卫星轨道及编队构形设计
轨道交通线网架构类型及规划方案形成
轨道交通线网架构类型及规划方案形成一、线网架构的基本类型轨道交通网络的形式主要决定于城市地理形态（河流、山川等）、规划年城市用地布局和人口流向分布，主观决策因素也发挥着重要作用。
由于土地利用的控制与其他因素的影响，网络结构在发展演变过程中，可以体现出城市交通发展的历史特征。
典型的结构形态是网格式、无环放射式及有环放射式三种。
（一）放射型线网该类型的线网是以城市中心区为核心，呈全方位或扇形放射发展，其基本骨架包括至少3条相互交叉的线路，逐步扩展、加密。
这类线网中，需要注意的是，要避免市中心区的线路过多，否则不仅会造成工程处理困难，且易产生换乘客流过于集中的现象。
例如莫斯科地铁在中心区较为集中，在线网扩充规划中，需要考虑在城市外围增加弦线和大环形线，以缓解其矛盾。
放射线在中心区衔接的另一种方式是两条线在交通走廊并行产生两处以上换乘点进行换乘，以增加出行者换乘机会，分担换乘客流。
巴黎、新加坡和香港城市轨道交通均有类似的经验。
这种换乘方式从出行效果上看比单点换乘效果好，缺点是工程造价高。
对于全方位的放射型线网而言，穿越市区的直径线可以更好地解决城市外围区间交流问题，终止于中心区的半径线在市中心区可能产生大量换乘。
一般在工程特别困难或者对向客流较小时，才设置半径线。
中心区邻海（江）的城市，城市轨道交通线网中呈扇形辐射，可以采用半径线，必要时为加强某一方向的辐射也可以设置“U”形线路。
放射型线网的突出优点：（1）方向可达性较高；（2）符合一般城市由中心区向边缘区土地利用强度递减的特点。
（二）设置环线的线网城市轨道交通环线主要有两个作用：一为加强中心区边缘各客流集散点的联系；二为通过换乘分流外围区之间的客流，可以减轻这些客流进入中心区所带来的压力。
伦敦城市轨道交通线网是世界著名的环线加放射线的构架形式。
在首尔城市轨道交通线网中设置的环线，偏于中心区一侧，环线的形状依据城市形态和布局呈椭圆形，线路较长，其目的是沟通汉江两侧的各主要客流集散点，加强市区的交通周转能力。
航天器基本特点与设计要求概述_四_航天器的轨道设计_构形和可靠性
航天器基本特点与设计要求概述(四)———航天器的轨道设计、构形和可靠性 五院501部 吴开林 文摘 介绍了航天器各种运行轨道及返回轨道的特点和设计要求,阐述了航天器构形设计的主要内容,强调了航天器可靠性设计的重要性及实现的环节和基本原则。
关键词 航天器 特点 设计要求 轨道 构形 可靠性 一 航天器的轨道设计航天器的轨道设计分成运行轨道设计和返回轨道设计,任何一个航天器都有运行轨道的设计,而返回轨道的设计通常只适合返回式卫星和载人飞船。
11运行轨道航天器的轨道通常由6个轨道要素所决定,轨道设计根据任务要求合理地选择航天器的轨道要素。
航天器的轨道倾角和升交点的赤经决定了航天器轨道在空间的位置。
航天器的轨道设计并没有绝对的规则可循,有效的轨道设计需要清楚地理解轨道选择的依据,并且随着任务要求的改变或任务定义的完善,对轨道设计的依据应定期进行分析和评定。
根据卫星的不同任务,轨道的设计过程大致如下。
根据航天器的任务,轨道设计首先必须确定航天器轨道的类型。
为了设计轨道,往往将航天器的航天飞行任务分成几段,并按飞行任务的总体功能来区分各个任务段,每个轨道都有不同的选择标准。
图1是航天器轨道入轨图。
(1)转移轨道用来将卫星从一个轨道转移到另一个轨道时所经过的轨道。
例如,转移到地球同步轨道的转移轨道。
作为地球同步轨道的通信卫星,它必须要求运载火箭将通信卫星送到转移轨道,然后在转移轨道上由卫星自己送到地球同步轨道。
图1 航天器轨道入轨图(2)停泊轨道(等待轨道)这是一种临时轨道,是卫星为转移到另一条轨道而暂时停留的轨道。
这种轨道是为卫星在进行各种空间操作之间或在工作寿命末期的检查和储存提供一个安全而方便的场所。
这种轨道还可以用来衔接卫星发射后进入转移轨道之前的各个阶段的不同工作状态。
・24・・航天技术与产品・ 航天标准化2002年第4期 (3)空间基准轨道这是一种工作轨道,这种轨道的主要特征是处于空间某一个位置。
人造卫星的轨道设计
人造卫星的轨道设计随着现代科技的发展，人造卫星已经成为了现代社会中非常重要的一部分。
人造卫星的轨道设计就显得尤为重要，它将直接影响到人造卫星的工作能力和寿命。
本文将介绍人造卫星的轨道设计以及相关的技术和原理。
一、什么是人造卫星的轨道？人造卫星的轨道是指每颗卫星在空间中运行的路径。
卫星的轨道可能是圆形、椭圆形、或者其他形状，轨道的形状和位置取决于卫星的用途以及需要观测或通信的地区。
人造卫星的轨道由轨道高度、轨道倾角、轨道形状、轨道方向等因素决定。
二、轨道高度轨道高度是指卫星在地球或其他天体表面以上的距离。
轨道高度越高，卫星运行的速度就越慢。
目前，低轨道和静止轨道是最常见的两种人造卫星轨道。
低轨道：轨道高度为1000公里以下，速度约为每秒7.9千米，飞行时间约为90分钟。
低轨道的优点是其低延迟，适合用于通信和观测等任务。
同时，低轨道的大气摩擦对卫星造成的损害较大，寿命较短，需要频繁地更换卫星。
静止轨道：轨道高度为地球赤道半径以上的距离，高度约为3.6万公里，速度为每秒3千米，飞行时间约为24小时。
静止轨道的优点是能够覆盖一个大范围的地区，适用于通信、天气预报等任务。
静止轨道的大气摩擦对卫星的影响较小，可以保证卫星的寿命。
三、轨道倾角轨道倾角是指卫星轨道平面与地球赤道平面之间的夹角。
轨道倾角越小，卫星越容易进入一些狭窄的地域，如北极或南极地区。
而轨道倾角大的卫星则更适合对赤道地区进行观测或通信。
一些商业通信卫星，由于需要覆盖全球各地，通常采用倾角为零的静止轨道。
四、轨道形状轨道形状通常被描述为圆形或椭圆形。
圆形轨道在轨道高度越高的情况下，更容易实现。
而椭圆形轨道能够实现更多的应用，因为它允许卫星在一段时间内离地球较远，然后在另一段时间内逼近地球。
这种椭圆形轨道被称为高椭圆轨道。
一些卫星，例如地球观测卫星，通常采用高椭圆轨道。
五、轨道方向轨道方向是指卫星绕行轨道时运动的方向。
人造卫星轨道可以是地球固定轨道（即卫星轨道平面与地球赤道平面重合），也可以是地球自转轨道（即轨道倾角与赤道平面夹角不为零）。
小推力下卫星编队的非自然构型设计与控制
控制 问题
， 献［ 文 ５—８ 采 用 了 Ｃ Ｗ 方 程来 研 ］ —
究 近距 离 卫星 编 队非 自然 构 型 的 控 制 ， 型 的 控 制 典 方 法 有 Ｌ Ｒ 方 法 、 ｙｐ ｎ ｖ方 法 ； 献 ［ Ｑ Ｌ ａｕ ｏ 文 ９—１ ］ ２
直 接采 用 二体运 动 微 分 方 程 作 为 基 本运 动方 程 ， 采
关 键 词 ：小 推 力 ；非 自然 构 型 ；圆 形 绕 飞 ；Ｐ Ｄ控 制 ；直 接 法 中 图 分 类 号 ：Ｖ １ ． ４２４ 文 献 标 识码 ：Ａ 文章 编号 ：１０ — ２ （ ０ １ ０ ．９ ８Ｏ ００ １ ８ ２ １ ）９１ １ 一 ３ ７
ＤＯ Ｉ：ｌ ３ ７３ ．ｓ ｎ．１ ００—３２ ２ Ｉ ０ ０ ０． ８ ／ｉ ｉｓ ０ １ ８． ０ｌ ． ９． ０８
０ ３ 比冲恒定 为 ３ ０ ｓ ． Ｎ， 意 图。 设 主 星 位 于 假 不 加控 制 的 自然 轨道 上 ， 过对 从 星施 加 控 制 实现 通 编 队构 型 的控 制 ， 主从 星在 坐标 系 Ｏ Ｚ 中的运 动 ＸＹ
