卫星B
来说，相比于传统的探测卫星A顺轨伴飞的探测方法中
，采用逆轨交会探测方
法可以在不消耗燃料或较少消耗燃料的情况下，在较短的探测时间t内借用地球扁率摄动
完成探测卫星A所在的探测轨道面TL的自然漂移，从而实现快速遍历探测。
对于图1所示的技术方案，在一些可能的实施方式中，所述探测卫星对所述目标卫星进行探测，包括：
探测卫星高动态捕获待探测的目标卫星；
在所述待探测的目标卫星姿态稳定且进入探测卫星的探测范围之前对所述待探测的目标卫星实现高动态精准稳定跟瞄；
在所述待探测的目标卫星进入所述探测卫星的探测范围且所述探测卫星持续稳定跟瞄所述待探测的目标卫星后，所述探测卫星执行探测任务。
具体来说，如图5所示，其示出了探测卫星A的探测过程。首先是探测卫星A对待探测的目标卫星B进行高动态捕获，具体执行高动态捕获操作时可以采用激光测距与光学的复合导引方式实现，这也就是图5中的捕获阶段；其次，当探测卫星A的姿态稳定后，探测卫星A在待探测的目标卫星B进入其探测范围之前实现高动态精准稳定跟瞄，具体探测卫星A可以使用推力器与反作用飞轮组合进行高精准的稳定跟瞄，这也就是图5中的姿态稳定阶段；最后，当探测卫星A持续稳定跟瞄待探测的目标卫星B后以执行探测任务，这也就是图5中的探测阶段。可以理解地，逆轨交会探测方法相比于顺轨交会探测方法，探测卫星A与目标卫星B之间的相对飞行速度快，对探测过程提出了更高的要求。由于地面测站引导方法受制于地面测站的地理位置，无法对大规模星座进行探测，因此需要探测卫星A具备自主捕获与跟踪探测能力。
下面以具体的示例对本发明的技术方案进行详细阐述。
设定大规模星座中包含1800颗目标卫星B，其分别部署在轨道高度
为500Km、轨
道倾角
为50°的60个近圆的目标轨道面TS上，这些目标轨道面TS的升交点赤经分别为0°、
6°、12°、…、354°，每个目标轨道面包含30颗相位均匀分布的目标卫星B。
可以设定的，探测卫星A从目标卫星B下方5Km处抵近交会，从升交点赤经为0°的第
一目标轨道面TS-1上的第一颗目标卫星B开始探测。可以获知的是探测卫星A此时的第一探
测轨道面TL-1的轨道高度
为495Km、轨道倾角
为130°、所处的第一探测轨道面TL-1的升
交点赤经
为180°。
此外，设定目标卫星B所处的第一目标轨道面TS-1的轨道周期
为5677.0s，探测
卫星A所处的第一探测轨道面TL-1的轨道周期
为5670.8s。因此，可以获知的是探测卫星A
每隔94.6s即可完成对一颗目标卫星的交会探测。因此，以对第一目标轨道面TS-1上的所有
目标卫星B来说，从对第一颗目标卫星B第一次交会探测开始，经过2742.4s（不足半个探测
周期
）即可完成对第一目标轨道面TS-1上所有目标卫星B的单次交会探测，经过5579.3s
（不足一个探测周期
）即可完成对第一目标轨道面TS-1上所有目标卫星B的两次交会探
测。虽然在探测过程中，地球扁率摄动造成的升交点赤经漂移会使探测卫星B所处的第一探
测轨道面TL-1与第一目标轨道面TS-1逐渐分开，但短期内只要探测卫星A与目标卫星B之间
的抵近距离L仍满足设定的探测距离范围，探测卫星A仍然能够在探测周期内对每颗目标卫
星B进行两次交会探测。
根据式（5）可以计算得到，探测卫星A所处的探测轨道面TL与目标卫星B所处的目标轨道面TS的相对升交点赤经每日变化量为9.8484°/天，即在不消耗燃料的情况下，每隔14.62个小时，探测卫星A即可对升交点赤经间隔6°的相邻目标轨道面TS上的目标卫星进行抵近探测。不计轨道高度保持消耗的燃料重量，36天内单颗探测卫星A即可零燃料完成对60个目标轨道面上的共计1800颗目标卫星B的遍历探测任务。
当然，在实际探测过程中，如果需要进一步加快探测速度，可以在探测轨道面TL的升交点赤经发生漂移时使得探测卫星A消耗少量燃料以加快漂移速度，当然也可以部署多颗探测卫星A同时执行探测任务。例如，针对上述探测任务，消耗推进剂为探测卫星A提供0.80Km/s的速度脉冲，可以直接完成探测轨道面TL的转移；若消耗更少的推进剂为探测卫星A提供较少的速度脉冲，亦可在小于14.62小时的时间内完成探测轨道面的转移。若部署两颗探测卫星A，升交点赤经间隔180°，两颗探测卫星A同时执行探测任务，则可在18天内完成对全部1800颗目标卫星B的遍历探测；若部署三颗探测卫星A，升交点赤经两两间隔60°，三颗探测卫星A同时执行探测任务，则可在6天内完成对全部1800颗目标卫星B的遍历探测。
通过本发明实施例提供的逆轨交会探测方法，探测卫星A与目标卫星B进行逆轨交
会，也就是说探测卫星A所处的探测轨道面TL的轨道倾角
与目标卫星B所处的目标轨道面
TS的轨道倾角
