对偏差Walker星座卫星的接近轨道设计
GPS_北斗组合导航系统卫星可见性和DOP值分析
The Analysis of satellite visibility and DOP value of GPS and Compass Navigation SystemsWeizhou Liu1, Jicang wu21. Dept. of surveying and Geo-Informatics, Tongji University, Shanghai, China2. Dept. of surveying and Geo-Informatics, Tongji University, Shanghai, China1.weizhou_liu@,2. jcwu@Abstract: The DOP value reflects the influence of geometric distribution of satellites on the positioning accuracy of GNSS, and is one of the important factors to assess the performance of navigation system.Under poor observation conditions, single navigation system usually has lower visibility, with bigger DOP value, and declined positioning accuracy, while the combined navigation system can improve the satellite visibility and diminish the DOP value. Compass navigation system has already been available for primary navigation and positioning. In this paper, we analyze satellite visibility and DOP value of GPS, Compass and the combined navigation system theoretically. The improvement of the DOP value of GPS bypresent-running Compass navigation satellites is studied with GPS/Compass observational data. The conclusions obtained are the useful references for the application of GPS/Compass-combined navigation system to improve the positioning accuracy.Keywords: GPS; Compass Navigation System; Integrated navigation system; visibility; DOP GPS/北斗组合导航系统卫星可见性和DOP值分析刘伟洲1，伍吉仓21．同济大学测量系，上海，中国，4000922．同济大学测量系，上海，中国，4000921. weizhou_liu@,2. jcwu@【摘要】精度衰减因子（DOP）反映了卫星的几何分布对定位误差的影响，是衡量导航系统性能的重要指标。
gps星座轨道参数
gps星座轨道参数1.引言1.1 概述概述部分的内容是对GPS星座轨道参数这个主题进行简要介绍。
在这一部分，我们可以提到GPS星座是由一组卫星组成的系统，其目的是为全球定位系统（GPS）提供准确的定位信息。
每颗卫星都绕地球以特定的轨道运行，这些轨道参数对于GPS系统的正常运行至关重要。
GPS星座轨道参数包括卫星的轨道高度、轨道倾角、升交点经度以及轨道偏心率等。
轨道高度决定了卫星与地球之间的距离，而轨道倾角则影响了卫星在天空中的位置。
升交点经度表示了卫星轨道与地球赤道的交点位置，而轨道偏心率则反映了卫星轨道的离心程度。
通过精确控制GPS星座轨道参数，可以保证卫星系统的稳定性和可靠性。
这些轨道参数的调整需要考虑许多因素，如地球引力、大气阻力和其他卫星的相互干扰等。
同时，精确的轨道参数还能够为GPS用户提供更准确的定位和导航服务。
在本文中，我们将详细介绍GPS星座轨道参数的相关知识，并分析其对于GPS系统性能的影响。
