遥感卫星轨道设计

遥感卫星轨道 设计 领导形象设计圆作业设计ao工艺污水处理厂设计附属工程施工组织设计清扫机器人结构设计 中国人民解放军信息工程大学 硕士学位论文 遥感卫星轨道设计 姓名:谢金华 申请学位级别:硕士 专业:摄影测量与遥感 指导教师:姜挺 20050401信息工程大学测绘学院学位论文原刨性声明和使用授权说明 原创性声明 奉人郑重声明: 所呈交的学位论文,足本人在导师的指导、.拙,:进行研究 眦的成果。除史中已经注明引用的内容外,本论文不含任何其他个集体已绎 发表坛 撰过的作品或成果。对本文的研究做出重要贡献的个人和集体,均二, 丈中 以叫矾, 、。 论文作者签名:身寺虚一秘期:呼斗刊,舟『 学位论文使用授权说明 本人完全了解中国人民解放军信息工程大学关于收集、保存、使用学位论文 的规定 按照学校要求提交学位论文的印刷本和电子版本: 学校有权保存学位论文的印刷本和电子版,并提供目录检索与阅览服务 学校可以采用影印、缩印、数字化或其它复制手段保存沦文: 在不虬赢利为目的的前提下,学校可以公布论文的部分或仝部内容。 保密论文在解密后遵守此规定哟舒钟签名聋捉吼一钾胛信息工程大学硕士论文 摘 要 随着现代卫星技术和遥感成像技术的发展,遥感卫星的设计正朝着规范化系统化方向 发展。轨道设计作为遥感卫星设计与研制中的一个重要环节,正受到日益的重视。 本文以遥感卫星对地观测应用为背景,进行遥感卫星的轨道设计进行了研究,主要作 了以下几个方面的工作: 、系统的介绍了用于遥感卫星轨道设计的坐标系统、近地空间环境的基本特征、近 地轨道设计一般 方法 快递客服问题件处理详细方法山木方法pdf计算方法pdf华与华方法下载八字理论方法下载 以及太阳同步轨道、回归轨道、临界和冻结轨道的基本特点,并对遥 感卫星传感器分类进行了说明。 、对线阵遥感卫星的轨道进行了设计。在深入 分析 定性数据统计分析pdf销售业绩分析模板建筑结构震害分析销售进度分析表京东商城竞争战略分析 了太阳同步轨道和回归轨道 的基础上,提出了一种基于重访周期的轨道设计方法,并给出了详细的设计步骤与方法。 、对分布式星载干涉的轨道设计进行了研究。论文依据方程对小卫星空间 圆编队飞行机理进行了分析,说明了要实现空间圆编队飞行应该满足的基本条件。结合星 载干涉成像机理,推导出分布式星载干涉轨道设计中,轨道参数应该满足的基本 约束条件,并以此为基础给出了分布式星载干涉轨道设计的一般方法。 关键词:轨道设计重访周期基线脉冲宽度小卫星编队星载干涉??笪:垦三矍查兰堡主造塞,. , .. “ ”, . ?. . ,., , “ . . . , ? . . . , , , . . : , ,? , 信息工程大学硕士论文 第一章绪论 ?.引言 现代航天技术的发展,使人类挣脱了地球引力的羁绊,进入了广袤无垠的外层空间。 人造卫星、航天飞机和空间站等航天器的发射和运行成功,为人类从外层空间观测地球提 供了天基平台,人类活动的区域也从此由陆地、海洋和大气层空间迈向外层空间。从此, 人类开始以全新的视角来重新认识自己赖以生存的地球。 空间技术与光电探测技术的结合,孕育了现代航天遥感技术。从航天时代一开始,利 用航天器所携带的多种传感器对地进行观测,以获取全方位和全天候的地球空间信息的航 天遥感技术就称为世界各国竞争和发展的重点之一。年月日,前苏联发射月球 .号探测嚣实现了绕月飞行,第一次拍摄并向地球传回了月球背面图像,这标志着航天遥 感时代的开始。年月日,美国发射的“发现者.”侦察卫星成功实现了对地球 拍摄并顺利回收,从而拉开了航天遥感技术实际运用的序幕【。。 由于卫星遥感观测平台具有运行时间长、飞行稳定、获取信息量大并能周期性的重复 对地观测及时对数据更新等特点,因此以卫星为运载平台的卫星遥感技术得到了迅速的发 展,并成功应用在军事作战和社会经济等各个领域。随着现代空间技术、信息技术和传感 器技术的飞速发展,卫星遥感测量技术也获得了长足的发展。在空间分辨率方面,已由最 初的几十米提高到现在的米级,甚至亚米级:光谱分辨率己达到纳米量级;在时间分辨率 方面,卫星的重访周期也由原来的~天缩短到现在的扣天。 同时,遥感卫星的发展也从长寿命、高效率、大容量、多用途的大型卫星开始向低成 本、高性能、快速灵活、面向市场的小卫星以及小卫星星座和编队方向发展。由多颗卫 星组成的卫星编队具有立体观测,长测量基线和高可靠性等许多潜在的优点,为卫星对地 观测技术的发展开拓了新的领域【。面对日益增长的空间信息需求,深入研究卫星的轨道 设计技术,设计出与需求相匹配的轨道,己成为当前卫星轨道理论中一个热点之一。 ?.研究背景 ?..遥感卫星技术的发展信息工程大学硕士论文 卫星作为各类空间信息传感器的主要搭载平台之一,其发展与应用一直是航天、军事、 电子通讯、空间探测、大地测量和遥感测量等领域所关注的重点。 自从前苏联于年成功发射第一颗人造地球卫星以来,迄今为止已有数千颗人造 卫星曾在或正在空间轨道上运行。从航天遥感的初期到世纪年代初,随着航天器的 运载能力和卫星技术的不断提高,多功能、大规模、任务多元化的大型卫星成了发展重点。 但在世纪应用过程中也发现了卫星大型化带来了诸多问题,如:发射费用大、风险高、研 制周期长、结构复杂和新技术难以及时应用。因此,在世纪年代末,卫星又出现了 向小型化发展的趋势。由于现代微电子、纳米技术等新技术发展,为小卫星的发展提供了 技术支持。