一种低轨通、导、遥系统的多层异构星座方案及最小配置设计方法与流程

1.本发明涉及卫星星座设计技术领域，尤其涉及一种低轨通、导、遥系统的多层异构星座方案及最小配置设计方法。


背景技术：

2.低轨星座系统是未来天基系统发展的重要趋势之一。近年来，随着微纳卫星技术发展和商业航天兴起，低轨星座计划呈现爆发式的增长。除通信星座之外，低轨空间在发展遥感、导航增强星座方面也具有其独特的优势。由于轨道高度低，低轨空间不仅单次发射能运送到轨道上的质量更大，发射成本更低，其对遥感、导航增强卫星的载荷要求也更低。虽然单颗卫星在低轨上的对地覆盖性能较差，但是采用多颗卫星构成星座也可以弥补这方面的不足。随着通信、导航、遥感一体化应用需求的日益增长，在低轨空间实现通信、导航、遥感的一体化应用能够进一步提升低轨星座系统的应用价值。
3.目前，在低轨空间实现通导遥的一体化应用主要通过在卫星星座的每个卫星平台均部署通信载荷、导航载荷和遥感载荷来实现。然而，虽然将通信载荷、导航载荷和遥感载荷部署在同一个卫星上能够实现高分辨率的对地遥感，但由于单个卫星的功能较多，必然会导致整个卫星复杂化，相应的质量更大、成本更高。并且，由于不同载荷应用的区别，将导致卫星工作模式受限，无法实现应用效能的最大化。例如，当卫星仅携带遥感载荷时，虽然载荷的视场角很小，对地的瞬时覆盖面积小，但卫星可以通过姿态机动的方式拓展其可见范围，从而达到缩短重返时间的目的。当卫星同时携带通信载荷、导航载荷和遥感载荷时，因通信和导航卫星不进行大范围姿态机动，将会限制遥感载荷可见范围的拓展。


技术实现要素：

4.为解决上述现有技术中存在的部分或全部技术问题，本发明提供一种低轨通、导、遥系统的多层异构星座方案及最小配置设计方法。
5.本发明的技术方案如下：
6.第一方面，提供了一种低轨通、导、遥系统的多层异构星座方案，所述星座包括：
7.第一星座，所述第一星座的星座构型为极轨星座，所述第一星座包括部署在第一预设轨道上的多个第一卫星，所述第一卫星上配置通导遥一体化载荷，所述第一星座用于为全球提供实时连续的通信和导航增强服务，以及提供基础遥感服务；
8.第二星座，所述第二星座的星座构型为walker-δ星座，所述第二星座包括部署在第二预设轨道上的多个第二卫星，所述第二卫星上配置光学遥感载荷，所述第二星座用于为特定纬度范围内的区域提供能够满足特定重访时间要求的高精度遥感服务；
9.其中，所述第一预设轨道和所述第二预设轨道均为低轨道，且所述第一预设轨道的高度大于所述第二预设轨道。
10.在一些可能的实现方式中，所述第一星座的轨道类型为太阳同步轨道，所述第一
预设轨道的高度为1200km，轨道倾角为100.4
°
，所述第一星座包括5个第一轨道面，每个所述第一轨道面部署有9个所述第一卫星，用于为全球提供实时连续的覆盖。
11.在一些可能的实现方式中，所述第二预设轨道的高度为600km，轨道倾角为55
°
，所述第二星座包括13个第二轨道面，每个所述第二轨道面部署有4个所述第二卫星，用于为南北纬60
°
范围内的区域提供重访时间小于30分钟的覆盖。
12.第二方面，提供了一种低轨通、导、遥系统的多层异构星座最小配置设计方法，所述方法用于确定如上述的低轨通、导、遥系统的多层异构星座的最小配置，包括：
13.给定第一预设轨道高度和第一星座的轨道构型；
14.基于给定的第一预设轨道高度和第一星座的轨道构型，计算确定每个第一轨道面能够形成连续覆盖带的最少第一卫星数量，利用连续覆盖带宽度、覆盖带重叠系数和第一轨道面数三者间的相互关系，计算确定能够实现全球覆盖的第一星座的最少第一轨道面数；
15.给定第二预设轨道高度范围、特定纬度范围要求和特定重访时间要求；