通过深入探讨这些参数的特点和调整方法，我们旨在为读者提供更全面、准确的了解，并为相关领域的研究和应用提供参考依据。
1.2 文章结构文章结构部分内容如下：文章结构部分将介绍本文的组织结构和章节安排，以帮助读者更好地了解全文的内容。
本文共分为三个部分：引言、正文和结论。
在引言部分，我们将概述本文的主题和背景，并说明本文的目的。
首先，我们将简要介绍GPS星座和其在定位导航系统中的重要性。
接下来，我们将阐述全文的目标和意义，以引发读者的兴趣并概括本文的核心内容。
正文部分是本文的主体部分，分为两个小节：GPS星座和轨道参数。
在GPS星座小节中，我们将详细介绍GPS星座的概念、构成和功能。
我们将讨论GPS星座的组成要素，包括卫星和地面控制部分，并解释它们在GPS系统中的作用。
然后，我们将深入探讨轨道参数的重要性和定义，并解释它们对GPS星座的影响。
结论部分将对本文进行总结并展望未来的发展方向。
我们将概括本文的主要观点和结论，并提供一些关于GPS星座轨道参数研究的展望。
GNSS遥感探测卫星星座设计
0254-6124/2021 /41 (3)-475-08Chin. J. Space Sci.空间科学学报W A N G Jueycio, F U Yang, BAI Weihua, W E I Shilong, G U O Bibo, Y A N Feng, XIE Chengqing. Design of G N S S remote sensing satellite constellation (in Chinese). Chin. J. Space Sci., 2021, 41(3): 475-482. DOI:10.11728/cjss2021.03.475G N S S遥感探测卫星星座设计+王珏瑶1符养2白伟华3魏世隆1郭碧波1闫峰1谢成清11(深圳航天东方红卫星有限公司深圳518057)2(北京应用气象研究所北京100029)3(中国科学院国家空间科学中心北京100190)摘要随着全球导航卫星系统（Global Navigation Satellite System, GNSS)掩星大气探测技术的兴起，GNSS 遥感探测数据在气象数据资源中逐步占据重要地位，但是目前的掩星探测数量远不能满足数值天气预报等应用的 需求，未来更需要充分利用GNSS信号资源，开展更大规模的GNSS掩星卫星星座探测.本文以世界气象组织发 布的大气海洋数据需求为参考，提出新一代GNSS遥感探测星座任务需求与设计约束.在理想大气模型假设下，利用几何解析方法研究了探测卫星星座构型参数对探测性能的影响，并建立了新一代GNSS遥感探测卫星星座设计 基本准则.以风云卫星为子星座，给出了星座规模同为40颗的三种GNSS遥感探测微纳卫星星座设计方案.研究 结果表明，具备该规模的探测星座可满足数值天气预报等气象应用的最低数据需求，三种构型方案中.由高、中、低倾角三组Walker•子星座与风云卫星子星座组建的GNSS遥感探测星座探测性能最优.关键词卫星星座，GNSS，无线电遥感，气象探测，微纳卫星中图分类号V 474D esign of G N S S R e m o te S ensingS a te llite C o n ste lla tio nWANG Jueyao1FU Yang2BAI Weihua3WEI Shilong1GUO Bibo1YAN Feng1XIE Chengqing1l(Shenzhen Aerospace Dongfanghong Satellite Ltd,., Shenzhen518057)2(Beijing Institute of Applied Meteorology, Beijing100029)^(National Space Science Center, Chinese Academy of Sciences, Beijing100190)A b s t r a c t G l o b a l N a v i g a t i o n Satellite S y s t e m (G N S S) r e m o t e sensing c a n p rovide irreplaceable atm o s p h e r i c s o u n d i n g d a t a b a s e d o n its s o u n d i n g technology. B u t the research o n satellite constellation design for G N S S r e m o t e sensing is relatively b a c k w a r d.In-orbit resources h a v e no t b e e n fully utilized, **国家自然科学基金项目资助（41405039, 11802073)2019-12-18收到原稿，2020-10-12收到修定稿E-mail: 188****************476Chin. J. Space Sci.