随着经济、社会和军事的飞速发展,加剧人们对各类空间信息的需求,也促进 了现代小卫星技术的发展 小卫星与大卫星在光谱、空间和时间分辨率方面互补,并特别对最佳拍摄太阳角度、 同地区重复观测周期,立体成像和实时监测等方面进行优化,这使得小卫星具有比传统大 卫星观测系统更高的空间分辨率和时间分辨率的潜力。世纪年代末,美国的一些商 用小卫星公司成功发射了一系列高分辨率地球观测小卫星,开创了商业性地球观测卫星的 新时代,引发了遥感卫星设计、发射和管理的一场革命。现代小卫星正在向全方位发展, 技术水平和应用范围不断扩大,这些都给卫星遥感的发展带来了新的机遇【】。 对于卫星遥感来说,利用卫星编队可以实现同时立体观测,具有提高时间分辨率的巨 大潜力,这是单颗卫星不能胜任的。星载、载波测距、姿态控制和通讯技术的不断发 展,为卫星自主导航和编队自主维持提供了新的技术手段,从而促进了卫星编队的发展和 应用。例如利用辅助卫星自主导航技术,实现了和两颗卫星 持续一分钟的同轨道编队飞行试验瞵。 到目前为止,已有系列、系列、系列和等多种地球 资源卫星进入商业运行阶段。众多的商业遥感卫星的应用促使了卫星遥感技术的全面加速 发展,现代卫星遥感技术也已进入一个能动态、快速、准确和多手段提供对 地观测数据的 新阶段。卫星遥感应用也正由定性向定量、静态向动态的方向发展】。 ?..遥感成像技术的发展 自世纪年代开始,美国和前苏联就开始研究利用高分辨率大画幅式胶片相机通 过人造卫星、空间站和航天飞机等空间手段获取地球表面立体影像的成像技术‘。从摄影 信息工程大学硕士论文 卫星作为各类空间信息传感器的主要搭载平台之一,其发展与应用一直是航天、军事、 电子通讯、空间探测、大地测量和遥感测量等领域所关注的重点。 自从前苏联于年成功发射第一颗人造地球卫星以来.迄今为止已有数干颖人造 卫星曾在或正在空间轨道上运行。从航天遥感的初期到世纪年代初,随着航天器的 运载能力和卫星技术的不断提高,多功能、大规模、任务多元化的大型卫星成了发展重点。 但在世纪应用过程中也发现了卫星大型化带来了诸多问题。如:发射费用大、风险高、研 制周期长、结构复杂和新技术难以及时应用。因此,在世纪年代末,卫星又出现了 向小型化发展的趋势。由于现代微电子、纳米技术等新技术发展,为小卫星 的发展提供了 技术支持。随着经济、社会和军事的飞速发展,加剧人们对各类空间信息的需求,也促进 了现代小卫星技术的发展烈。 小卫星与大卫星在光谱、空问和时间分辨率方面互补,并特别对最佳拍摄太阳角度、 同地区重复观测周期,立体成像和实时髓测等方面进行优化,这使得小卫星具有比传统大 卫星观测系统更高的空间分辨率和时间分辨率的潜力。世纪年代末,美国的一些商 用小卫星公司成功发射了一系列高分辨率地球观测小卫星,开创了商业性地球观测卫星的 薪时代,引发了遥感卫星设计、发射和管理的一场革命。现代小卫星正在向全方位笈展, 技术水平和应用范围不断扩大,这些都给卫星遥感的发展带来了新的机遇,。 对于卫星遥感来说,利用卫星编队可以实现同时立体观测,具有提高时间分辨率的巨 大潜力,这是单颗卫星不能胜任的。星载、载波测距、姿态控制和通讯技术的不断发 展,为卫星自主导航和编队自主维持提供了新的技术手段,从而促进了卫星编队的发展和 应用。例如利用辅助卫星自主导航技术,实现了一和两颗卫星 持续一分钟的同轨道编队飞行试验咧。 到目前为止,已有系列、系列、系列和等多种地球 资源卫星进入商业运行阶段。众多的商业遥感卫星的应用促使了卫星遥感技术的全面加速 发展,现代卫星遥感技术也已进入一个能动态、快速、准确和多手段提供对地观测数据的 新阶段。卫星遥感应用也正由定性向定量、静态向动态的方向发展【】, ?..遥感成像技术的发展 自世纪年代开始,美国和前苏联就开始研究利用高分辨率大画幅式胶片相机通 过人造卫星、空间站和航天飞机等空间手段获取地球表面立体影像的成像技术唧。从摄影 过人造卫星、空问五占和航天飞机等空间手段获取地球表面立体影像的成像技术唧。从摄影信息工程大学硕士论文 测绘的角度讲,画幅式胶片相机具有成像几何关系严密,分辨率高,图像畸变小,成像面 积大等优点是理想的成像设各。但由于胶片相机受成像方式和胶片容量的限制,一般多应 用于回收型卫星或航天飞机上。由于这类飞行器的发射周期长,运行时间短,因此利用画 幅式胶片相机难以获得实时性较强的影像资料。 为了达到长期和实时对地观测的目的,世界各国开展了传输型传感器的研究 与试验。 导致了以为代表的传输型传感器在卫星遥感中得到了广泛的推广与应用。按照 芯片类型的不同,传感器可分为线阵和面阵四。 线阵传感器依靠卫星沿孰道运行而推扫成像,是目前卫星上主要采用的传感器 之一。其分辨率己由最初的几十米提高到现在的米级,甚至是亚米级。近年来已有大量的 高分辨率遥感卫星投入到商业运营。年美国数字全球 公司成功发射 的商用高分辨率遥感卫星,空间分辨率首次突破米级,达到了,,树立了 民用领域国际遥感卫星的新标志。 面阵传感器和画幅式胶片相机的工作方式相似,可以直接获得二维图像。面阵 传感器具有测量处理方法成熟,对飞行平台要求低等优点,是很有吸引力的一种卫星 成像传感嚣。由于早期面阵芯片制造工艺水平有限,限制了其在卫星遥感中的运用。 随着现代传感器制造技术和光学成像技术的不断发展,面阵芯片在分辨率、面积尺 寸和动态范围等方面都取得了较大的提高口”。目前面阵传感器的分辨率已经可以达 到,面积可以达到×,并已在实际遥感测量中得应用。