方 程
卫星 编 队构 型可分 为 自然 构型 和非 自然 构 型两
为 ２． ２６ ５ ５～ ３ ｍＮ， 比冲 １ ０ ４ ９ ｓ 它 的连续 作 用 ４ ０— １０ ，
时 间能够 达 到 ３ ７ ０ ． ５Ｘｌ４小 时 ， 大 推 力的 扩 展指 最 标 能够达 到 ３ ９ Ｎ。本 文 采 用 的 小 推 力 发 动 机 以 ８ｍ 上 述 Ｎ Ｘ 发 动 机 为 原 型 ， 定 最 大 推 力 幅 值 ＥＴ 给
第 ３ ２卷 第 ９期
２１ ０ １年 ９月
宇 航 学 报
Ｊ ｕｒ ａ ｆＡｓｒ ｎａ ｔｃ ｏ ｎ ｌｏ ｔｏ ｕ ｉｓ
卫星星座轨道设计方法
卫星星座轨道设计方法
卫星星座是由多颗卫星组成的一组系统，可以提供全球性的通信、导航、遥感等服务。
卫星星座轨道设计是卫星星座建设的重要环节，它涉及到卫星的数量、轨道高度、轨道倾角、轨道形状等多个因素，需要综合考虑各种因素，以达到最优的设计效果。
卫星星座轨道设计方法主要有以下几种：
1. 圆形轨道设计方法
圆形轨道是最简单的轨道形式，它的轨道高度和倾角都是固定的，因此设计起来比较容易。
圆形轨道的优点是稳定性好，对卫星的控制和维护比较容易，但缺点是覆盖范围有限，需要大量的卫星才能实现全球覆盖。
2. 偏心轨道设计方法
偏心轨道是一种椭圆形轨道，它的轨道高度和倾角都是不固定的，可以根据需要进行调整。
偏心轨道的优点是可以实现更广泛的覆盖范围，但缺点是卫星的控制和维护比较困难。
3. 倾斜轨道设计方法
倾斜轨道是一种非常特殊的轨道形式，它的轨道倾角非常大，可以达到90度。
倾斜轨道的优点是可以实现全球覆盖，但缺点是卫星的控制和维护非常困难，需要高度精密的技术支持。
4. 多层轨道设计方法
多层轨道是一种将卫星分成多个层次进行部署的轨道形式，每个层次的卫星数量和轨道高度都不同。
多层轨道的优点是可以实现更广泛的覆盖范围，但缺点是需要更多的卫星和更高的技术支持。
总之，卫星星座轨道设计是一个非常复杂的过程，需要综合考虑多个因素，以达到最优的设计效果。
不同的轨道设计方法有各自的优缺点，需要根据具体的需求进行选择。
星载InSAR辅星编队优化设计与分析
１ Ｏ
中 国 空 间 科 学 技 术
ＣＨ Ｉ ＮＥＳ ＳＰＡＣＥ ＣＩ Ｅ Ｓ ＥＮＣＥ ＡＮＤ ＴＥＣＨ Ｎ０Ｌ０ＧＹ
２０ ０ ６年 ４月
第
２ 期
星 载 ＩＳ ｎ ＡＲ辅 星 编 队优金 海
８ 。 ＋ ＋ ＋ ＋ △ ｈ 一 ＋ 》Ｂ 》＋ 静 ｒ
可定义 为 ３ ＝ ＫＨ３ ＋ Ｋ ｒ＋ Ｋ ｈ ＝ Ｈ。 ＝
Ｋ ・
＋ Ｋ 如 ＋ Ｋａ ａ Ｋ ＋ Ｋｚ △ ｐ＋ ，
（） １
由此 ，若 已知各 参数 测量 误差 的方 差 ，则可 得到 高程 误差 的方 差 ：
计 问题 展开 讨论 ，对优 化指 标 、优化 变量 、优 化 机理 以及 构 形 的燃料 估 算 问题 进 行初 步研 究 。
２ ＩＳ ｎ ＡＲ测 高误差模型
ＩＳ ｎ ＡＲ测 高误差 与 ７ 因素有 关 ，它们 是 ：卫 星地 心距 Ｈ。 个 ，斜 视 距 离 ｒ ，基线 长 度 Ｂ，基 线 方 位角 ａ ，基 线 高度 角 ，卫 星 天线距 离一 高 度平 面 与轨 道 面间的 二 面角 ，以及 干涉相 位差 △ 。
摆 的 Ｔ ｃ Ｓ ｔ １ 术难 度低 ，更 具 可行 性和 吸 引力 。 ｅｈ ａ－ 技 ２
为保 持伴 随 飞行 ，辅 星编 队 须 与 主 星轨 道 邻 近且 周 期 一 致 。编 队 中 任意 两 星 都 可 构 成 空 间 基 线 ，在轨 道动 力学 作用 下 ，辅 星 间 的相 对 空 间 位 置 不 断 变 化 引起 空 间基 线 的指 向和 长 度 也 不 断 变
化 ，基线 变化 将直 接影 响 干涉测 量 的精度 ， 因而辅 星编 队优 化设 计 问题 的实 质是 依据 干涉 测量 的具 体 应 用来 优化 编 队的构 形 。 本 文 以干 涉测 高 为应用 背景 ，围绕 构形 对 称 的 ＩＳ ｎ ＡＲ辅 星 编 队 （ Ｃ ｒＷｈ ｅ 编 队 ） 类 ａｔ ｅ ｌ 的优 化 设
SAR干涉测高分布式小卫星编队构形优化设计
定 性 因素 之 一 ， 而基 线是 由 编 队 构 形决 定 的 ， 因此 构 形 设 计 是 Ｉ Ａ ｎ Ｒ测 高 分 布 式 小 卫 星 系 统 顶 层 设 计 的 一 个 关 键 Ｓ 内容 。针 对 设 计 变 量 与 目标 函 数 之 间 的关 系 非 常 复 杂 ， 有 简 单 明确 的解 析 形 式 的 特 点 ， 择 遗 传 算 法 作 为 优 化 没 选 算 法 进 行 构 形 的 优 化 设 计 ， 出 了 编码 方法 和适 应 度 函数 。 以 典 型 雷 达 卫 星 参 数 为 初 始 条 件 ， 几 种 不 同 构 形 进 给 对 行 了仿 真 ， 果 表 明在 一 个 轨 道 周 期 内 ， 星 空 间 编 队 约有 一 半 时 间 能 够 满 足 精 度 优 于 １ 的 要 求 ， 进 行 Ｉ Ａ 结 双 ｍ 是 ｎ Ｒ Ｓ
星的应 用 领域 中 ， 基合 成 孔 径 雷 达 （ Ａ 是 目前 天 Ｓ Ｒ）
研究 的一个 热点 。天基 Ｓ Ｒ具 有全 天 候 、 天 时 的 Ａ 全 观测能力 ， 对 地 表 有 一 定 的 穿 透 能 力 ， 灾 害 监 并 在 视 、 境监 测 、 环 资源勘察 和 军事应 用 等方面 有重 要作 用 。利用 分布 式 卫星 实 现 分布 式 天 基 Ｓ Ｒ系 统 ， Ａ 具 有 干涉测 高 、 干涉 洋 流 测速 以及 高 分 辨 率成 像 等 多种功 能Ｈ 。 星载 Ｓ Ｒ干涉 （ｎＡ ） Ａ ＩＳ Ｒ 测高是 分 布式 Ｓ Ｒ卫 星 Ａ
由多颗微 小卫 星编 队飞行 构成 的分 布式 卫星 系 统应 用前 景广 阔 ， 到 国际航 天领域 的普 遍重 视 ， 受 有 大批 分布 式 卫 星 项 目处 在 概 念 论 证 和 技 术 攻 关 阶 段 ， 有一 些 任 务 已经 在 轨 运 行 ¨ 。在 分 布 式 卫 并 Ｊ
深空探测中的航天器轨道设计
深空探测中的航天器轨道设计深空探测是人类探索宇宙和拓展科学知识的重要途径之一，而航天器轨道的设计则是深空探测任务中不可或缺的一环。
航天器轨道设计的合理性和有效性直接影响着任务的成功与否。
本文将探讨深空探测中航天器轨道设计的重要性、设计原则以及常见的轨道类型。
深空探测航天器轨道设计的重要性不言而喻。
首先，合理的轨道设计可以最大程度地满足科学探测任务的需求。
不同的探测目标和科学问题需要不同的轨道要求，例如对太阳系行星的探测，需要选择合适的轨道距离和轨道周期，以便精确观测目标并采集必要的科学数据。
此外，合理的轨道设计还可以最大程度地利用航天器的能源和资源，提高任务的效率和成果。
在深空探测航天器轨道设计中，有一些基本的设计原则需要遵循。
首先，稳定性是设计轨道的首要原则。
深空探测航天器需要在极端环境中运行，轨道的稳定性可以保证航天器在长期的探测任务中保持平衡和姿态的稳定。
其次，安全性是轨道设计的重要考虑因素。
航天器在进入轨道和离开轨道的过程中需要经历大气层和天体引力场的影响，设计时需要考虑这些因素并避免潜在的危险。
在深空探测中，常见的轨道类型包括地心轨道、太阳同步轨道和椭圆轨道等。