16.基于给定的第二预设轨道高度范围，计算确定能够满足特定重访时间要求的第二轨道面上的最少第二卫星数，计算确定能够满足特定纬度范围要求的最少第二轨道面数。
17.在一些可能的实现方式中，利用以下公式计算确定每个第一轨道面能够形成连续覆盖带的最少第一卫星数量；
[0018][0019]
其中，sa表示第一轨道面上部署的第一卫星数，d
σ
表示仰角大于5
°
条件下的第一卫星对地面覆盖半角，d
σ
由第一预设轨道高度确定。
[0020]
在一些可能的实现方式中，利用以下公式确定连续覆盖带宽度；
[0021][0022]
利用以下公式计算确定能够实现全球覆盖的第一星座的最少第一轨道面数；
[0023][0024]
其中，ds表示连续覆盖带宽度，pa表示第一星座的第一轨道面数，κ表示覆盖带重叠系数，κ≥1。
[0025]
在一些可能的实现方式中，利用以下公式计算确定能够满足特定重访时间要求的第二轨道面上的最少第二卫星数；
[0026][0027]
其中，ss表示第二轨道面上部署的第二卫星数，n表示卫星轨道周期，t0表示特定重访时间要求中的最大重访时间。
[0028]
在一些可能的实现方式中，利用以下公式计算确定能够满足特定纬度范围要求的最少第二轨道面数；
[0029][0030]
其中，ps表示第二星座的第二轨道面数，d
τ
表示在卫星姿态机动条件下可达的地面覆盖半角，is表示第二星座的轨道倾角，is由特定纬度范围要求确定，且满足由特定纬度范围要求确定，且满足表示特定纬度范围要求中的最大纬度。
[0031]
本发明技术方案的主要优点如下：
[0032]
本发明的低轨通、导、遥系统的多层异构星座方案及最小配置设计方法充分考虑了不同载荷的应用特点，将通导遥一体化载荷和高分辨率的光学遥感载荷部署在不同高度的不同星座的卫星上，能够以更小的卫星规模为全球提供实时连续的通信服务、导航增强服务和基础遥感服务，并能够对特定纬度范围内的区域提供能够满足特定重访时间要求的高精度遥感服务。
附图说明
[0033]
此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
[0034]
图1为本发明一实施例的低轨通、导、遥系统的多层异构星座最小配置设计方法的流程图；
[0035]
图2为本发明一实施例的第一星座的单轨道面连续覆盖带示意图；
[0036]
图3为本发明一实施例的覆盖带重叠系数为1时第一星座轨道面的一种覆盖带拼接效果示意图；
[0037]
图4为本发明一实施例的覆盖带重叠系数为1时第一星座轨道面的另一种覆盖带拼接效果示意图；
[0038]
图5为本发明一实施例的覆盖带重叠系数为2时第一星座轨道面的一种覆盖带拼接效果示意图；
[0039]
图6为本发明一实施例的覆盖带重叠系数为2时第一星座轨道面的另一种覆盖带拼接效果示意图；
[0040]
图7为本发明一实施例的第二星座的单轨道面覆盖示意图；
[0041]
图8为本发明一实施例的第二星座轨道面覆盖带拼接示意图。
具体实施方式
[0042]
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明具体实施例及相应的附图对本发明技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0043]
以下结合附图，详细说明本发明一实施例提供的技术方案。
[0044]
第一方面，本发明一实施例提供了一种低轨通、导、遥系统的多层异构星座方案，该星座包括：
[0045]
第一星座，第一星座的星座构型为极轨星座，第一星座包括部署在第一预设轨道
上的多个第一卫星，第一卫星上配置通导遥一体化载荷，第一星座用于为全球提供实时连续的通信和导航增强服务，以及提供基础遥感服务；