互为补角。在探测卫星A与目标卫星B以相反的飞行方向交会，并且在不消
耗燃料或消耗较少燃料的情况下，仅采用一颗探测卫星A，即可在不到半个探测周期的时间
内完成对具有相同的轨道高度和轨道倾角的同一个目标轨道面上的所有目标卫星进行单
次抵近交会探测；同时还可以同一目标卫星进行反复多次抵近交会探测。在完成一个目标
轨道面上的全部目标卫星的探测任务后，探测卫星A可以利用地球扁率摄动，在不消耗燃料
或仅消耗较少燃料的情况下即在较短的时间内完成探测轨道面的转移，从而继续对其它目
标轨道面上的目标卫星B进行抵近交会探测。
基于前述技术方案相同的发明构思，参见图6，其示出了本发明实施例提供的一种用于大规模星座的逆轨交会探测装置60的组成，所述逆轨交会探测装置60包括：判定部分601及设置于探测卫星上的探测单元602；其中，
所述判定部分601，用于判定所述探测卫星与目标轨道面上的目标卫星之间的抵近距离是否处于设定的探测距离范围；
所述探测单元602，用于在所述探测卫星与所述目标轨道面上的目标卫星以相反的飞行方向飞行时，当所述探测卫星与所述目标轨道面上的目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时，对所述目标轨道面上的目标卫星依次进行探测。
需要说明的是，对于上述各组件所配置功能的具体实现方式或实施示例内容，可参见前述技术方案相应的步骤及实现方式和示例，本发明实施例在此不作赘述。
可以理解地，在本实施例中，“部分”可以是部分电路、部分处理器、部分程序或软件等等，当然也可以是单元，还可以是模块也可以是非模块化的。
另外，在本实施例中的各组成部分可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能模块的形式实现。
所述集成的单元如果以软件功能模块的形式实现并非作为独立的产品进行销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中，基于这样的理解，本实施例的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）或processor（处理器）执行本实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器（ROM， Read Only Memory）、随机存取存储器（RAM，Random Access Memory）、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
因此，本实施例提供了一种计算机存储介质，所述计算机存储介质存储有用于大规模星座的逆轨交会探测的程序，所述用于大规模星座的逆轨交会探测的程序被至少一个处理器执行时实现上述技术方案中所述用于大规模星座的逆轨交会探测方法的步骤。
根据上述用于大规模星座的逆轨交会探测装置60以及计算机存储介质，参见图7，其示出了本发明实施例提供的一种能够实施上述用于大规模星座的逆轨交会探测设备70的具体硬件结构，该逆轨交会探测设备70可以包括：设置于探测卫星上的探测单元602，存储器701以及处理器702；除探测单元602，其余各个组件可以通过总线***703耦合在一起。可理解，总线***703用于实现这些组件之间的连接通信。总线***703除包括数据总线之外，还包括电源总线、控制总线和状态信号总线。但是为了清楚说明起见，在图7中将各种总线都标为总线***703。其中，
所述存储器701，用于存储能够在所述处理器上运行的计算机程序；
所述处理器702，用于在运行所述计算机程序时，执行以下步骤：
判定所述探测卫星与目标轨道面上的目标卫星之间的抵近距离是否处于设定的探测距离范围。
可以理解，本发明实施例中的存储器701可以是易失性存储器或非易失性存储器，或可包括易失性和非易失性存储器两者。其中，非易失性存储器可以是只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、可编程只读存储器(Programmable ROM，PROM)、可擦除可编程只读存储器(Erasable PROM，EPROM)、电可擦除可编程只读存储器(Electrically EPROM，EEPROM)或闪存。易失性存储器可以是随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)，其用作外部高速缓存。通过示例性但不是限制性说明，许多形式的RAM可用，例如静态随机存取存储器(Static RAM，SRAM)、动态随机存取存储器(Dynamic RAM，DRAM)、同步动态随机存取存储器(Synchronous DRAM，SDRAM)、双倍数据速率同步动态随机存取存储器(Double Data RateSDRAM，DDRSDRAM)、增强型同步动态随机存取存储器(Enhanced SDRAM，ESDRAM)、同步连接动态随机存取存储器(Synchlink DRAM，SLDRAM)和直接内存总线随机存取存储器(DirectRambus RAM，DRRAM)。本文描述的***和方法的存储器701旨在包括但不限于这些和任意其它适合类型的存储器。