空间科学学报2〇21, 41(3)and the design of sounding satellite constellation lacks systematic and theoretical support. Under the assumption of ideal atmosphere model, the effect of configuration parameters of sounding constellation on sounding performance is studied by geometric analysis method. With 200km x200kmx6h as the reference scale, the design criteria for the new generation of GNSS remote sensing sounding satellite constellation are established. Four of FY-3 satellites are combined to make GNSS remote sensing satellite constellation optimization design results under three kinds of constellation configurations. The results show that the design criteria are feasible and instructive. In combination with the FY-3 satellites, three Walker sub-constellations with inclination of 68°, 60° and 24° have the best performance.K e y w o r d s Satellite constellation, Radio remote sensing, GNSS, Meteorological sounding,Micro-Nano satellite〇引言近20年来，全球导航卫星系统（G l o b a l N a v ig a t i o n S a t e l l i t e S y s t e m，G N S S) 气象学已成为地球 遥感领域的热门学科之一.G N S S大气海洋遥感技 术从试验阶段逐步向业务化应用转化，在数值天气 预报、热带台风预警、气候研究等领域取得了显著 进展.欧洲中期数值预报中心评估认为，G N S S掩 星大气探测获取的大气参数廓线资料是降低全球数 值天气预报误差的最佳数据源之一 各国正逐步脱离单星或多星技术测试系统，进一步研发具备 业务功能的大规模星座探测系统.目前，在轨运营 的G N S S遥感探测卫星星座均由美国政府部门主导 研发，包括美国国家海洋和大气管理局与中国台湾地 区共同建设的C O S M I C-2星座，S p i r e公司研制的立 方星气象星座，美国航空航天局的全球导航卫星台风 监测星座C Y G N S S等卜51.此外，中国近年发射 的风云三号气象卫星（C/D星）和欧洲的M e t O p卫 星（A/B/C星）上也搭载了 G N S S遥感载荷，可获取 有限的大气海洋探测数据[6_81.与传统光学遥感载 荷相比.G N S S遥感探测载荷具有体积小、重量轻、功耗低等特点，适合微纳卫星平台搭载.基于微纳卫 星组建的大规模G N S S遥感探测星座具有极高的投 入产出比和高弹性优势，S p i r e公司近5年来先后设 计、制造并发射了 84颗G N S S遥感探测卫星，探 测载荷已实现对G P S,G L O N A S S,G a l i l e o和Q Z S S 等G N S S的信号兼容接收，并计划发展由数以百计 微纳卫星组成的G N S S大气海洋遥感星座，实现每 日对全球任意地点的近百次全天候全天时G N S S遥感探测[41.星座设计是一项基于任务需求与约束，通过分析 对比方案性能迭代寻优的设计过程.源于GNSS遥感 探测具有典型的随机特性，难以通过解析方法精准预 估此类星座的探测性能.