地心轨道是以地球为中心的轨道，适用于近地点探测任务，例如对地球观测、地理测量等。
太阳同步轨道是一种特殊的地球轨道，航天器在该轨道上的运行周期与太阳的相对位置保持稳定，适用于太阳系行星和卫星的探测任务。
椭圆轨道是一种椭圆形的轨道，航天器在轨道的近地点和远地点分别运动，在深空探测中常被用于对行星和小行星的探测。
针对不同的任务需求和科学问题，轨道设计需要综合考虑多个因素。
例如，对于远距离探测任务，航天器需要在较长时间内抵达目标，因此轨道需要考虑行星引力的影响以实现更高的速度和更短的时间。
对于近距离探测任务，为了保证精确观测和采集科学数据，轨道设计需要尽可能接近目标，但也需要考虑到引力势场和轨道调整的难度。
深空探测航天器轨道设计的挑战在于多个因素的综合考虑和权衡。
航空航天工程师的航天器轨道设计方法
航空航天工程师的航天器轨道设计方法航空航天工程师是负责设计航天器轨道的专业人员。
航天器轨道设计是航天工程中至关重要的一环，它决定了航天器在太空中的运行轨迹和目标所在位置。
在这篇文章中，我们将探讨航空航天工程师常用的航天器轨道设计方法。
一、开普勒轨道设计法开普勒轨道设计法是航天器轨道设计中最常用的方法之一。
根据开普勒三定律，航天器在轨道上的运动可以被描述为一个椭圆。
这种方法适用于那些需要在不同位置周围进行周期性观测的任务，如地球观测卫星。
首先，工程师需要确定所需的升交点赤经和轨道倾角。
然后，根据其所处的轨道类型和任务需求，通过计算得到轨道的长半轴、短半轴和离心率。
最后，结合发射飞行器的性能，确定合适的发射时机和轨道倾角。
二、希尔伯特轨道设计法希尔伯特轨道设计法是一种在特定地理位置上实现连续覆盖的轨道设计方法。
该方法适用于需要保持特定地面区域持续观测的任务，比如通信卫星。
在使用希尔伯特曲线进行设计时，航空航天工程师需要考虑角速度、角加速度和角位移的变化情况。
通过对这些参数的优化，可以实现连续覆盖所需地面区域的目标。
三、走廊轨道设计法走廊轨道设计法是一种用于在太空中形成观测网的方法。
在此轨道设计中，航空航天工程师通过将多个卫星放置在一条线上的不同位置，形成一个航天器轨道走廊。
通过精确控制卫星的发射时机和速度，这种方法可以实现多个卫星在一定时间周期内以固定间隔经过相同的位置。
走廊轨道设计法广泛应用于遥感卫星等需要连续覆盖观测区域的任务。
四、环回轨道设计法环回轨道设计法用于航天器需要多次绕行目标的任务。
在这种设计法中，航空航天工程师通过在航天器的轨道上设置合适的推力和姿态控制，使其在绕行一个目标后能够返回并再次绕行。
这种方法适用于需要多次接近目标进行勘测、测绘或监测的任务。
总结：航空航天工程师的航天器轨道设计方法包括开普勒轨道设计法、希尔伯特轨道设计法、走廊轨道设计法和环回轨道设计法等。
这些方法根据不同的任务需求和目标，通过精确的计算和优化，为航天器提供了合适的轨道设计方案。
分布式航天器应用系统编队构形优化设计一般方法
个优化问题。根据系统任务要求， 建立通用目 标函数， 用性能指标的加权和来表示； 选取优化问题的决策变量 ， 用
编 队 设 计 变 量 的矢 量 组 合 表 示 ； 基 线 矢 量 过 渡 ， 立 性 能指 标 与 编 队 卫 星 设 计 变 量 的 关 系 ， 而 建 立 优 化 问题 的 以 建 进
关 键 词 ：分 布 式 航 天 器 ；基 线 ；编 队飞 行 ；干 涉 合 成 孔 径 雷 达 ；编 队优 化 设 计
中 圈分 类 号 ：Ｔ ９ ７ Ｎ ５ 文 献标 识 码 ：Ａ 文章 编 号 ：１０ —３ ８ ２ ０ ） ｕ－ １９ ０ ０ ０ １２ （０ ６ Ｓ ｐ０ ９ ．５
０ 引 言
从 系统性 能优 化 角 度 出发 ， 分 布式 航 天器 应 用 系 把 统 编 队设计 问题 抽象 为一 个优 化 问题 ， 图 １ 示 ， 如 所 根据 系统 任务 要求 ， 建立 通用 目标 函数 ， 性能 指标 用 的加 权 和来表 示 ； 取优 化 问题 的决 策变量 ， 编 队 选 用 设计 变 量 的矢量 组合表 示 ； 以基 线矢 量过 渡 ， 建立性 能指 标 与编 队卫 星设 计 变量 的关 系 ， 而 建 立 优 化 进 问题 的 目标 函数 与 决 策 变量 的关 系 ， 到完 整 的优 得 化 问题 描 述 ； 后 采 用 优 化快 速算 法 求 解 。 本文 以 最 主 星带辅 星群 体 制分布 式 ＩＳ Ｒ编 队构形设 计 为例 ｎＡ 进行 仿 真分析 ， 给 出优 化 编 队 与 已有 典 型 编 队的 并
目标 函数 与 决 策 变 量 的关 系 ， 到 完 整 的优 化 问题 描 述 ； 用 遗 传 算 法 求 解 。针 对 主 星 带 辅 星 群 体 制 分 布 式 干 涉 得 采
卫星星座轨道设计方法
卫星星座轨道设计方法一、引言在卫星通信系统中，卫星星座的轨道设计是一个重要的问题。
卫星星座轨道设计方法直接关系到通信系统的性能和覆盖范围。
本文将深入探讨卫星星座轨道设计的方法和技巧，包括轨道类型、参数选择、覆盖范围计算等。
二、轨道类型卫星星座轨道可以分为地球同步轨道、低轨道和中轨道三种类型。
2.1 地球同步轨道地球同步轨道是指卫星绕地球轨道运行的周期与地球自转周期相等，使得卫星始终覆盖地球上的同一区域。
地球同步轨道对于提供连续的全球覆盖非常重要，因此在国际通信卫星系统中广泛应用。
常见的地球同步轨道包括静止轨道、准静止轨道等。
2.2 低轨道低轨道是指卫星绕地球运行的轨道高度较低，通常在1000公里以下。
低轨道的优势是延迟较低，适用于一些对延迟要求较高的应用，如互联网通信和地球观测等。
低轨道的缺点是需要多颗卫星构成一个星座，并且覆盖范围较小。
2.3 中轨道中轨道是介于地球同步轨道和低轨道之间的一种轨道类型，通常在1000公里到20000公里之间。
中轨道相比低轨道具有较大的覆盖范围，同时延迟也相对较低，适合提供广域覆盖的通信服务。
中轨道的代表是全球星座系统如GPS和伽利略。
三、轨道参数选择卫星星座的轨道参数选择直接关系到通信系统的性能和覆盖范围。
主要的轨道参数包括轨道高度、轨道倾角和轨道周期等。
3.1 轨道高度轨道高度决定了卫星的运行速度和轨道周期。
一般而言，轨道高度越高，速度越慢，轨道周期越长。
要根据实际需求选择合适的轨道高度，既要考虑覆盖范围，又要考虑系统时延和通信质量等因素。
3.2 轨道倾角轨道倾角是指卫星轨道平面与地球赤道面的夹角。
轨道倾角的大小会影响卫星的覆盖范围和通信性能。
一般而言，低轨道的轨道倾角较小，中轨道的轨道倾角较大。
3.3 轨道周期轨道周期是卫星绕地球一周的时间。
轨道周期越长，卫星轨道的速度越慢，覆盖范围越大。
轨道周期的选择要考虑到系统的通信需求和卫星的能源消耗等因素。
3.4 其他参数除了轨道高度、轨道倾角和轨道周期之外，还有一些其他的轨道参数需要考虑，包括升交点赤经、卫星轨道平面的偏心率和近地点高度等。
考虑地球扁率的大椭圆轨道编队飞行优化设计
第２ 第２ ７卷 期 ２０ ０ ６年 ３月
宇 航 学 报
Ｊ ｕ ｌ ｆ ｔ ｎ ｕｉｓ ｏ ｍａ ｒ ａ ｔ ｏ Ａｓ ｏ ｃ
Ｖ １２ ｏ． ０ ．７Ｎ ２
Ｍａ ｃ ｏ ６ ｒｈ ２ ０
考 虑 地球 扁 率 的大 椭 圆轨 道 编 队飞行 优 化 设 计
析模 型 ， 只适 用 于 小 偏心 率 或 圆 轨 道 编 队。 以上 但
； 一 一