可以预 见,高分辨率面阵传感器必将在未来的遥感测量中获得巨大的应用。 目前,利用星载高分辨率传感器对地观测,获取地球表面模型已成为现代摄影 测量与遥感的主要手段之一。高分辨率遥感卫星的发展和应用,使得地面目标高精度定位 与大比例尺测绘制图成为可能【峙】。此外,高分辨率遥感卫星还在军事侦察、城市规划和环 境监测等方面有着巨大的应用前景,以成为世界各国竞争的重点。 作为光学成像传感器,成像也存在缺陷:对地观测时对光照有很强的依赖性,不 能做到全天时、全天候的对地观测,难以满足一些用户的特殊要求。而微波遥感卫星克服 了光学成像传感器的这些缺陷,成为当前遥感成像技术的又一发展方向。而以星载 为代表的微波对地遥感技术,更是日益受到人们的重视。自从 提出合成孔 径这一概念以来,技术得到了飞速的发展。年首次装载有的卫星? 发射成功,标志着航天微波遥感的真正开始,开创了利用卫星运载雷达对地进行观测的新 纪元。年月美国将“长曲棍球”军事侦察卫星送入地球轨道,它是一部载有成像信息工程大学硕士论文 雷达的侦察卫星,该卫星的发射成功是将微波雷达应用于军事侦察的开端。我国于世 纪年代末开始了有关成像理论与技术的研究。年,我国自行研制的机载单极 化成功的获取了第一幅图像,目前正在开展多种机载、星载系统的研制【。分 布式星载干涉.系统是近期提出一种新型的对地观测成像系统,这种观测系统可以有效 的解决常规星载中时间基线和空间基线不确定的问题,可获得三维地形图像,运动目 标图像,高分辨率地形图像等产品。尽管目前相关的研究还处于探索阶段,但是与单颗卫 星应用相比已经显示出了强大的优势,已经引起国际摄影测量和遥感界的广泛的关注口。 ?..遥感卫星轨道设计技术的发展 遥感卫星轨道设计技术伴随着遥感卫星的发展而迅速发展起来,遥感卫星的轨道设计 也逐步向系统化、规范化方向发展。早期的轨道设计技术主要是以经验为主,没有形成一 套通用的准则。随着对卫星轨道理论的研究进一步深入,在轨道设计时,逐步总结出轨道 设计时需要注意的 规则 编码规则下载淘宝规则下载天猫规则下载麻将竞赛规则pdf麻将竞赛规则pdf ,由于这些规则较多并且往往还存在相互约束的关系,这些限制了 遥感卫星轨道设计技术的规范化发展,不利于卫星轨道设计技术的推广。随着计算机技术 的飞速发展,使得人们可以进行大数据量的处理,这才使卫星轨道设计技术才逐步发展成 熟起来。 ?现有研究综述 航天器运行轨道设计理论相对比较成熟,国内外一些学者和研究机构结合具体的应用 背景,针对运行轨道的设计做了大量并富有成效的工作。 杨嘉樨【从航天器基本轨道理论入手,系统分析了近地轨道、太阳同步轨道、回归轨 道、静止轨道、冻结轨道、伴随轨道、系绳轨道和卫星星座的设计原理,同时也论述了发 射窗口、卫星星食等与轨道设计相关的问题。 杨维廉【针对我国第一颗地球资源卫星资源一号进行详细地分析。资源一号卫星采用 太阳同步、回归、冻结轨道,在详细论述分析和设计这种轨道所涉及的主要理论问题的基 础上,给出了相应的在工程中十分有用的数学模型;并详细介绍了卫星入轨后所进行飞行 控制的具体实践,提供了有价值的结果。 范秦鸿】系统总结了返回式卫星轨道设计方法。该方法是在我国发射并成功回收了 颗卫星的基础上总结出来的,并参考了已经制定的各类有关轨道设计 标准 excel标准偏差excel标准偏差函数exl标准差函数国标检验抽样标准表免费下载红头文件格式标准下载 , 对涉及到的各 信息工程大学硕士论文 项工作,都作了较为详尽的叙述,包括轨道设计任务、设计依据、轨道参数的选择、摄动 因素的考虑、轨道控制策略的制定、设计程序和设计方法以及发射窗口的计算方法。 卫星编队飞行轨道设计是近年来国际航天动力学与控制领域的研究热点之一【?。若干 颗卫星组成一个特定的队形飞行、协同工作,相当于巨大的虚拟卫星也称分布式卫星, 可以提供很大的孔径和测量基线,在遥感、定位等方面有巨大的优势,应用前景非常宽广 【】。李俊峰等【分析了卫星编队飞行的动力学与控制研究的最新进展,并对今后研究的重 点提出了建议;肖业伦等【驯使用基于轨道根数的分析方法,对编队卫星相对运动特性进行 了研究,给出了一些编队构形设计的准则;张玉锟等【使用方程对编队分析的轨道特 .】 性进行了研究,并给出了一些编队飞行的应用实例;张振民【、王鹏基口、 和.等研究了微小卫星编队飞行的理论和实践问题。罗刚桥】研究了亚太多边合 作、多任务小卫星的特点,根据该小卫星的有效载荷配置及其总任务要求, 选择和设计其轨道。在此基础上对小卫星的发射、轨道保持和控制等情况进行了分析,并 给出了小卫星的轨道控制策略。关于用多颗星载编队实现对地遥感的轨道设计方面, 其研究大部分集中在基线的设计上【,还没有见到具体的完整轨道设计方法报道。徐 华平等【】研究了基线对影像相关性的影响、基线对多视平均的影响并推导了测高的 最优基线,在此基础上给出了分布式星载干涉极限设计的几个准则。陈杰等对分布式 星载干涉的基线进行了性能分析?。 ?.论文的主要内容和创新点 ?..论文主要研究内容 本文以遥感卫星对地观测应用为背景,对遥感卫星的轨道设计进行了讨论与研究。目 前遥感卫星以其成像方式的不同,可以分为两大类:光学成像遥感卫星和微波成像遥感卫 星。在光学成像遥感卫星方面主要是以线阵遥感卫星为代表;而在微波方面则以 为代表。本文就分别从遥感卫星和分布式星载干涉这两个方面对遥感卫星的轨 道设计进行了研究。 论文共分五章,各章内容分别为: 第一章为绪论。