[0046]
第二星座，第二星座的星座构型为walker-δ星座，第二星座包括部署在第二预设轨道上的多个第二卫星，第二卫星上配置光学遥感载荷，第二星座用于为特定纬度范围内的区域提供能够满足特定重访时间要求的高精度遥感服务；
[0047]
其中，第一预设轨道和第二预设轨道均为低轨道，且第一预设轨道的高度大于第二预设轨道。
[0048]
本发明一实施例提供的低轨通、导、遥系统的多层异构星座方案充分考虑了不同载荷的应用特点，将通导遥一体化载荷和高分辨率的光学遥感载荷部署在不同高度的不同星座的卫星上，能够以更小的卫星规模为全球提供实时连续的通信服务、导航增强服务和基础遥感服务，并能够对特定纬度范围内的区域提供能够满足特定重访时间要求的高精度遥感服务。
[0049]
由于光学遥感载荷是一种实现高分辨率对地遥感更经济的方式，但因其瞬时覆盖面积小，需要通过姿态机动来获得更短的重访时间，并且光学遥感载荷的分辨率会受到轨道高度变化的影响。通导遥一体化载荷可以利用高度集成的系统更高效地提供通信、导航增强和大范围的遥感普查服务，并且通导遥一体化载荷对地遥感的分辨率不会受轨道高度的影响。为此，本发明一实施例中，通过将通导遥一体化载荷与光学遥感载荷配置在不同卫星上，既能够解除对部署光学遥感载荷的卫星姿态机动的限制，还能够为通导遥一体化载荷卫星的轨道高度选择提供更大的空间。同时，将配置有通导遥一体化载荷的卫星部署在比配置有光学遥感载荷的卫星更高的轨道上，能够方便两者建立星间链路，使配置有光学遥感载荷的卫星既可以通过上层卫星将遥感数据实时传输至地面，也可以通过上层卫星实时接收地面的测控指令。
[0050]
进一步地，由于极轨星座具有良好的全球覆盖性能，当极轨星座对某个纬度无间隙覆盖时，其必然对更高纬度的区域无间隙覆盖。因而，当极轨星座恰好实现全球无间隙覆盖时，随着纬度的增高其对地覆盖的重叠区域越多，能够便于实现全球的多重覆盖。walker-δ星座通过星座构型的合理配置能够实现对特定纬度区域的快速重访。为此，本发明一实施例中，将配置有通导遥一体化载荷的卫星部署在极轨星座上，将配置有光学遥感载荷的卫星部署在walker-δ星座上。
[0051]
其中，通导遥一体化载荷的具体结构可以参照技术文献：“一种基于软件定义的通导遥一体化有效载荷架构设计”，吕争，蔺祥宇，徐明明，麻丽香，朱宇，第四届高分辨率对地观测学术年会论文集，2017.9.17。
[0052]
进一步地，本发明一实施例中，为了给卫星提供良好的光照条件，并避免卫星在极点处可能出现的位置冲突，第一星座的轨道类型采用太阳同步轨道。
[0053]
考虑到卫星星座的轨道高度较低时，地球对星间链路的遮挡效应明显，需要较大的星座规模才能实现不间断的全连通。为此，将配置有通导遥一体化载荷的第一卫星部署在1200km左右轨道高度上，即将第一预设轨道的高度设置为1200km。对应地，轨道倾角通过计算为100.4
°
。
[0054]
进一步地，在采用太阳同步轨道作为第一星座的轨道类型、将第一预设轨道的高度设置为1200km、以及轨道倾角为100.4
°
的基础上，第一星座可以包括5个第一轨道面，每
个第一轨道面部署有9个第一卫星。
[0055]
通过设置5个第一轨道面，并在每个第一轨道面上部署9个第一卫星，能够实现第一星座对全球无间隙覆盖，为全球提供实时连续的通信服务、导航增强服务和基础遥感服务。
[0056]
进一步地，本发明一实施例中，为了降低光学遥感载荷的复杂度，将配置有光学遥感载荷的第二卫星部署在500～600km左右轨道高度上，即将第二预设轨道的高度设置为500～600km。
[0057]
具体地，当要求能够对南北纬60
°