现有G N SS大气掩星探测 星座设计研究多采用枚举法，逐一仿真分析星座参 数对星座探测性能的影响，并通过大量数值仿真进 行星座参数的迭代寻优m21，星座设计效率低，不 利于实现大规模星座设计.试验型的COSM IC星座 将6颗轨道倾角为72°的卫星以30°间隔均分在6 个轨道面上，探测资料纬度方向均匀性不理想；业务 型COSMIC-2星座仅包含6颗卫星，轨道倾角为24°，中高纬地区无覆盖.欧洲的M etO p和中国风云三号 卫星是在传统气象卫星上搭载GNSS遥感探测载荷，卫星数量少，探测的覆盖性和效能受到约束.关于如何高效设计满足气象海洋预报业务需求的GNSS 海面反射（简称海反）探测星座的研究较少.本文从 世界气象组织（World Meteorological Organization, W M O)推荐的大气海洋参数探测需求出发，以数值 天气（海洋）预报为应用背景，研究进一步提升探测 效能的G N SS遥感卫星星座最优设计方案，为未来 发展业务化GNSS遥感星座提供技术参考.1GNSS遥感探测星座特点与任务需求穿过地球大气的GNSS无线电信号在传播过程 中由于大气介质的干预使得信号的相位和振幅发生 变化，是GNSS 卫星测量的误差源之一.相对于解决王珏瑤等：G N SS遥感探測卫星星座设计477如何在空间测量技术中消除这些误差的正演问 题研究，G N S S遥感是通过在低轨道（L o w E a r t h O rb i t,L E O)上运行的探测载荷高频接收 G N S S无线电 信号，再利用这些含有误差的信号求解大气海洋环境 参数的反演问题研究.G N S S卫星提供探测信号源. L E O卫星接收G N S S信号执行探测，主要以掩星探 测和海反探测两种方式为主，如图1中红色和橙色 线所示.当G N S S卫星相对L E O卫星从地表升起或下沉 时，即发生掩星事件.基T-掩星事件的临边观测特性. 星载接收机可以高频采集自地表以上高度内包含大 气介质诱因的G N S S无线电信号数据，通过多频对 比或与所接收的其他G N S S卫星无线电信号数据对 比，可以反演出地表以上高度内的干湿气压、温度、电子密度等地球大气剖面数据.类似地.当G N S S卫 星与L E O卫星和地表（海面）构成反射几何关系时.即发生海反事件.星载接收机高频采集经海面反射 的G N S S信号，通过与来自其他G N S S卫星的直射 信号数据对比，可以反演出海面高度、海面风场、海 水盐度等海洋数据.图1G N S S遥感探测Fig. 1Position relationship between the G N S S-L E Osatellites and the Earth基于掩星几何关系、反射几何关系的G N S S遥感探测应用与常规遥感卫星应用存在巨大差异，探测事件的发生具有随机性和离散性，测点位置与瞬时G N S S卫星、L E O卫星、地球三者位姿紧密相关，测点地表投影大致随L E O卫星星下点轨迹分布.这里从密切贴合气象应用需求的角度出发，基于W M O发布的大气海洋数据需求（见表1)[131,提出满足大气海洋数据需求基础值的G N S S遥感探测星座任务需求实现6h内全球测点投影间距200k m分布.同时，提出对G N S S遥感资源最大化利用的理念，建立以下G N S S遥感探测星座设计约束.⑴充分利用中国G N S S遥感探测资源，将拟于2〇2〇年后入轨的4颗风云三号（E/F/G/R星)系列卫星作为探测星座的子星座完成星座设计.(2) 选取北斗三号卫星标称星座和g p s,G l on a s s及 G a l i l e o目前在轨卫星 （总计 m 颗）作为G N S S遥感主信源M l.分析中国境内及周边区域内探测性能时，考虑将I R N S S和Q Z S S目前在轨的11颗卫星作为补充信源.(3) 将G N S S掩星遥感探测作为主遥感方式.参考C O S M I C系列卫星和风云卫星载荷参数,预设星载G N S S掩星接收天线安装分装在探测卫星运行前后双向，水平视场范围为±40°;原始探测数据反演成功率约为70%丨3,61.2 GNSS遥感探测星座设计准则由G N S S掩星遥感探测原理可知，在理想的洋葱型大气模型假设下.基于星地-星临边几何关系的掩星遥感探测问题可近似转化为仅与L E O卫星轨道相关的星地遥感探测问题[151.单轨道周期内，虚拟星地遥感观测域呈现带状覆盖特性.