相 对运 动 的计 算 模 型 为 ： 主从 星 的历 元 瞬 时 将
轨道根 数 分别转 化 为惯 性 空 间 的位 置 和 速 度 矢量 ； 按 照预定 轨道 运行 时 间对方 程组 （ ） 行数值 积 分 ， １进
队 的主导 因素 ， 大 椭 圆轨道 编 队 的作 用 远胜 于对 对 圆轨 道编 队 的作 用 。这些都 给 大椭 圆轨道 卫星 编 队
设计 提 出了更艰 巨 的挑 战。 目前 ， 内外 学者 针对 ． 项摄 动 力进行 的相 对 国 ，
数 值积 分法 一 直是计 算精 确编 队相对 轨 道 的主
中 图 分 类 号 ：Ｖ １ ４２ 文 献 标 识 码 ：Ａ 文 章 编 号 ：１０ —３８２０ ）２００ —６ ００１２ （０ ６０．３６０
０ 引言 近年 来 ， 随着 微小 卫星技 术 的迅猛 发展 ， 星编 卫
角和平 近点 角初 值对 地球 扃率 作用 下基本 编 队形式
相 对位 置极值 点 漂移 量 的影响规 律 ， 结合零 ． ， 项摄 动条件 ， 出基 于 主星平 近点 角初值 的 ． 提 ， 项摄 动作
轨道 的影 响 。本 文 通 过 分析 主星 轨 道倾 角 、 近地 点
收 稿 日期 ：０ ５０一９ 修 回 日期 ：０ ５１＂１ ２０—８ｏ ； ２０ ．１２ － 基金 项 目 ： 国家 自然 科 学 基 金资 助 （０７０６ １０ ２７ ）
分布式SAR超分辨成像的卫星编队构形优化设计方法
分布式SAR超分辨成像的卫星编队构形优化设计方法
分布式SAR超分辨成像的卫星编队构形优化设计方法
编队构形设计是分布式卫星系统总体设计的关键问题,提出了一种编队构形优化设计方法.针对主星带辅星群体制分布式合成孔径雷达(SAR)超分辨率任务,从优化系统效能的角度出发,将满足超分辨性能的时间比率和分辨率改善因子作为编队构形优化设计的目标函数,以基线矢量为中间变量,建立了目标函数与编队卫星轨道根数的关系,并采用遗传算法求解.对不同卫星数目的编队系统进行了优化设计仿真,并与干涉车轮和钟摆编队构形方案进行了分析比较,数值结果验证了该优化设计方法的有效性和正确性.该设计方法还可改变优化目标函数,以适应用户的任务要求.
作者：冉承其 Ran Chengqi 作者单位：国防科学技术大学信息系统与管理学院,长沙,410073 刊名：中国空间科学技术ISTIC PKU 英文刊名：CHINESE SPACE SCIENCE AND TECHNOLOGY 年，卷(期)：2006 26(3) 分类号：V1 关键词：合成孔径雷达编队飞行优化设计人造卫星。
轨道力学的卫星轨道设计
轨道力学的卫星轨道设计轨道力学是研究物体在引力场中运动规律的一门学科，而卫星轨道设计则是应用轨道力学理论来确定卫星在空间中的轨道和飞行参数。
本文将就轨道力学的相关理论和方法，以及卫星轨道设计的主要流程进行探讨。
一、引力与运动引力是质量之间相互吸引的力量，根据万有引力定律可知，引力的大小与两个物体的质量成正比，与两个物体之间距离的平方成反比。
在轨道力学中，物体围绕天体运动的轨道可以通过计算物体受到的引力和离心力之间的平衡关系来确定。
当物体所受引力和离心力相等时，物体将保持在稳定的轨道上运动。
二、基本轨道类型在卫星轨道设计中，常见的轨道类型包括圆形轨道、椭圆轨道和地心轨道。
1. 圆形轨道：圆形轨道是最简单的一种轨道类型，卫星围绕地球以固定高度的圆轨道运动。
对于圆形轨道，卫星的轨道高度和速度是恒定的，可以通过引力和离心力的平衡关系求解出来。
2. 椭圆轨道：椭圆轨道是一种卫星运动轨迹呈椭圆形状的轨道。
在椭圆轨道中，卫星运动速度和高度并不是恒定的，卫星将在轨道的不同位置具有不同的速度和高度。
3. 地心轨道：地心轨道是指卫星围绕地球运动的特殊轨道类型，包括低地球轨道（LEO）、中地球轨道（MEO）和高地球轨道（GEO）。
不同类型的地心轨道的高度和速度不同，适用于不同的应用场景。
三、卫星轨道设计流程卫星轨道设计一般涵盖了几个关键步骤，包括任务需求分析、初始参数确定、数值仿真和飞行轨迹验证。
1. 任务需求分析：在轨道设计的开始阶段，需要明确卫星的任务需求，比如通信卫星、定位导航卫星等。
任务需求分析将确定卫星的工作区域、覆盖范围等关键参数。
2. 初始参数确定：根据任务需求，确定卫星的初始参数，包括轨道类型、轨道高度、速度和倾角等。
这些初始参数将在后续的计算和仿真过程中使用。
3. 数值仿真：通过数值仿真计算，可确定卫星的详细运动参数，并验证所设计轨道的稳定性和可行性。
数值仿真可以使用计算机模拟的方法，根据初始参数和物理模型进行计算和分析。
卫星总体方案设计
电源功率、蓄电池容量以及供电电压等
卫星姿轨控精度参数
控制精度和控制稳定度
着陆速度
返回式卫星，着陆速度参数。
2023/12/17
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卫星总体方案设计 总体性能参数确定与分配
(1) 目标分辨率： (2) 成像幅宽： (3) 高程精度： (4) 目标定位精度：
概念设计
（Conceptual Design）
初步设计
（Preliminary Design）
详细设计 （Detail Design）
制造
2023/12/17
总 体 设 计
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卫星总体方案设计
概述
A阶段(可行性论证阶段)：完成概念设计最佳 方案的选择、可行性验证、技术解决方法的定义。
要完成任务合理的卫星配置是什么？ 研制中有什么难点(重大成本、计划和技术问题)？ 应该做哪些主要的比较研究和分析？ 花费的成本是多少？ 需要多长时间？
三、卫星总体方案设计
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飞行器现代设计方法
卫星总体方案设计
3.1 概述
3.2 总体性能参数预算与分配
3.3 卫星轨道设计
3.4 卫星构型设计
3.5 卫星可靠性设计
2023/12/17
第2页
卫星总体方案设计
概述
所谓设计，便是创制某一产品之前的构思和体 现这一构思结果的过程
工程设计是指设计人员应用自然规律，通过分 析、综合和创造思维将设计要求（系统要求） 转化为一组能完整描述系统的参数（文档或图 纸）的活动过程
质量(kg)
备注
81.5 85.0 64.0 6.0
姿态敏感器和控制执行机构
北京三号B卫星构型布局设计与优化
北京三号B卫星构型布局设计与优化北京三号B卫星构型布局设计与优化摘要：北京三号B卫星是中国自主研制的一颗高分辨率光学遥感卫星，为了实现高效、稳定的遥感数据获取和传输，卫星构型布局设计与优化是至关重要的一步。
本文以北京三号B卫星为研究对象，分析了构型布局设计的重要性，并探讨了相关的优化方法和策略。
1. 引言卫星构型布局设计是指根据卫星任务需求，结合工艺、材料、器件等因素，将各个子系统、设备以及载荷合理地布置在卫星结构中，以满足性能要求和工程约束。
对于北京三号B卫星来说，构型布局设计的优化目标是提高卫星的载荷容量、保证遥感设备的稳定性和可靠性，并尽可能减小卫星的重量和体积。
2. 构型布局设计的重要性卫星构型布局设计的优劣直接影响到卫星的遥感能力和任务执行效果。
合理的构型布局设计可以最大程度地提高卫星的能力和性能，提高遥感数据的质量和准确性。