范围内的区域提供高精度遥感服务，且重访时间小于30分钟时，第二预设轨道的高度为600km，轨道倾角为55
°
，第二星座包括13个第二轨道面，每个第二轨道面部署有4个第二卫星。
[0058]
第二方面，参见图1，本发明一实施例还提供了一种低轨通、导、遥系统的多层异构星座最小配置设计方法，该方法用于确定上述的低轨通、导、遥系统的多层异构星座的最小配置，包括以下步骤：
[0059]
s11，给定第一预设轨道高度和第一星座的轨道构型；
[0060]
s12，基于给定的第一预设轨道高度和第一星座的轨道构型，计算确定每个第一轨道面能够形成连续覆盖带的最少第一卫星数量，利用连续覆盖带宽度、覆盖带重叠系数和第一轨道面数三者间的相互关系，计算确定能够实现全球覆盖的第一星座的最少第一轨道面数；
[0061]
s21，给定第二预设轨道高度范围、特定纬度范围要求和特定重访时间要求；
[0062]
s22，基于给定的第二预设轨道高度范围，计算确定能够满足特定重访时间要求的第二轨道面上的最少第二卫星数，计算确定能够满足特定纬度范围要求的最少第二轨道面数。
[0063]
本发明一实施例中，多层异构星座最小配置设计方法包括第一星座最小配置设计和第二星座最小配置设计，第一星座最小配置设计过程包括步骤s11-s12，第二星座最小配置设计过程包括步骤s21-s22。
[0064]
以下通过具体示例对本发明一实施例提供的多层异构星座最小配置设计方法的步骤及原理进行具体说明。
[0065]
(1)第一星座最小配置设计
[0066]
以下以给定第一预设轨道高度为1200km，第一星座的轨道构型为太阳同步轨道为例，对第一星座最小配置设计步骤进行具体说明。
[0067]
设定：第一星座有pa个第一轨道面，其升交点赤经在180
°
范围内均布，每个第一轨道面部署有sa个第一卫星，其真近点角在360
°
范围内均布。
[0068]
当第一星座的轨道构型为太阳同步轨道时，其轨道倾角可以利用以下公式一计算确定；
[0069][0070]
式中，ia表示第一轨道面的轨道倾角，ns表示太阳的平均运动角速度，j2表示地球摄动项，aa表示第一卫星的轨道半长轴，ea表示第一卫星的偏心率，re表示
地球赤道半径，na表示第一卫星的轨道平均角速度，na由第一星座的轨道高度决定。
[0071]
当第一星座的轨道构型为太阳同步轨道，且第一星座的轨道高度为1200km时，其轨道倾角通过计算为100.4
°
。
[0072]
参见图2，由于第一星座为极轨星座，对于极轨星座，当每个轨道面的卫星数大于一定值时，其将形成一条与赤道垂直的连续覆盖带。
[0073]
具体地，为了使第一轨道面能够形成连续覆盖带，第一轨道面上部署的第一卫星数需要满足以下公式二；
[0074][0075]
式中，sa表示第一轨道面上部署的第一卫星数，d
σ
表示仰角大于5
°
条件下的第一卫星对地面覆盖半角，d
σ
由第一预设轨道高度确定。
[0076]
当第一星座的轨道高度为1200km时，d
σ
＝0.49rad。此时，根据公式二计算可知，为使第一轨道面能够形成连续覆盖带，每个第一轨道面上部署的第一卫星数应大于6.4，即每个第一轨道面应至少部署有7个第一卫星。
[0077]
进一步地，第一星座的第一轨道面形成的与赤道垂直的连续覆盖带宽度可以利用以下公式三计算；
[0078][0079]
式中，ds表示连续覆盖带宽度。
[0080]
为了实现第一星座对赤道区域的连续覆盖，每个第一轨道面的连续覆盖带应在赤道处进行无缝隙的拼接。由于每个第一轨道面与赤道有两个交点，将pa个第一轨道面的升交点赤经在180
°
范围内均布，可以避免当pa为偶数时某一第一轨道面升交点与另一第一轨道面降交点重合而导致该两个第一轨道面的连续覆盖带高度重合，不利于连续覆盖带的均匀拼接的情况出现。