而处理器702可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法的各步骤可以通过处理器702中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器702可以是通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现场可编程门阵列(Field Programmable Gate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。可以实现或者执行本发明实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。结合本发明实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器701，处理器702读取存储器701中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。
可以理解的是，本文描述的这些实施例可以用硬件、软件、固件、中间件、微码或其组合来实现。对于硬件实现，处理单元可以实现在一个或多个专用集成电路(ApplicationSpecific Integrated Circuits，ASIC)、数字信号处理器(Digital Signal Processing，DSP)、数字信号处理设备(DSP Device，DSPD)、可编程逻辑设备(Programmable LogicDevice，PLD)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)、通用处理器、控制器、微控制器、微处理器、用于执行本申请所述功能的其它电子单元或其组合中。
对于软件实现，可通过执行本文所述功能的模块(例如过程、函数等) 来实现本文所述的技术。软件代码可存储在存储器中并通过处理器执行。存储器可以在处理器中或在处理器外部实现。
具体来说，处理器702还配置为运行所述计算机程序时，执行前述技术方案中所述用于大规模星座的逆轨交会探测方法步骤，这里不再进行赘述。
需要说明的是：本发明实施例所记载的技术方案之间，在不冲突的情况下，可以任意组合。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (9)
1.一种用于大规模星座的逆轨交会探测方法，其特征在于，所述逆轨交会探测方法用于探测卫星与目标卫星以相反的飞行方向交会探测，所述逆轨交会探测方法包括：
在所述探测卫星处于第一探测轨道面并与第一目标轨道面上的目标卫星以相反的飞行方向飞行时，当所述探测卫星与所述第一目标轨道面上的目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时，所述探测卫星对所述第一目标轨道面上的目标卫星依次进行探测；
当所述探测卫星对所述第一目标轨道面上的所有目标卫星依次完成探测后，所述探测卫星利用地球扁率摄动从所述第一探测轨道面转移至第二探测轨道面，并当所述探测卫星与第二目标轨道面上的目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时对处于所述第二目标轨道面上的目标卫星依次进行探测；其中，当所述探测卫星对所述第一目标轨道面上的所有目标卫星依次完成探测后，所述探测卫星利用地球扁率摄动从所述第一探测轨道面转移至第二探测轨道面，并当所述探测卫星与第二目标轨道面上的目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时对处于所述第二目标轨道面上的目标卫星依次进行探测，包括：
当所述探测卫星对所述第一目标轨道面上的所有目标卫星依次完成探测后，利用地球
扁率摄动使得所述探测卫星所处的探测轨道面的升交点赤经由
转移至
；其中，
其中，
表示所述第二目标轨道面的升交点赤经；
表示所述探测卫星对所述第二
目标轨道面上的目标卫星进行探测时所处的第二探测轨道面的升交点赤经；