主要介绍了遥感卫星技术以及轨道设计技术的发展状况以及当前国内 外研究现状,并说明了本论文的组织方式。 第二章简要介绍了用于轨道设计的坐标系统,近地空间环境以及几种特殊的常用轨 信息工程大学硕士论文 道。 第三章详细论述了基于重访周期的线阵遥感卫星轨道设计方法。 第四章对编队星载干涉轨道的设计进行了研究。 第五章对全文进行了总结和归纳,并提出了需要进一步研究的问题和方向。 ?..论文的主要创新点 与国内外现有的研究工作相比,论文的主要创新体现在以下的几个方面: 。出了一种基于重访周期的遥感卫星轨道设计方法。 该设计方法,充分的考虑到了用户对于所关心的敏感地区信息的快速获取与更新的要 求,卫星能以较短的时间间隔对地面目标实现重访,在灾害估计和热点军事地区的监测中 具有广泛的应用。 .对编队星载干涉的轨道设计进行较为全面的研究与讨论。 编队星载干涉是近几年提出的一种新型的对地观测手段,还只是处于研究阶 段。 编队星载干涉在对地观测时,能否获得有效的观测数据与卫星的轨道参数有 着密切的 联系。然而,目前在编队星载干涉轨道设计的方面研究相对较少。本文在这 方面进行 了一定的尝试。信息工程大学硕士论文 第二章轨道设计基础 ?.符号定义及说明 地球椭球偏心率 : 地球赤道半径 口 地球在惯性空间的自转角速度 ?。./ 地球形状力学因子 ,一.× 枷/ 地球引力常数 /.. 轨道升交点赤经 , 轨道升交点赤经变化率 ?.常用坐标系 在遥感卫星轨道设计中,有时需要研究卫星与卫星,卫星与地面点之间的关系,选用 适当的坐标系进行表达是必要的。本节对遥感卫星轨道设计中常用的坐标系进行简要的介 绍。在本节以后的各章中,在不引起混淆的情况下,坐标系的英文字符下标一般都省略。 ?..地心赤道坐标系 地心赤道坐标系可以分为地心第一赤道坐标系。。。:。。、地心第二赤道坐标系 。。:、地心第三赤道坐标系,丘,,‘、地心第四赤道坐标系又称地心直角坐 标系,?。。 如图..所示为地心第一赤道坐标系。%,。。坐标轴。,在赤道面内,指向春 分点;轴垂直于赤道面,与地球自转角速度矢量一致;。.轴与工一轴和轴 垂直,且。。.。构成右手直角坐标系 信息工程大学硕士论文 地心第二、第三、第四赤道坐标系的基本面与地心第一赤道坐标系的基本面一样,都 见 图..地心第一赤道坐标系 是赤道面。:轴也都与地球自转角速度矢量一致,不同的地方是轴的指向不同,详细情 况见表.一。 表..地心赤道坐标系 坐标系 轴的指向 地心第一赤道坐标系 春分点 地心第二赤道坐标系 某一时刻的格林尼治子午线与赤道的交点 轨道升交点 地心第三赤道坐标系 地心第四赤道坐标系 格林尼治子午线与赤道的交点 ?..卫星本体坐标系 卫星轨道坐标系定义为:原点与卫星质心重合,轴取为卫星地心向径方向,轴 为卫星飞行方向,:轴由右手法则确定,如图.?所示。 ?? 笪:垦王堡查堂堡主堡塞 图:..卫星本体坐标系 ?.卫星轨道根数 确定航天器沿椭圆轨道绕地球运动需要六个基本常数,利用它们可以确定和 计算航天 器在任一时刻的空间位置,这六个基本常数就是二体问题运动方程的六个积 分常数,称为 椭圆轨道根数,对于一般天体和一般圆锥曲线轨道也同一叫做轨道根数。 由于积分的方法有所不同,因此轨道根数的取法不是唯一的,下面只介绍两 组常用的 椭圆轨道根数。 ?..状态向量 航天器某一时刻在赤道坐标系中的位曼,和速度膏,,合起来称为航天器的 状态向量,记为,,,?,,。理论上,只要知道航天器菜时刻的状态向量即可求出任 一时刻航天器的状态向量,即由某时刻航天器的位置和速度可以确定其它任一时刻航天器 的位置和速度,因此,航天器的状态向量是一组轨道根数,由它可以计算其它形式的轨道 根数。 ?..开普勒根数信息工程大学硕士论文 图,开普勒轨道根数 如图.?所示,为地球质心,为航天器,为春分点,为近地点,航天器轨道 与赤道面有两个交点,航天器由南向北穿过赤道面时与赤道面的交点称为升交点?,由北 向南穿过赤道面时与赤道面的交点称为降交点?’。地心坐标系的面为赤道面, 其中轴通过春分点,轴沿地球自转轴指向北方。轨道坐标系的驯面为轨道面, 工轴指向近地点,轴沿航天器运动方向与轴垂直,:轴按右旋规则确定。 开普勒根数定义为:轨道半长轴,轨道偏心率,轨道倾角,升交点赤经,近地 点幅角和真近点角,,其中第六个参数也可以用平近点角或者偏近点角来表示,而 厂,肘,的相互转化关系可参考文献引。为轨道椭圆的半长轴,它的值确定轨 道椭圆 的大小; 为轨道椭圆的偏心率;为轨道面法线与赤道面法线之间的夹角;口为春分点 与升交点?对地心的张角在赤道面上,由春分点逆时针度量至升交点;又称为近地 点角距,或近升距,它是升交点?与近地点对地心的张角在轨道面上,由升交点沿 航天器运行方向度量到近地点;厂为卫星与近地点之间的夹角,其角点在轨道椭圆的焦点 处。 ?..状态向量与开普勒根数的关系 若已知天体的轨道根数,按照二体问题的理论,可以计算出天体在任一时刻的位置。信息工程大学硕士论文 如果所算出的位置是观测需要的,所算出的与时间对应的一系列位置叫做天体的星历表。 在航天遥感中,经常需要航天器的状态向量,而计算星历表实际上就是根据开普勒根数计 算任一时刻的状态向量,因此,建立状态向量与开普勒根数的关系与星历表计算是一致 的。 为了建立状态向量与开普勒根数的关系,首先建立轨道坐标系:其原点为地心, 轴指向近地点,轴与轴按航天器的运行方向构成右手坐标系,如图..