利用几何关系可G N S S9 satellite B表i部分大气海洋数据需求T a b le 1 S e c tio n a l a tm o s p h e ric a n d o c e a n ic d a t a r e q u ire m e n ts参数名称应用领域水平间距需求/k m观测周期需求/h数据范围最理想最适度最低最理想最适度最低大气温度数值预报501005001624全球对流层温度短期预报10252000.516全球近地表气压数值预报15502500.516全球水蒸气数值预报155********全球水平风场海洋应用10502001324全球Orbit altitude/km图2全球GN S S遥感探测卫星轨道倾角极值变化曲线Fig. 2 Inclination curve for global GN S Sremote sensingwith different orbit altitudes50°, 80°时不同轨道咼度LE O卫星相邻轨交点经度差，两条黑色虚线标识虚拟星地遥感观测条带边界与 星下点地心角极值.理想假定下，当L E O卫星轨道高度接近600km时，任选卫星轨道倾角可实现相邻轨圈无缝覆盖;当LE O卫星轨道高度达到750 km或以上时，任选卫星轨道倾角均可严格实现相邻轨圈无 缝覆盖.基于该虚拟星地遥感模型和GN S S遥感探测星座任务需求与设计约束，提出G N S S遥感探测星座 设计基本准则如下.准则1为实现200km x200km x6h 的时空分辨率，理论上地表可分为12 780个网格，则单位时间 内可实现全球探测的星座所含卫星数量计算式为A ^le o> ceil(12 780 - OJ^fy)^O .T S 'l e o⑷式中，c e i l 为向上取整函数，f c 为覆盖重数，S F Y 为单 位时间内风云卫星总探测量，5L E O 为单位时间内单推导G N S S遥感探测覆盖边界与星下点间地心夹角 算式如下：<A (-f ^L E 〇) = 4a r c t a n | c o s a r c t a n(c o s 0(F)t a n (<5A n t H /2)) ]tan0(F)}.⑴式中，<5A n t H 为星载掩星接收天线水平视场，为随L E O卫星轨道高度//变化的虚拟星地遥感观测条带边界与星下点间地心角函数.G N S S掩星遥感探测纬度覆盖范围主要由L E O卫星轨道倾角、轨道 髙度和天线视场决定.当0分别取最大、最小值时，可以实现全纬度覆盖的GN S S遥感星座内LE O卫星轨道倾角阀值如图2所示.轨道倾角极值随天线 7JC 平视场的扩大而降低,轨道倾角极值随轨道高度的 增高而降低.利用轨道交点周期，其计算式为式中，a 为轨道半长轴./为轨道倾角，/x 为地心引力 常数，凡为地球半径，J 2为地球非球形摄动因子,可 以得到卫星相邻轨圈地理经度差为Aip = T N (w e — /?), (3)式中，％为地球自转角速度为轨道升交点赤经漂 移速率.由式（3)可计算不同轨道高度LE O卫星相邻轨地理经度差与虚拟星-地遥感观测域间的关系，如 图3所示.图3中红绿蓝线分别标识轨道倾角为20°，32478Chin. J. Space S c i .空间科学学报 2〇21, 41(3)Extremum value Orbit inclination2〇 I -----------1-----------1-----------1-----------1-----------5006007008009001000Orbit altitude / km(0)/U O !1C O .S P U J I B .t ;q J O l >P B J M O J J <u Qi345678912o o o o oo o ----1100()(90()()8)()7)()007654321098765 457777777766666^(o )/u.2J B U I o u l e 3llqJO3P S S 0J O.8643 2 2 2()/3J c t l u c «3I J l u 3o 03o图3卫星星下点轨迹地理经度差与覆盖范围对比Fig. 3Contrast between the ground tracks gap and the detection range王J 玉瑶等：G N SS 遥感探測卫星星座设计479颗L E O探测卫星探测量的均值.准则2为提高掩星品质，探测星座内卫星轨道应选用圆形112'15]，且以顺行轨道为佳.即e = 0,I e [0,90°].(5)准则3为实现全球均匀覆盖，基于图2选择探测星座内卫星轨道倾角.当星座内存在不同轨道倾 角时，为改善不同倾角子星座相对漂移产生的探测性 能浮动性，基于圆轨道卫星升交点赤经漂移率亡算 式，推导出构建相同升交点赤经漂移速率所需轨道倾 角/与轨道高度丑匹配值的计算式为a = H Re^/.Re + H j \3b _ cos/j⑵\ Re Hj ) COS Ij式中：为地球半径；丑为卫星轨道高度；J 为卫星轨道倾角.