此外，在布局设计过程中，还需要考虑卫星的可靠性、可维护性和抗干扰能力等因素，以保证卫星在恶劣环境下的工作稳定性。
3. 构型布局设计的优化方法和策略为了实现优化的构型布局设计，可以采用以下方法和策略：（1）分析任务需求：根据卫星的遥感任务需求，确定主要的观测目标、观测方式和观测参数等，为布局设计提供依据。
（2）重心分析：通过计算和分析卫星各个子系统和设备的重心位置，优化卫星的重心布局，以提高卫星在空间环境中的稳定性和操控性。
（3）功耗分析：对卫星各个子系统和设备的功耗进行分析，合理分配功耗，降低卫星整体功耗，以提高卫星的电源管理能力。
（4）热控设计：通过分析卫星的热耗散情况，设计合理的热控系统，控制卫星的温度分布，以保证卫星各个部件的正常工作。
（5）载荷容量优化：通过优化载荷的布局和组合方式，提高卫星的载荷容量，增加遥感数据的获取能力。
（6）结构优化：通过优化卫星的结构设计，减小卫星的重量和体积，提高卫星的运载能力和抗振能力。
4. 结论卫星构型布局设计与优化在北京三号B卫星的研制中起着重要的作用。
北京三号B卫星构型布局设计与优化
㊀V o l ．３２㊀N o ．３㊀３８㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程S P A C E C R A F TE N G I N E E R I N G ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀第３２卷㊀第３期㊀２０２３年６月北京三号B 卫星构型布局设计与优化唐斌㊀马灵犀㊀张一鹏㊀秦江㊀李腾飞㊀孟晓亮(航天东方红卫星有限公司,北京㊀１０００９４)摘㊀要㊀北京三号A /B 卫星是国内首次采用三超平台技术,具有超高精度㊁超稳定㊁超敏捷成像能力的新一代敏捷遥感卫星.文章以北京三号B 卫星为例,结合其任务特点,对构型布局进行了设计与优化,开展了载荷㊁平台㊁指向隔振机构的一体化设计,并完成了平台解耦的设计分析,提出了适配三超平台的新一代敏捷遥感卫星构型.经北京三号B 卫星在轨飞行验证:卫星构型设计合理可靠,满足任务需求,可为后续装备三超平台的同类卫星构型布局设计提供参考.关键词㊀北京三号B 卫星;三超平台;构型布局设计中图分类号:V ４２３ ４㊀㊀文献标志码:A ㊀㊀D O I :１０ ３９６９/ji s s n １６７３Ｇ８７４８ ２０２３ ０３ ００６D e s i g no fC o n f i g u r a t i o nL a yo u t f o rB J Ｇ３BS a t e l l i t e T A N GB i n ㊀MA L i n g x i ㊀Z H A N G Y i p e n g ㊀Q I NJ i a n g ㊀L IT e n g f e i ㊀M E N G X i a o l i a n g(D F H S a t e l l i t eC o ．,L t d ．,B e i j i n g １０００９４,C h i n a )A b s t r a c t :T h eB J Ｇ３A /Bs a t e l l i t e sa r e t h en e w g e n e r a t i o no f a g i l er e m o t es e n s i n g sa t e l l i t e sw i t h s u p e r Ｇp r e c i s i o n ,s u p e r Ｇs t ab l e a n ds u p e r Ｇa g i l e i m a g i n gc a p a b i l i t i e s ,w h i c had o p t t he t h r e es u p e r p l a tf o r m t e c h n o l og y fo r t h e f i r s t t i m e i nC h i n a ．B a s e d o n t h em i s s i o n c h a r a c t e r i s t i c s o f t h eB J Ｇ３B s a t e l l i t e ,t h e s a t e l l i t e c o n f i g u r a t i o n l a y o u t a n dd e s i g na r e o p t i m i z e d ,i n c l u d i n g t h e i n t e g r a t e dd e Ｇs i g no f c a m e r a a n d p l a t f o r m ,t h e a n a l y s i s o f p l a t f o r md e c o u p l i n g ．A c c o r d i n g l y ,a n e w g e n e r a t i o n o fa g i l er e m o t es e n s i n g s a t e l l i t ec o n f i g u r a t i o n s u i t a b l ef o rt h et h r e es u p e r p l a t f o r m si s p u t f o r w a r d ．T h e i n Ｇo r b i t f l i gh t v e r i f i c a t i o n o f t h e B J Ｇ３B s a t e l l i t e s h o w s t h a t t h e s a t e l l i t e c o n f i g u r a t i o nd e s i g n i s r e a s o n a b l e ,f e a s i b l e a n dm e e t s t h em i s s i o nr e q u i r e m e n t s ,w h i c hc a n p r o Ｇv i d e r e f e r e n c e f o r t h e s u b s e q u e n t c o n f i g u r a t i o nd e s i g no f s a t e l l i t e s e q u i p p e dw i t ht h e t h r e e s u pe r pl a t f o r m．K e y w o r d s :B J Ｇ３Bs a t e l l i t e ;t h r e e s u p e r p l a t f o r m ;c o n f i g u r a t i o n l a y o u t d e s i g n 收稿日期:２０２３Ｇ０３Ｇ２６;修回日期:２０２３Ｇ０５Ｇ２９作者简介:唐斌,男,硕士,工程师,从事航天器构型和总装设计.E m a i l :４７３９５６１０＠q qc o m .㊀㊀北京三号A /B 卫星是中国首次采用了超敏捷㊁超稳定㊁超高精度的三超平台技术㊁具备复杂敏捷动中获取影像能力的新一代遥感卫星,是国内唯一可实现任意地面轨迹目标成像能力的超敏捷卫星,在光学遥感卫星领域具备极强的竞争力.