所示。推导 步骤分为:首先确定轨道坐标系与地心坐标之间的关系,然后确定时刻航天器在轨道坐 标系中的位置和速度,最后确定时刻航天器在地心坐标系中的位置和速度。 当然,由卫星的状态向量也可阻推导出当前时刻的开普勒轨道根数。它们之间具体的 转换公式可以参考文献【】。 ?.近地空间环境基本特征 遥感卫星运行在近地空间里,在对其进行轨道设计时,必须考虑近地空间环境对遥感 卫星的影响。 范?艾伦带是以发现者命名的绕地球存在的辐射带。范?艾伦带是带电粒子组成的高 能粒子带,表现为强电磁辐射。其中口粒子、质子和高能粒子穿透力强,对电子电路破坏 性大。范?艾伦带有高不同的环绕地磁轴的内、外两层圆环组成,高度分别从到 和从到。范?艾伦带没有明显的界限,一般低于或高 于两带夹缝中是安全的。由于范?艾伦带的存在,卫星运行的高度一般要远离 范?艾伦带的两个圆环。 大气对卫星的寿命有着很大的影响。一般而言卫星轨道越高,卫星所受大气 阻力越小, 运行寿命也就越长。对于的圆轨道,卫星寿命为天,而当卫星高度大于 时,可以忽略大气阻力对卫星寿命的影响。 ?.遥感卫星轨道设计一般方法 在地球引力作用下,航天器的运动一般由运动的初始条件,即初始时刻的位置矢量和 速度矢量矗确定。初始条件对应的运动方程为: ?一 ,:一尝尹 信息工程大学硕士论文 上式有六个积分常数,它们可以换算成个轨道根数,即椭圆半长轴口、椭圆偏心率、 轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角以及卫星过近点时刻或平近点角,或偏近 点角。所谓初始轨道设计就是根据任务要求和约束条件选取满足任务要求的轨道根数 并进行分析。 航天器任务对轨道的要求和约束并非总是直接针对轨道根数的,因此,需要确定这些 要求和约束与轨道根数之间的关系,以便在进行轨道设计时,根据这些要求和约束确定轨 道根数。 六个轨道根数中,半长轴口与偏心率表示椭圆轨道的形状与大小,它们很容 易由轨 道的近地点高度与远地点高度求得,即: 々口 乞 上式中,为近地心点距;为远地心点距,它们分别是近地点高度及远地点高度 与 地球半径之和,即: 绋% 』 ?? 【名吃 上式中,%,分别是近地点和远地点高度,。为地球半径。 由上两式容易得到: 半警 由开普勒第三定律知,轨道周期与半长轴的关系为 丁石‖ 式中丁??椭圆轨道周期也称瞬时周期 因此,选择口,就是选择轨道的近地点高度和远地点高度,亦即选择近地点高 度与 轨道周期,反之亦然。 关于近地点幅角,由球面三角容易得到: 以 信息工程大学硕士论文 式中:瓦为近地点地心纬度。 当近地点位置处于升轨时, ?玩// 当近地点位置处于降轨时, ? 甜。一瓯// 由此可知,近地点幅角由轨道倾角与近地点位置所确定,也就是说,选择近地 点幅角 ?可以变为选择轨道倾角和近地点位置。 升交点赤经通常由发射时间来最后确定,在轨道设计中,往往用入轨时刻升 交点地 理经度。来代替,它们存在如下关系: 式中为入轨时刻格林尼治恒星时。 若记入轨点的地理经度和地心纬度分别为五,占,由球面三角知 一 因此,当入轨点在升轨时, 一 当入轨点在降轨时, 。? 这样,当已知轨道倾角时,升交点地理纬度。的选择也就由入轨点位置选择所 代替。 总之,轨道个根数的选择也可以用选择近地点高度%、轨道周期丁、轨道倾角、 近地点位置地心纬度昂、发射时间与入轨点位置代替。 ..轨道倾角的选取 轨道倾角的选择主要有以下约束: 、对于顺行轨道而言,轨道倾角必须不小于由卫星用户确定的覆盖区域的最高或最信息工程大学硕士论文 低地心纬度的绝对值:当轨道为逆行轨道时,则轨道倾角的补角必须不小于由卫星用户确 定的覆盖区域的最高或最低地心纬度的绝对值; 、轨道倾角选择必须注意与轨道周期的配合,使卫星星下点轨迹经过被摄影区域的 重点目标: ..近地点位置的选取 近地轨道作为遥感卫星轨道时为了提高地面分辨率,一般说,总是把近地点位置安排 在所需勘察或侦察区域的中部上空。 ..近地点高度的选取 近地点高度的选取应考虑以下因素: 、轨道高度珐与地面分辨率的关系: 。而 式中:。为地面分辨率/,。为摄影时的轨道高度, 为相机焦距,:为摄影系统综合分辨率/ 、轨道高度蠊对地面覆盖的影响 瑚十试警妒司 式中:为地面覆盖宽度,口为遥感器半视场角。 、轨道高度与轨道寿命的关系 近地轨道高度越高,阻力摄动越小,轨道寿命越长。反之,轨道高度越低,阻力摄动 越大,轨道寿命越短。 ..轨道周期的选取 轨道周期的选取必须考虑以下因素 、摄影旁向重叠度; 信息工程大学硕士论文 、星下点轨迹排列方式应有利于摄影系统的图象处理,为此,应选择偏心率小的轨 道,使摄影比例尺在摄影区域内相对稳定,速高比变化小; 、轨道周期选择往往还要注意卫星运动的天数。 ..入轨点位置的选取 入轨点位置由发射场、运载火箭发射轨道的飞行程序所确定,它与入轨航程和主动段、 入轨段的测控及各子级落点散布等因素有关。 ?.几种特殊卫星轨道司 在遥感卫星轨道设计中,有几种特殊的卫星轨道是经常被使用到,这里对它们作一个 简要的介绍。 ?..太阳同步轨道 太阳同步轨道不仅与太阳有关,而且还与太阳同步。这种轨道具有很高的应用价值, 常用于与太阳有密切关系的航天器上。如资源卫星、气象卫星、军事卫星、海洋卫星等均 采用太阳同步轨道。 地球非球形引力摄动使航天器轨道面旋转进动以壶表示。如果只考虑带谐项以摄 动的长期影响,则: ?? 。 .