[0081]
进一步地，为适当提高覆盖重数，在连续覆盖带拼接时需要使其部分重合。此时，连续覆盖带宽度、覆盖带重叠系数和第一轨道面数的相互关系需要满足以下公式四；
[0082]
2pa×ds
≥2π
×
κ
ꢀꢀꢀꢀꢀ
公式四
[0083]
式中，κ表示覆盖带重叠系数，覆盖带重叠系数的数值越大，相应星座的多重覆盖性能越好。
[0084]
由于轨道运动，覆盖带拼接效果会随时间发生变化，当κ＝1时，覆盖带拼接效果介于图3和图4所示的两种情况之间，当κ＝2时，覆盖带拼接效果介于图5和图6所示的两种情况之间。
[0085]
由于极轨星座对赤道区域无间隙覆盖时，其能够实现全球无间隙覆盖。为此，覆盖带重叠系数需要满足κ≥1。
[0086]
根据上述公式三和公式四计算确定了如表1所示的一些不同第一轨道面数pa和第一轨道面上部署的不同第一卫星数sa对应的可选的最大覆盖带重叠系数。
[0087]
表1
[0088][0089][0090]
根据上述计算结果可知，当要求κ≥1时，pa取5，sa取9，对应的第一星座的卫星总数pa·
sa最小。
[0091]
本发明一实施例中，当第一预设轨道高度为1200km，给定第一星座的轨道构型为太阳同步轨道时，用于为全球提供实时连续的通信服务、导航增强服务和基础遥感服务的第一星座包括5个第一轨道面，第一轨道面的轨道倾角为100.4
°
，每个第一轨道面部署有9个第一卫星，每个第一轨道面的升交点赤经相差36
°
，相邻两个卫星间的相位角相差40
°
，相邻两个第一轨道面上同序号卫星间的相位角相差0
°
。
[0092]
对上述确定的第一星座的覆盖性能进行分析验证，第一星座的覆盖百分比为100％，全球覆盖间隙为0，时间覆盖率为100％，平均覆盖重数为5.16。
[0093]
(2)第二星座最小配置设计
[0094]
以下以给定第二预设轨道高度范围为500～600km，特定纬度范围要求为南北纬60
°
范围，特定重访时间要求为重访时间小于30分钟为例，对第二星座最小配置设计步骤进行具体说明。
[0095]
设定：第二星座有ps个第二轨道面，其升交点赤经在360
°
范围内均布，每个第二轨道面部署有ss个第一卫星，其真近点角在360
°
范围内均布。
[0096]
为实现特定重访时间要求，要求每个第二轨道面的覆盖带满足特定重访时间要求。
[0097]
参见图7，针对星座构型为walker-δ星座的第二星座，每个第二轨道面覆盖带的最大重访时间可以利用以下公式五计算；
[0098][0099]
式中，t
i_max
表示第二轨道面覆盖带的最大重访时间，n表示卫星轨道周期。
[0100]
根据每个第二轨道面覆盖带的最大重访时间的计算公式，可以利用以下公式六计算确定能够满足特定重访时间要求的第二轨道面上的最少第二卫星数；
[0101][0102]
式中，t0表示特定重访时间要求中的最大重访时间。例如，当特定重访时间要求为重访时间小于30分钟时，t0取值为30分钟。
[0103]
根据上述公式五和公式六可知，当第二预设轨道高度为500～600km时，能够满足重访时间小于30分钟要求的每个第二轨道面的第二卫星数ss应至少为4个。此时，随着第二预设轨道高度不同，每个第二轨道面覆盖带的最大重访时间也不同，但均小于30分钟。例如，当第二预设轨道高度为500km时，每个第二轨道面覆盖带的最大重访时间为23.7分钟，当第二预设轨道高度为600km时，每个第二轨道面覆盖带的最大重访时间为24.2分钟。
[0104]
进一步地，参见图8，多个第二轨道面的覆盖带相互拼接形成若干交点，会在交点纬度处形成最大的覆盖间隙。由于同纬度的交点数目与第二轨道面数相同，为了实现南北纬60
°