卫星采用全方位㊁任意航迹和可见光㊁多光谱成像手段,可为全球市场提供大量的高分辨遥感卫星数据和信息产品,为国土资源管理㊁农业调查㊁生态环境监测㊁城市综合应用等领域提供更高精度㊁更高效㊁更广泛的应用服务.本文以北京三号B 卫星作为设计对象,针对其任务特点与需求,在参考和继承敏捷遥感卫星平台的基础上[１Ｇ４],通过分析三超平台这一新技术特点,开展了卫星的构型布局设计与优化[５Ｇ７],提出了适用于三超平台的新一代敏捷遥感卫星构型方案.经卫星在轨验证,该构型设计满足了卫星的任务要求,实现了相关的任务指标,可为后续装备三超平台的同类卫星构型布局设计提供参考.１㊀任务需求分析北京三号A/B卫星作为国内首次采用三超平台技术㊁具备超高敏捷㊁超高稳定㊁超高精度获取影像能力的新一代敏捷遥感卫星,对卫星的构型布局设计提出了新的需求.１)高分辨成像的需求为实现卫星高分辨成像的要求,北京三号B卫星配置了具有超长焦距的大口径相机.其中载荷相机的自身尺寸会占据星上大部分空间,这就对卫星的构型设计㊁设备布局㊁总装设计等都提出了较高的要求.２)相机高精度指向及快速稳定的需求北京三号B卫星配备了三超平台,通过安装在相机与平台之间的指向隔振机构(V I P P S)进行主动控制,实现相机的精准指向与快速稳定控制.在进行构型设计时,需要综合考虑相机与平台之间的关系,从总体最优的角度出发,探索一体化设计方法[８Ｇ１０],寻求满足布局空间且控制精度最优的构型方案.３)卫星超高敏捷机动能力的需求为了实现卫星超高敏捷成像的能力,一方面需要配备多台大力矩的控制力矩陀螺(C o n t r o l M o m e n tG y r o,C MG);另一方面也要求卫星的转动惯量尽量小.因此在进行布局设计时,应充分考虑卫星的质量特性,尽量使卫星设备的布局均匀㊁紧凑.２㊀构型布局设计方案２ １㊀整星构型布局设计依据任务需求,开展了北京三号B卫星的整星构型布局优化设计.在充分考虑大口径载荷相机和指向隔振机构的特点㊁星上各分系统设备的安装布局要求㊁电源分系统对太阳翼电池阵面积的需求㊁热控相关技术要求㊁以及敏捷型遥感卫星需要整星转动惯量尽量小㊁总装操作应方便可靠等相关要求的前提下,北京三号B卫星整体采用了六棱柱型的敏捷卫星构型形式,如图１所示.该六棱柱式的卫星构型具备以下特点.图１㊀北京三号B卫星构型示意图F i g １㊀S c h e m a t i c d i a g r a mo f c o n f i g u r a t i o no fB JＧ３Bs a t e l l i t e(１)布局紧凑,提高了卫星敏捷能力.卫星以载荷相机为中心,平台设备围绕在其四周进行布局,能够很好的缩短设备与卫星轴线之间的距离,从而降低整星的转动惯量,获得更好的敏捷性能.同时,北京三号B卫星星上设备较多,采用六棱柱的构型方式能够为设备提供更多的安装平面,更好地利用星上空间,布局也会更加均匀㊁紧凑;与多棱柱的构型相比,六棱柱构型下单板能够提供更大的设备安装面面积,且单板尺寸与卫星平台设备的单机尺寸匹配性更好,对设备布局的限制也会更少.(２)有利于太阳翼周向布局的设计.北京三号B卫星六棱柱型的构型形式,可以方便地对太阳翼进行周向布局设计.针对电源分系统所提出的８ ４m２太阳翼电池阵面积要求,该构型形式能将其分解为３个２ ８m２太阳翼电池阵,并间隔１２０ʎ分布,从而减小单个太阳翼展开状态下的外形尺寸,同时将太阳翼设计为带有刚性支撑的结构形式,通过撑杆与厚侧板相连,提高了太阳翼展开时的刚度,消除电池阵转动对成像和控制系统的影响,降低太阳翼柔性对卫星姿态稳定的扰动.此外六棱柱的构型形式可实现３个太阳翼与３个星敏感器的间隔布局,有效地保证了星敏感器的视场需求.(３)提升了总装可操作性.北京三号B卫星采用了３块厚侧板与３块薄侧板间隔布置的设计.厚侧板作为卫星主承力结构的一部分,用于布置平台设备及太阳翼,其在总装测试的大部分时间里处于合板状态;而３块薄侧板则不布置设备,在总装测试阶段可以暂时拆下,用工艺侧板代替.因此在进行总装操作时,保证了３个开放的总装操作窗口,可以方便地从厚侧板两侧进行设备拆装㊁电缆插拔与绑扎以及舱内状态确认等工作,有效地减少了卫星开９３㊀㊀第３期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀唐斌等:北京三号B卫星构型布局设计与优化合板次数,提升了总装操作的便捷性,优化了总装操作流程.通过分析相机载荷㊁指向隔振机构等的安装要求,北京三号B卫星采用了 中心承力筒＋箱板 的结构形式.中心承力筒作为主要的承力结构,强度高㊁稳定性好,而箱板结构则为仪器设备提供了良好的安装面,两者相结合,既保证了结构强度要求,又为设备提供了更加灵活㊁充分的布局空间.相机为立式安装,相机主承力板仅通过沿圆周间隔分布的３组解锁器和３组指向隔振机构与中心承力筒上端面直接连接,该安装方式合理利用了复合材料中心承力筒的优势,为载荷与指向隔振机构提供了高强度㊁高稳定性的安装平面,降低了结构变形对成像质量的影响,同时也使载荷与结构的连接形式更加简洁,避免载荷与平台产生过多耦合.相机后光学的突出部分尺寸体积较大,该布局形式可以使其沉入到承力筒内部,充分利用了星内布局空间.承力筒的下端框设计为对接环的形式,与运载直接对接,实现了载荷与运载器之间的传力,传力路径直接有效.７０L大容量贮箱通过支架安装在承力筒的下半部分,既保证了足够的安装强度,又缩短了与卫星轴线的安装距离,满足大容量贮箱中心轴与相机光轴尽量重合的要求,降低了卫星转动惯量.此外,卫星配备了５个大输出力矩的C MG组成陀螺群,通过支架安装在中心承力筒的外壁上,既满足了五棱锥空间构型的要求,又充分利用了卫星平台舱的可用空间,使卫星整体结构紧凑,惯量更小.承力筒结构在C MG支架安装位置均设置了桁条,保证了其安装刚度;同时C MG支架与结构连接部分加装了隔振垫,减小了微振动对姿态测量精度和卫星成像质量的影响.２ ２㊀载荷㊁平台㊁V I P P S一体化设计为了更好地实现卫星超敏捷机动㊁超精准指向㊁超快速稳定及高质量成像的设计目标,北京三号B 卫星以高分辨率载荷相机为中心,以卫星总体最优为出发点,充分考虑了结构布局㊁传力路径㊁光机电热综合设计㊁敏捷机动性等因素,对相机载荷㊁平台以及指向隔振机构进行了一体化设计,如图２所示.１)载荷平台的一体化设计为提升图像定位精度及图像几何质量,需要统一测量与观测基准,因此北京三号B卫星对星敏感器㊁测微敏感器与载荷相机进行了一体化的构型及安装设计.图２㊀载荷平台一体化设计示意图F i g ２㊀S c h e m a t i c d i a g r a mo f i n t e g r a t e dd e s i g no f l o a da n d p l a t f o r m星敏感器通过支架直接与相机主承力结构固连,保证星敏感器与相机主体具有统一基准结构.该方式有效地缩短了星敏感器与相机之间的结构路径,减少了因坐标转换导致的相对位置关系误差;同时对其开展机热一体化设计,采用热膨胀系数小㊁热适应强的材料,尽量减小支架的热变形,将变形对星敏感器与载荷相机一致性的影响降到最小,保证星敏感器光轴与相机光轴之间具有相对稳定的位置关系,进而获得更高精度的指向测量数据.测微敏感器也直接安装在相机主承力板上,缩短了姿态测量部件与载荷成像坐标系之间的传递环节,提高了姿态测量精度.