一。 ’ 另外,平太阳沿赤道作周年视运动,它连续两次过春分点的时间间隔叫作一回归年。 回归年的长度是.平太阳目。因此,平太阳在赤道上移动的角速度为: 塑?:./ .、 所谓太阳同步轨道就是卫星轨道面的进动角速度与平太阳在赤道上运动的角速度相 等的轨道。根据这个含义,很容易列出太阳同步轨道的关系式: 。『. .生? \“/ 当轨道偏心率:,即卫星轨道为圆轨道时,上式就简化为:信息工程大学硕士 论文 ? 一阿 式??是一个重要地关系式,由此可以确定太阳同步圆轨道的半长轴口与轨道 倾角 的关系,又可以从一.得到轨道高度与轨道倾角的关系。由上式可以看出太 阳同步轨道的倾角永远大予’,因此,它永远是逆行轨道。 ?..回归轨道 回归轨道包括准回归轨道即地面轨迹经过一段时间后重复出现的轨道。 卫星轨道相对地球的运动角速度为,一壶,因此,轨道相对于地球旋转一周的 时间间 隔为,即: ?“一’ .:三 而 设卫星轨道周期为矗指交点周期,若存在既约正整数和?满足: ? % 则卫星在经过口天,正好运行?圈后,其地面轨迹开始重复,这样的轨道便是 回归轨 道,口称为重复周期。这里盎是任意的,因此,回归轨道不一定是太阳同步轨道。只有当盎 等于地球绕太阳公转的平均角速度,并且轨道周期满足式??时才是太阳同步回归 轨道。根据此定义,这种情况下存在既约正整数和?满足: ?? 、? % ?一 一 遥感卫星通常要考虑全球地面覆盖,因此,较多采用回归轨道,特别是太阳同步 回归轨道。在这类轨道选择时,要充分考虑遥感器视场角或一定高度上一定比例尺的 幅宽。 ?..临界轨道和冻结轨道 地球质量分布在赤道附近隆起,对航天器轨道有很大的影响,当航天器穿越赤道附近 时,航天器受到的引力大于其它轨道弧段,在赤道处航天器运动速度加快,轨道半径趋向 ??.堡:垦望查堂堕主堡塞. 减少,引起轨道拱线在轨道平面内转动,同时引起偏心率的变化。关于轨道摄 动,如仅考 虑,:项的影响,近地点幅角?和偏心率地交化率为: 西:一三乒咚三。:/ ? 舻一《下 旷/ 拱线转动导致航天器经过同纬度的高度不断的变化,严重影响航天器应用任 务。如要 求远地点或近地点固定不动,即拱线不得转动,由~?,轨道倾角应满足: 一: 昙 ?? 、一 一。 即.。或 .。。此倾角称为临界倾角,此类轨道称为临界轨道。 对于近地轨道的遥感卫星,倾角.。不符合卫星应用要求。另外,遥感卫星还 要求 偏心率很小,且为常值。引用地球高阶摄动项,对轨道要素的影响,有: 一端商南?警笋?半 卜 鬻 .荟弩 从式可以得出, .时,,西和均为。。此聊准界 倾角情况。此外,从?第一式可得,如果方括号里的项等于,则:第二式 中,若彩。或彩。,。因此,可以选取国或?,然后依据轨道半 长轴口和轨道倾角,确定偏心率使??第一式中方括号里的项等于,这样便使得西 和均为。因此,可通过下式计算偏心率。 学 .。 尚 时,应该取?。,当时,应该取甜。。 因为山,所以当 对于近地轨道,一般很小,因此国一般取。。在?式中略去的高阶小项,可 得:信息工程大学硕士论文 ?。 仁忑而 。 上式就是合适的轨道设计,在这种情况下,西,近地点幅角?被保持,或称被冻结 在。轨道的倾角和高度可以独立选择,此类轨道称为冻结轨道。 ?.遥感卫星遥感器分类及特征口明 在遥感卫星的轨道设计与遥感器类型有着密切的关系。按照成像原理的不同 成像遥感器可以分为摄影型遥感器、扫描型遥感器和成像雷达等三种类型。其中,摄影型 遥感器的记录介质是摄影胶片,携带摄影型遥感器的航天器通常都是回收型航天器。扫描 型遥感器采用专门的光敏或热敏探测器把收集到的来自目标的电磁波能量变成电信号,通 过无线电实时地向地面发送,或暂时存储起来,在适当地时候向地面发送。携带此类遥感 器地航天器不需要回收,因而轨道较高,寿命较长,适合长期对地观测。目前这类遥感器 主要以相机为主。成像雷达则是通过天线向移动方向的侧方发射电磁波,然后接受从 目标返回的后向散射波,并按返回的时间顺序进行成像。雷达按照其天线形式可以分为真 实孔径雷达和合成孔径雷达。其中,用于干涉成像的合成孔径雷达又称为干涉合成孔径雷 达。 按照接受电磁波的来源不同,遥感器又可以分为主动式遥感器和被动式遥感器。其中, 主动式遥感器向目标发射电磁波,然后收集由目标反射回来的电磁波信息。被动式遥感器 自身不发射电磁波,而是收集目标反射的太阳电磁辐射和或目标自身辐射的电磁波信 息。相机与合成孔径雷达就分别属于被动式遥感器和主动式遥感器。笪:垦三堡奎兰竺主笙塞 第三章线阵遥感卫星轨道设计 ?.引言 相机自世纪年代初问世以来,在国内外得到了惊人的发展。相机作 为图像传感器主要有以下特点:第一,适应性强,能在较宽的温度范围和任意的高度下可 靠工作;第二,体积小,抗电磁干扰能力强,使用寿命长;第三,成像灵敏度高,即使在 较低的照度下任能成像;第四,具有更高的空间分辨率,图像畸变小;第五,成像容易实 现数字化输出,特别适合现代计算机图像采集和处理。正是因为这些特点,自其问世不久 就在航天遥感中得到了广泛的应用。目前国际上知名的遥感卫星大多都载有相机如: ,等,相关的处理技术也已经成熟。采用相机的遥感卫星相对于采 用胶片式光学相机的遥感卫星而言,最大优点是实时性强,可以迅速向地面站实时的传输 图像数据。目前图像数据信号传输到地面站,再还原成像片分析处理,最快仅需左右 的时间‘。从长远发展来看,胶卷式可见光相机最终将被可见光相机所代替【。