范围内重访时间小于30分钟，需要使不同第二轨道面的覆盖带拼接无间隙。
[0105]
为此，第二轨道面数ps需要满足以下公式七；
[0106][0107]
式中，d
τ
表示在卫星姿态机动条件下可达的地面覆盖半角，is表示第二星座的轨道倾角，is由特定纬度范围要求确定，且满足由特定纬度范围要求确定，且满足表示特定纬度范围要求中的最大纬度。
[0108]
为了满足南北纬60
°
范围内的快速重访，要求is满足is d
τ
＞60
°
。
[0109]
本发明一实施例中，第二轨道面覆盖带的宽度为2d
τ
，当轨道高度和卫星姿态机动范围确定时，地面覆盖半角d
τ
的数值也确定。例如，当第二预设轨道高度为500km，卫星姿态机动范围60
°
时，d
τ
＝0.158rad；当第二预设轨道高度为600km，卫星姿态机动范围60
°
时，d
τ
＝0.198rad。
[0110]
当给定的第二预设轨道高度范围为500～600km，特定纬度范围为南北纬60
°
范围时，第二星座的轨道倾角is可选为55
°
。
[0111]
进一步地，当第二星座的轨道倾角选取为55
°
时，根据上述公式七计算确定了如表2所示的轨道高度500～600km范围内的第二轨道面数ps的典型取值和对应的地面分辨率。
[0112]
表2
[0113]
第二预设轨道高度500km550km600kmps171513地面分辨率范围0.400m～2.593m0.440m～3.067m0.480m～3.626m
[0114]
其中，表2所示的参数为在卫星姿态机动范围60
°
，光学遥感载荷像元尺寸8μm，焦距10m条件下的计算结果。其中，地面分辨率的最优值为卫星星下点处的地面分辨率，最差值为卫星姿态机动60
°
时的地面分辨率。
[0115]
根据上述计算结果可知，当第二星座部署在600km轨道高度时，能够满足特定纬度范围内的区域的高精度遥感要求和特定重访时间要求的第二星座的第二卫星总数ps·ss
最少。此时，ps取13，ss取4。
[0116]
本发明一实施例中，当给定第二预设轨道高度范围为500～600km，特定纬度范围要求为南北纬60
°
范围，特定重访时间要求为重访时间小于30分钟时，用于为特定纬度范围内的区域提供能够满足特定重访时间要求的高精度遥感服务的第二星座包括轨道高度为600km、轨道倾角为55
°
的13个第二轨道面，每个第二轨道面部署有4个第二卫星，每个第二轨道面的升交点赤经相差27.7
°
，相邻两个卫星间的相位角相差90
°
，相邻两个第二轨道面
上同序号卫星间的相位角相差0
°
。
[0117]
对上述确定的第二星座的覆盖性能进行分析验证，第二星座对南北纬60
°
范围内的覆盖间隙最大为1326s，满足重访时间小于30分钟的要求。
[0118]
进一步地，对上述具体确定的低轨通导遥系统的多层异构星座的星间链路构建条件进行分析验证，第一星座为极轨星座，第一卫星间的相对位置关系稳定，可以通过星间链路实现星座全连通，第二星座中的任意第二卫星与第一星座持续可见，且与第一星座中单个第一卫星的持续可见时间平均超过8分钟，能够为层间通信链路的构建提供良好条件。
[0119]
需要说明的是，在本文中，诸如“第一”和“第二”等之类(若存在)的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。此外，本文中“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”(如存在)均以附图中表示的放置状态为参照。
[0120]
最后应说明的是：以上实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。