２)载荷㊁结构㊁V I P P S的一体化设计V I P P S作为三超平台的核心,控制带宽高,响应快,能够抵消微振动干扰,具备在卫星机动后短时间内实现载荷光轴稳定的能力.V I P P S的精指向调节也是以载荷光轴作为测量与控制的基准,因而需要尽量消除V I P P S作用轴线与载荷光轴之间的偏差,以提高控制精度.为提高与相机光轴的重合度,指向隔振机构作动器顶支架直接与载荷相机的主承力板刚性连接,减少了两者之间的结构路径,提高了相对稳定度.指向隔振机构底板则与刚度较好的中心承力筒结构连接,尽量降低因结构力热变形对轴线偏差的影响.同时为了保证指向隔振机构的高精度安装要求,其安装面与承力筒上端框采用一体化设计,通过部装０４㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀３２卷㊀阶段组合加工来保证结构安装面的平面度和平行度,并借助钻模板配打的方式加工出安装孔.结构的高精度加工进一步降低了因设备实际安装误差造成的V I P P S作用轴线的偏差.通过载荷㊁平台的一体化设计,很好地缩小了卫星尺寸,降低了整星质量,使结构布局更加紧凑,转动惯量进一步降低,提升了卫星的敏捷机动能力.同时考虑V I P P S与载荷㊁结构的一体化设计,很好地满足了V I P P S的高精度安装要求,实现控制精度最优化,充分发挥出三超平台超高精度指向㊁快速机动稳定成像的技术优势.３㊀上下舱段解耦设计装备三超平台的北京三号B卫星以指向隔振机构为界面,将卫星划分为上㊁下舱段两部分.其中上舱段为载荷舱段,主要包括相机㊁星敏感器㊁测微敏感器等一体化设计形成的组合体,而卫星结构及其余设备等组成了下舱段,上下舱段通过指向隔振机构连接.为保证指向隔振机构在轨实现 快稳 指向,避免在作动器调节过程中发生上下舱段的碰撞或拉拽等问题,需要对上下舱段进行关键尺寸链分析及解耦设计.３ １㊀关键尺寸链分析由于指向隔振机构是以在轨微重力环境条件下开展设计的,其设计载荷较低,因此卫星在地面实验㊁发射入轨后直到相机解锁器起爆解锁前,相机主体是通过解锁机构与平台结构相连接,避免指向隔振机构承载.为保证安装时指向隔振机构不会承受载荷重力的作用,需要对关键尺寸链进行控制,包括指向隔振机构高度㊁相机解锁器高度㊁相机解锁器安装面到指向隔振机构顶面的高度间距等.相机上星前,通过对关键尺寸进行校核与计算,得到指向隔振机构上安装面与其对应在相机主承力板安装位置之间的间距尺寸,确保该间距满足作动器行程限制,从而保证指向隔振机构在地面状态下既不会承载,也不会使作动杆过量拉伸,指向隔振机构安装后作动杆处于设计的零位状态,不影响在轨初始状态及动作行程.在轨飞行状态下,需要对载荷舱段进行运动干涉分析.其中解锁器作为上下舱段之间的关键部件,其解锁后的间隙需要满足指向隔振机构运动行程的要求.考虑指向隔振机构处于极限行程状态下,即相机处于最大倾斜状态时的解锁器上下部分之间的最小间距,令其中一台指向隔振机构处于最大正行程＋δ,另外两台指向隔振机构处于最大负行程－δ,此时可以获得在相机主体处于最大倾斜角下解锁器上部分的最大偏移量.解锁后解锁器上下部分之间的最小间距应当大于该最大偏移量,保证解锁后上下舱段间无干涉风险.将隔振机构最大运动行程δ以及上下解锁器解锁后的间隙作为关键尺寸,进行相应的运动干涉分析与校核,很好的确保了指向隔振机构在轨工作时载荷舱段不会发生碰撞与干涉.３ ２㊀上下舱段力解耦为了避免相机在轨解锁后,指向隔振机构在其作动范围内作用时,上下舱段之间发生电缆㊁热控多层以及热管的碰撞㊁扯拽等耦合问题,产生额外的干扰力矩,从而影响三超平台的指向精度及快速稳定成像的能力,需要对上下舱段进行力解耦设计.具体的控制措施包括:(１)上下舱段间电缆的力解耦.整理上下舱段之间连接的电缆时,对其在载荷上最后一处绑扎点到平台上第一处绑扎点之间的电缆束,即电缆运动段部分,需要预留一定长度的余量.余量长度应适度,若长度余量过短,可能会存在残余的附加应力;若长度余量过长,则可能会因为绑扎不到位等产生钩挂风险.同时,也应注意运动段电缆的弯曲方向,尽量使电缆处于一个自然的弧度,避免因电缆弯曲产生应力.对于成束的电缆,应将大束分解成小束,分散铺设,并按上述要求进行解耦处理.此外,还应确保电缆活动区域与周围设备之间的安全距离,防止发生电缆钩挂或挤压等问题.(２)上下舱段间的热解耦.相机载荷设置独立的综合散热面,与相机主体进行了一体化设计,散热面安装在相机主结构的支撑臂上,通过支撑臂伸出星体悬于舱外,相机热管㊁散热面不与星体连接,既满足了相机独立散热的要求,又实现了与卫星平台的解耦.为避免相机主承力板负载过多,部分散热面辅助安装在卫星结构板上,此处为实现力热解耦,卫星采用柔性热管的方式来实现.柔性热管的力解耦与电缆束解耦的方式类似,但由于柔性热管不是完全塑性的,在试装调整好特定走向后,尽量保证后续操作中不再改变热管形状.(３)热控多层间的解耦.对于舱段间的热控多层,包括相机与固定式遮光罩㊁综合散热面与结构板㊁星敏感器与结构板之间的多层等,需要预留足够间隙以保证上平台具有足够的运动空间,避免多层１４㊀㊀第３期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀唐斌等:北京三号B卫星构型布局设计与优化拉拽产生额外力矩.其中星敏感器与结构板之间㊁相机遮光罩与前镜筒之间的热控多层采用了类似门帘的搭接设计,既实现了热控多层的紧密贴合,又保证了载荷舱段的自由运动.４㊀设计验证１)整星刚度验证北京三号B卫星的构型布局及 中心承力筒＋箱板 的结构形式经过了整星振动试验的验证,整星横向基频为２０ ８H z和２０ ０H z,纵向基频为５５ ４H z,且卫星的力学性能在振动试验前后变化很小.同时通过对卫星进行振后精度复测,所有精测结果均满足要求,验证了结构在振动环境中保持精度的能力.北京三号B卫星的成功发射也证明了卫星结构承受发射环境的能力.通过振动试验结果及卫星成功发射的验证,表明了卫星整体刚度良好,构型布局设计满足要求.２)小惯量设计验证通过卫星质量特性测试试验与分析计算,北京三号B卫星实现了在轨最大转动惯量小于１１００k g m２的目标,验证了卫星高敏捷㊁小惯量的设计.３)载荷与三超平台布局验证经过北京三号B卫星在轨飞行验证,载荷状态工作良好,提供了大量高质量的图像数据.卫星在轨敏捷姿态角速度可达１０(ʎ)/s,是我国第一代敏捷卫星的３倍.同时三超平台大大缩短了在轨光轴快速稳定的时间,能够极短时间内实现０ ００５ᵡ的稳定度.卫星良好的在轨表现也验证了装备三超平台卫星的构型布局合理可靠,上下舱段解耦正常,充分发挥了三超平台超高精度㊁超稳定㊁超敏捷的优势.４)总装设计验证北京三号B卫星经过了整星电测㊁大型试验㊁发射场等多阶段的总装工作,未发生操作困难等问题.其中三块薄侧板能够处于常开板状态,提升了卫星总装操作的便捷性,有效减少了开合板次数.通过整星A I T全过程验证,证明了卫星构型布局具备良好的总装可操作性.５㊀结束语本文围绕北京三号B卫星的任务需求,为充分发挥三超平台的技术优势,实现卫星超敏捷机动㊁高精度光轴指向及快速稳定的能力,保证高分辨率的成像质量,开展了整星构型布局设计与优化.在满足构型布局设计基本原则的基础上,进行了小惯量布局的优化设计,开展了载荷㊁平台㊁指向隔振机构的一体化设计,并对上下舱段进行了解耦分析,设计结果满足卫星总体与各分系统的相关设计要求,保障了卫星在轨成像性能,也为后续装备三超平台的卫星构型布局相关设计提供参考与借鉴.参考文献(R e f e r e n c e s)[１]赵键,杨芳．中国高分辨率敏捷小卫星的技术创新及应用实践[J]．航天器工程,２０２１,３０(６):２３Ｇ３０．Z HA OJ i a n,Y A N GF a n g．T e c h n i c a l I n n o v a t i o n a n d a pＧp l i c a t i o no fC h i n e s e a g i l e s m a l l s a t e l l i t e 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e)．(编辑:张小琳)３４㊀㊀第３期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀唐斌等:北京三号B卫星构型布局设计与优化。