就 目前而言,面阵相机由于受制造工艺所限,在遥感卫星上携带的并不多。而线阵 则是目前遥感卫星对地观测传感器的主流。因而对于光学遥感卫星的轨道设 计,本章着重 讨论线阵遥感卫星的轨道设计。 在本章节内的各节中如没有特别注明,卫星所携带的相机均是指线阵相机。 在现代无论是军事斗争还是社会经济生活中,用户对卫星获取的信息能力都提出了一 个相同的要求:卫星能在较短的时间间隔里,对用户所关心的地区提供重复多次观测,保 证信息的及时更新。这一点在自然灾害的评估和对热点军事地区的监视中体现的尤为明 显。通过合理的设计卫星的轨道,是可以达到用户的需求的。然而目前,在国内外还未见 一种系统的轨道设计方法对上面的问题加以讨论与解决。 本文提出了一种基于重访周期的遥感卫星轨道设计方法,对上述的问题进行了解决。 ?.线阵遥感卫星轨道类型确定 在遥感卫星对地观测时,由于是可见光传感器,要求地面观测目标处于良好 的关照条件下:同时一般都要求对能对同一地区进行重复的多次观测,因而遥感卫星 轨道类型可以确定为太阳同步重复轨道。在这种轨道条件下,也有利于卫星的太阳能电 信息工程大学硕士论文 池板接受太阳能。为了保证对地观测影像具有一致的分辨率,轨道一般设定 为圆轨道。 ?..实现重复轨道的条件 重复轨道是指卫星地面轨迹在间隔整数天后进行重复的轨道。在重复轨道上运行的卫 星,每经过一个重复周期,卫星又重复经过地面各地,这样就可以实现对观测地区的动态 监视,借以发现这段时间内目标的变化。 设计重复轨道的关键参数是每天运行的轨道圈数。值决定了地面轨迹星下点 的位置和顺序,并且在一定的轨道高度限制范围内,通过选择合适的值可以设计出任何 希望的地面轨迹覆盖。 :,墨: ?一 ‘’ 其中,,足和都是正整数,且丘/为不可约分数:?。表示轨道重 复周期的天数,?表示在该重复周期中卫星运行的总圈数。 在不考虑轨道摄动时,卫星轨道周期为瓦,地球自转周期为,若两者之间存在以下 关系 ? /矗?/ 则星下点轨迹将按上述规律进行重复。考虑由于地球自转使升交点逐圈西移国。以及轨道面 进动产生的东移角速度盎,则实现重复轨道的条件变为: ? /?/ 或 ?? 吐一刀 其中丁为升交点周期。并且可得时间相邻星下点轨迹得经度差为 詈咆国丁 时间相邻轨迹之间的平均间隔为: ?? :?? 信息工程大学硕士论文 本文称之为该重复轨道的基本间距如没有特别说明,星下点轨迹之间的距离 都是指在赤 道上两条轨迹之间的距离。 根据摄动理论,对于圆轨道,丁与瓦的关系近似为 四 卜死?以争./ 该式表明,在时, ? .~. 根据式,还可以得到一下关系: ?? :?。?:??.,/丝 ‘ 册 口 鳞一锄 对于遥感卫星而言,由于大气阻力影响卫星的高度一般不能低于;而为了获 得 较高的地面分辨率同时考虑空间环境对卫星的影响,卫星高度又不能高于 【】。在此 条件下,根据?式可以确定 ?? .. 如果卫星采用回归轨道,那么只能取,,,根据??式得到平均间隔的最 小值为,则明显超出了大多数相机的地面覆盖范围。因此,为了达到全球覆盖 的目 的,遥感卫星的轨道应该选取为准回归轨道。 ?..太阳同步重复轨道设计的方法 在前面讨论的基础上,可以把太阳同步重复轨道设计方法归纳如下口: 根据卫星任务选择值 根据式??计算相邻地面轨迹的经度差墨,一般将其转化为距离量纲, 取赤道上相邻轨迹的间距。 根据式?计算升交点周期 对于圆轨道卫星,根据式??决定卫星轨道周期 根据轨道周期得到卫星轨道半长轴 根据太阳同步轨道半长轴与轨道倾角的关系,计算的到卫星的轨道倾角 ,信息工程大学硕士论文 ?.. 值的选取 值表示卫星每天运行的圈数,它决定了地面轨迹的位置和顺序。不同的值将产生 完全不同的地面轨迹序列,对卫星的地面覆盖特性又很大的影响。 一般而言,周期为的回归轨道,除了具有天重复覆盖轨道外,还具有一个较短的 时间周期,在该时间内卫星地面轨迹也是近于重复的。事实上,值的分数部分足/可 以用较小分母的分数去逼近,这个较小的分母便是近似的重复周期。例如,对于轨 道高度,值的分数为/,它可以用/去近似,因此轨道的近似重复周期为天。对 /,因此该轨道的近似重复周期为天。对于 于轨道高度,值的分数为/ 这个近似的重复周期称之为该卫星的轨道重访周期【】。 还可以看出,值的分数部分足/决定了地面轨迹的移动方式,它可以是“漂移” 的,也可以是“跳跃”的。 为了明确的描述轨道的这种地面轨迹移动方式,本文引入重复轨道基本子间距的概 念。其定义如下 万? 其中瓯也就是重复轨道基本子间距。从卫星地面轨迹的空间分布上看,重复轨道的基本子 间距实质上描述的就是在一个重复周期内空间相邻轨迹之间的平均距离。而描述的是时 间相邻轨迹之间平均距离。可以看出&是一个比更基本的描述单位。 如果定或?,则第二天的地面轨迹将从第一天地面轨迹向东或向西前进一 个基本子间距。直到天后地面轨迹才完成一个循环周期。轨迹的这种移动方式,称为“漂 移”方式。其优点是对观测地区能够提供逐天重复覆盖,可以对该地区进行连续多天的观 测,其缺点是不能实现快速的全球覆盖。 如果?和?一,地面轨迹的移动方式将是“跳跃”式的。第二天的地面轨迹 将从第一天地面轨迹向东或向西前进数个基本子间距。其优点是可以认为是以较高的时间 分辨率对地面覆盖区采样,这对于较短时间内发生的现象的观测可能是有益的。 对全球覆盖而言,假设卫星传感器的地面覆盖幅宽为彬,则全球覆盖的条件为 ?彬?/。 