表示所述
探测卫星对所述第一目标轨道面上的目标卫星进行探测时所处的第一探测轨道面的升交
点赤经；
当所述探测卫星与所述第二目标轨道面上的目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时，所述探测卫星对所述第二目标轨道面上的目标卫星依次进行探测；
直至所有目标轨道面上的目标卫星完成探测，所述探测卫星的探测任务结束。
2.根据权利要求1所述的逆轨交会探测方法，其特征在于，确定所述探测卫星所处的探测轨道面的轨道高度、轨道倾角及探测轨道面的升交点赤经为：
基于目标轨道面的轨道高度及轨道倾角，确定所述探测轨道面的轨道高度及轨道倾角分别为：
其中，
表示所述目标轨道面的轨道高度；
表示所述探测轨道面的轨道高度；L表示所
述探测卫星与所述目标卫星之间的抵近距离；其中，当所述探测卫星从所述目标卫星的上
方抵近交会探测时，
；当所述探测卫星从所述目标卫星的下方抵近交会探测时，
；
其中，
表示所述目标轨道面的轨道倾角；
表示所述探测轨道面的轨道倾角；
基于所述目标轨道面的升交点赤经，确定所述探测轨道面的升交点赤经为：
其中，
表示所述目标轨道面的升交点赤经；
表示所述探测轨道面的升交点赤经。
3.根据权利要求1所述的逆轨交会探测方法，其特征在于，所述探测卫星的数量为一颗。
4.根据权利要求1所述的逆轨交会探测方法，其特征在于，所述探测卫星对每个目标轨道面的探测时间最多不超过半个探测周期。
5.根据权利要求4所述的逆轨交会探测方法，其特征在于，在所述探测周期内，所述探测卫星对每个所述目标轨道面上的每颗目标卫星至多能够进行两次抵近交会探测。
6.根据权利要求1所述的逆轨交会探测方法，其特征在于，所述地球扁率摄动使得所述探测卫星所处的探测轨道面与所述目标卫星所处的目标轨道面之间的升交点赤经每日相对变化量为：
其中，
表示所述探测卫星所处的探测轨道面与所述目标卫星所处的目标轨
道面之间的升交点赤经每日相对变化量；
表示地球半径；a S表示所述探测卫星所处的探
测轨道面的半长轴；a T表示所述目标卫星所处的目标轨道面的半长轴；e S表示所述探测轨道
面的轨道偏心率；e T表示所述目标轨道面的轨道偏心率；
表示所述目标轨道面的轨道倾
角；
表示所述探测轨道面的轨道倾角；其中，
为负，表示所述探测卫星所处的探
测轨道面相对于所述目标卫星所处的目标轨道面向西漂移；
为正，表示所述探
测卫星所处的探测轨道面相对于所述目标卫星所处的目标轨道面向东漂移。
7.根据权利要求1所述的逆轨交会探测方法，其特征在于，所述探测卫星对所述目标卫星进行探测，包括：
探测卫星高动态捕获待探测的目标卫星；
在所述待探测的目标卫星姿态稳定且进入探测卫星的探测范围之前对所述待探测的目标卫星实现高动态精准稳定跟瞄；
在所述待探测的目标卫星进入所述探测卫星的探测范围且所述探测卫星持续稳定跟瞄所述待探测的目标卫星后，所述探测卫星执行探测任务。
8.一种用于大规模星座的逆轨交会探测装置，其特征在于，所述逆轨交会探测装置包括：判定部分及设置于探测卫星上的探测单元；其中，
所述判定部分，用于判定所述探测卫星与目标轨道面上的目标卫星之间的抵近距离是否处于设定的探测距离范围；
所述探测单元，用于在所述探测卫星与所述目标轨道面上的目标卫星以相反的飞行方向飞行时，当所述探测卫星与所述目标轨道面上的目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时，对所述目标轨道面上的目标卫星依次进行探测；
其中，所述探测单元，还经配置为：
当所述探测卫星对第一目标轨道面上的所有目标卫星依次完成探测后，利用地球扁率
摄动使得所述探测卫星所处的探测轨道面的升交点赤经由
转移至
；其中，
其中，
表示第二目标轨道面的升交点赤经；
表示所述探测卫星对所述第二目标
轨道面上的目标卫星进行探测时所处的第二探测轨道面的升交点赤经；
表示所述探测
卫星对所述第一目标轨道面上的目标卫星进行探测时所处的第一探测轨道面的升交点赤
经；
当所述探测卫星与所述第二目标轨道面上的目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时，所述探测卫星对所述第二目标轨道面上的目标卫星依次进行探测。
9.一种存储介质，其特征在于，所述存储介质存储有用于大规模星座的逆轨交会探测的程序，所述用于大规模星座的逆轨交会探测的程序被至少一个处理器执行时实现权利要求1至7中任一项所述用于大规模星座的逆轨交会探测方法的步骤。
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