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根据开普勒第三定律，卫星围绕地球飞行的周期为：
T＝2π a 3 / μ
(s)
（2-2）
由式（2-2）可见，卫星的轨道周期只与半长轴有关，而与椭圆轨道的偏心率 e 无关。这 就意味着，对于具有相同半长轴的椭圆轨道，半短轴越小（偏心率越大）的轨道上，卫星的运 动速度越快。
2.1.2
卫星轨道摄动
前面关于卫星轨道的分析和推导都基于以下的基本假设：卫星仅仅受到地球引力场的作 用，卫星和地球都被视为点质量物体，地球是一个理想的球体。 上述假设太理想化，在实际中都是得不到满足的。卫星在空间飞行的时候，会受到其他星 体，特别是太阳和月球引力场的作用。地球是一个质量分布不均匀的椭圆球体，赤道的平均半 径比极地的平均半径略大。太阳光压和大气阻力也会对卫星轨道带来不同程度的影响。通常将 这些对卫星轨道的影响统称为卫星轨道的摄动。 太阳和月球引力场将会导致静止轨道卫星倾角的变化。地球的椭圆体本质会带来轨道升交 点的漂移和近地点的旋转。大气阻力会影响卫星轨道的衰退速度和卫星寿命，并使得椭圆轨道 的形状更趋向于圆形。 通常，摄动会导致卫星位置从理想轨道产生持续而恒定的漂移，且漂移量与时间成线性关 系。这样，摄动的影响可以反映在卫星轨道要素的变化上。 为了抵消摄动带来的影响，卫星在其生存周期内需要进行周期性的轨道保持和姿态调整。
di (d t) = ( A + B cos Ω ) 2 + (C sin Ω ) 2 （° /年）
total
（2-7）
式中， A = 0.8457 ， B = 0.0981 ， C = −0.090 ，Ω 是月球轨道在黄道面内的右旋升交点赤经， 通过下式确定 2π Ω =− （2-8） (T − 1969.244) （弧度/年） 18.613 式中，T 是以年为单位表示的时期。 月球和太阳引力场的联合作用最终会带来静止轨道卫星倾角有 0.85 ° / 年的平均变化速 率。当太阳和月球在卫星轨道的同侧时，静止轨道平面的倾角变化速率会比平均值高一些，而 在异侧时倾角变化速率会比平均值低一些。 为了消除静止轨道卫星倾角的变化，需要进行周期性的倾角校正。
（2-6）
由上式可知，当轨道倾角为 63.4°或 116.6°时，近地点保持不变。
2．太阳和月球的影响
引力场的干扰与物体间距离的三次方呈反比关系，因此，地球以外其他星体引力场对静止 轨道卫星的影响远大于对低轨卫星的影响。在其他所有的星体中，太阳和月球的引力场所带来
16
的作用是最明显的。虽然太阳的质量大约是月球的 30 倍，但由于距离太远，其引力场对静止 轨道卫星的影响强度大约只是月球的一半。 太阳、地球和月球之间的空间关系示意图如图 2-3 所示。
1．地球扁平度的影响
地球是一个赤道半径比极地半径约多出 21km 的椭圆体，地球的非球体本质导致地球引力 场的不均匀，并使得卫星轨道的升交点沿赤道漂移，漂移量为
= − 3 2 π ⎛ Re ⎞ Ω ⎜ ⎟ J2 /天） cos i （° 2 T ⎝ a ⎠ (1 − e2 ) 2
= − 9.964 ⎛ Re ⎞ cos i （° Ω /天） ⎜ ⎟ (1 − e 2 ) 2 ⎝ a ⎠
第2章
卫星轨道及编队构形设计
2.1 卫 星 轨 道
卫星在地球引力的作用下，以特定的轨道围绕地球运动，其运动轨迹服从一定的规律。
2.1.1
卫星运动原理
假设地球是质量均匀分布的理想球体，同时忽略太阳、月球以及其他行星对卫星的引力作 用，则卫星仅在地球引力作用下绕地球的运动是一个力学中的“二体问题” ，符合开普勒三大 定律。下面简要介绍开普勒三大定律。 （1）开普勒第一定律 第一定律：小物体（卫星）围绕大物体（地球）运动的轨道是一个椭圆，并以大物体的质 心作为一个焦点，如图 2-1 所示。 图 2-1 中，O 为地心，位于椭圆轨道的其中一个焦点；C 为椭圆中心；a 为轨道半长轴， b 为轨道半短轴；Re 为平均地球半径，常取值 6378.137km；r 为卫星到地心的瞬时距离；θ 是 卫星-地心连线与近地点-地心连线的瞬时夹角，是卫星在轨道面内相对于近地点的相位偏 移量。 （2）开普勒第二定律 第二定律：小物体（卫星）在轨道上运动时，在相同时间内扫过的面积相同，如图 2-2 所示。
3．卫星轨道摄动的具体表现
（1）地球非球形引起的摄动，表现为：卫星的轨道面绕地轴缓慢转动，近地点位置变化。 （2）大气阻力的影响。卫星轨道的远地点降低，长轴缩短，即运行周期缩短。偏心率减 小，轨道越变越圆。 （3）日月的作用。由于太阳赤道面、地球赤道面、月球绕地球旋转平面、黄道面都是不同 的，因此围绕地球飞行的卫星受到不同引力场施加的不同方向外力，使得卫星轨道的倾角发生 改变。
图 2-1
卫星轨道的几何特性
图 2-2
开普勒第二定律示意图
根据第二定律可知，在椭圆轨道上的卫星做非匀速运动，在近地点速度最快，在远地点速 度最慢。根据机械能守恒原理，可推导出椭圆轨道上卫星的瞬时速度为
V＝ μ 2 − 1 r a
(
)
(km / s)
（2-1）
式中，μ 为开普勒常数，其取值为 398601.58km3/s2。 （3）开普勒第三定律 第三定律：小物体（卫星）的运动周期的平方与椭圆轨道半长轴的立方成正比关系。 15
3.5
( )
2
（2-3）
或者
（2-4）
漂移方向以地球自转方向为参考，式中的负号意味着：对顺行轨道（倾角小于 90°）升 交点向西漂移，对逆行轨道（倾角大于 90°）升交点向东漂移，对极轨道（倾角等于 90°） 升交点保持不变。 地球的扁平特性也会导致椭圆轨道的近地点幅角在轨道面内向前或向后旋转，旋转速度为
图 2-3
太阳、地球和月球的空间关系示意图
黄道面与太阳赤道平面间有大约 7.3°的倾角，与地球赤道平面间有大约 23°的倾角；月 球围绕地球旋转的平面与地球赤道面间有大约 5°的倾角。 由于黄道面、太阳赤道面、地球赤道面、月球绕地球旋转平面都是不同的，因此围绕地球 飞行的卫星受到不同引力场施加的不同方向的外力，使得卫星轨道的倾角发生改变。 太阳和月球对轨道倾角的影响可用下式表示
⎛R ⎞ = − 3 2π ⎜ e ⎟ ω J (5cos i − 1) （° /天） ( ) 4 T ⎝ a ⎠ (1 − e )
2 2 2 2 2 3.e ⎞ = − 4.982 (5cos 2 i − 1) （° ω /天） 2 2 ⎜ a ⎟ (1 − e ) ⎝ ⎠