信息工程大学硕士论文 也就是说,卫星在一个重复周期中运行的总圈数的地面覆盖区域要大于等于地球赤道的周 长。因此由上式可决定的下限: 【面一了】取整 综上所述,结合前面列出得~条,可以得到选取值还应注意的几个要点 希望的重复周期 希望的地面轨迹排列顺序 ?。 并且互质 ?.关于重访周期的深入研究 卫星轨道的重访周期在卫星对地遥感观测的过程中是一个很重要的参数。重访周期越 短,卫星会以更高的时间分辨率对地面覆盖区采样,这对于对较短时间内有可能发生改变 的现象或目标的观测是十分有利的。 然而,由前面的?..节论述可以看出,关于卫星的重访周期的定义并不是十分的 严格,不便于定量的分析,这给要满足一定重访周期特定要求的轨道设计工作带来困难。 鉴于轨道重访周期的重要性,本文对卫星轨道的重访周期的确定以及其对地 面覆盖特性的 影响进行了深入的研究。 ?..重访周期的确定与计算 假定岛为遥感卫星的重访周期,而,吾为该卫星每天运行的圈数。重访周期的要 求是:矣能被以,为分母的分数去近似,并且要求较小。对于重访周期这 一要求本文从下面两个方面加以理解。 由于要求,较小,根据遥感卫星的实际应用,我们完全可以对其取值范围加以 限定:研/】。 根据重访周期的定义要求,卫星经过研天的运行之后,此时的星下点轨迹与第 一天的第一个周期的星下点轨迹之间的距离尽可能的小当然这两条轨迹是不能够重合信息工程大学硕士论文 的。由于重复轨道星下点轨迹之间的最短距离也就是一个基本子间距氐,因而关于定义 中的近似,我们完全可以这样确定:经过研前提是要满足珥较小之后的星下点轨迹 与第一天的第一个周期的星下点轨迹之间的距离尽可能为一个基本子间距,如若不能满足 则尽可能为两个子间距,如此依次类推。 经过上面的讨论,我们就可以严格的对重复轨道的重访周期加以确定。 重访周期珥应该满足以下表达式: 面 ,川万 【,/】 式中小为正整数,胛,为非零整数,并且,的绝对值应该尽可能的小。%表示的实际意义 也就是经过一个重访周期后两条星下点轨迹相差的基本子间距的个数,为了以后表述的方 便,这里称之为重访间隔子间距数。在本文中严格取疗或,因为%取值较大就已 经失去了重访的意义。实际上在一些文献【中更是严格规定竹。?的。 假设一个重复周期里包含。个重访周期,则 夸 %虽 而脚。表示的意义就是在一个重复周期之内包含多少个重访周期。 例如:对于值为/的轨道,其重访周期可以定为天,运行一个重访周 期后两条星下点轨迹相差个基本子间距;对于值为/的轨道,其重访周期 为天,运行一个重访周期后两条星下点轨迹相差个基本子间距;而值为/ 的轨道,其重访周期为天,运行一个重访周期后两条星下点轨迹相差个基本子间距。 ?..实现地面目标重访应满足的基本条件 首先本文直接给出要实现重访应该满足的一个基本要求:对于全球覆盖遥感卫星而 言,在一个重访周期内,相机应该能够覆盖包括侧视或者通过改变指向所能 获得到 得覆盖到赤道上所有的点。信息工程大学硕士论文 下面对上面的约束用反正法给予说明。 假设在初始时刻为。,在卫星轨道的第一个重访周期内,赤道上存在某一点目标不 能被相机所覆盖。由于该遥感卫星能进行全球覆盖,那么总存在第一个重访周期 后某一时刻’,相机能对该目标点进行覆盖。则该目标点这次覆盖的时间间隔至少为。一『, 大于一个重访周期研。这与卫星对地面目标的重访周期为研相矛盾,因而假设不成立。 这样就可以得到上面所提出的约束条件。这也就是要实现地面目标重访,遥感卫星应该满 足的基本条件。 ?..实现地面目标重访相机覆盖范围的确定 卫星运行一个重访周期后,其星下点轨迹确实与该重访周期前一时刻的星下点轨 迹十分的接近。但是这并不能确保卫星相机就能对岛时刻的星下点目标的覆盖,实现 对该目标的重访。要确实实现对“时刻的星下点目标的重访,必须对相机的观测带宽 以及在一个重复周期里卫星地面轨迹的“漂移”情况进行联合研究。 在这里,本文首先对一个重复周期里所包含的。个重访周期的星下点轨迹“漂移”情 况进行讨论。假设表示初始时刻,则表示此时刻所对应的星下点轨迹。而‘,则分别 表示卫星运行个重访周期后的时刻和所对应的星下点轨迹。根据上面对重访周期定义的 解释以及式?一,可以看出卫星在。时刻,‘相对于“漂移”%个基本子间距;而 卫星在屯时刻,毛相对于‘又“漂移”玎,个基本子间距。因而卫星在一个重复周期的,个 重访周期时间里。卫星星下点轨迹共“漂移”了聊,?拧,个基本子间距但是注意到,卫星 在运行。个重访周期后再运行一个较短的时间~聊,?『,卫星就可以运行一个重复 周期,此时卫星的星下点与初始时刻的星下点轨迹会重合。可以看出,卫星运行了个重 访周期后,星下点轨迹“漂移”了.胛。个基本子间距,但是其星下点轨迹与时刻的星下 点轨迹的空间距离并不就是.。个基本子间距,这是由于卫星在轨道上是作一种周期性圆 椭圆运行所决定的。 假设某时刻,星下点轨迹相对于初始轨迹漂移了?个基本子间距,依据式?? 信息工程大学硕士论文 和考虑卫星轨道的周期性圆椭圆运行的特性,可以得到该时刻星下点轨迹与时刻轨 迹之间的距离基本子间距为: ??一。?丁’ 上式表示的是星下点轨迹与“时刻轨迹之间在同一方向上的距离。由于地球赤道是圆形的, 实际上上式应该改写为: 卜胁,等 矿胁,唔.】詈 。一.【丁.】矿..【丁.导 下面来讨论在第个重访周期时间段里,星下点轨迹在地球赤道上的排序问题。在第 个重访周期开始时刻,星下点轨迹相对于“时刻的轨迹“漂移”了?”。个基本子间距;而 在这个重