显然，较高的轨道配置和较低的倾角有利 于缩小升交点赤经漂移速率差.准则4为实现较高投入产出比，可利用探测星座内卫星运行特性实现连续轨圈无缝覆盖.降低星座成本.由图3可知，实现全球覆盖的L E O 卫星相邻 轨圈可覆盖赤道圈经度差约为35°，理论上单颗LE O卫星绕地运行12轨圈可实现全经度覆盖.显然，探 测星座内同倾角、同轨道高度卫星组建的子星座轨 道面数P 不小于6,有助于提高探测覆盖时空均匀 性，即P^ 6.(8)准则5探测星座内卫星轨道高度应基于图3择低选择.一方面.从探测效能考虑，轨道尚度越 低，L E O卫星绕地运行速率越快，单位时间内探测 概率越高；另一方面，从星座成本考虑，轨道髙度越低，LE O卫星寿命末期主动离轨所需的速度增量需求越低，推进代价越小，整星质量越小.3 GNSS 遥感探测星座优化设计方案3.1星座建模3.1.1卫星轨道高度与倾角设计依据准则2和准则5,可初步设定GN S S遥感星座包含600km高度卫星轨道.由式⑴可知，600km高度卫星轨道倾角应不低于24°，实现全球覆盖的卫星倾角最小值约为74°.由式（6)可知，卫星轨道面 漂移速率由轨道倾角、轨道高度共同决定，为减小不 同倾角卫星间碰撞概率，考虑卫星轨道短周期摄动作 用下的瞬根波动规律，依据经验设定不同轨道倾角的卫星间保留l 〇k m 轨道高度差.依据准则3,得到 与600km高度卫星升交点赤经漂移率相等的LE O卫星轨道参数变化曲线，如图4所示.由图4可见，随着与600km高度卫星轨道的轨道高度差增大，同漂移率的卫星轨道倾角差相对 增大，更有利于实现均匀的覆盖性能.初步设定与 600 km高度轨道卫星同升交点漂移率的卫星轨道高度为1400k m，且600km髙度轨道卫星的轨道倾角相对高于1400k m高度轨道卫星的轨道倾角.3.1.2卫星数量与构型设计理论上，运行在太阳同步轨道上的风云卫星可实 现全纬度GN S S遥感探测.经仿真计算,4颗风云卫Orbit inclination with 600 km altitude/()图4升交点赤经漂移率相等的LEO 轨道参数曲线Fig. 4 Inclination curves by different orbit altitude with the same drift rate()/312l .t :J P !L »£B S 3-s -5!M u o l c su l l n u ll l q jo480Chin. J. Space Sci.空间科学学报2021, 41(3)星以北斗、G P S和G alileo卫星为信源，获取中性 层大气掩星探测量总计约1600次/6h;而轨道高度 为600 k m的单颗L E O卫星获取中性层大气掩星探 测量不低于490次/6h.依据准则1,可计算GNSS 遥感星座理论上应至少包含34颗600 k m高度LEO 卫星.依据准则3,当上述LEO卫星选取多个轨道倾 角时，低倾角轨道高度将高于600k m.依据准则5,轨道高度越高，单位时间内获取掩星事件概率越低，需适当增加卫星数量满足探测量需求.综上所述，为 提供一定的冗余度且便于不同构型方案效能比对，本 文设定G N SS遥感星座为包含4颗风云卫星和36 颗L E O卫星的混合星座.依据准则4,将除风云卫星以外的36颗LE O卫 星按轨道倾角分组，组建G N S S遥感探测星座子星 座,子星座内轨道面数为6.分别以同倾角同高度轨 道、双倾角同升交点赤经漂移率轨道和多倾角同高 度轨道为三类约束建立A, B，C三种子星座组网模 型.在上述基础上，分别添加由4颗风云卫星组成的 探测子星座，形成A+, B+，C+三种G N S S遥感探测星座构型方案.3.2星座优化设计依据所提出的设计准则，可快速完成部分探测星 座构型参数的初步选取和设计，星座内卫星星下点轨 迹具备一定的二维全球均布特性.因A+, B+，C+三 种方案内探测卫星数量相同，探测信源一致,卫星运行周期接近，三种方案可获取的遥感探测量差异较 小.在此基础上，G N S S遥感探测星座优化设计归一 化为测点分布均匀度的最优化研究问题.为衡量G N S S遥感探测星座的探测均匀性,以200 k m为间距将全球地表栅格化，生成约12800 个均匀分布的格点.将格点周边掩星测点投影量大 于其平均值的格点占比最大化作为优化目标，建立星 座优化目标函数，即基于该目标函数,迭代得到各方案内子星座模型优化 设计结果（见表2).W a l k e r构型码i V/P/F:i，中 各参数分别对应星座内卫星数量、轨道面数、相位因子、轨道倾角和轨道高度[161.3.3探测性能分析分别将风云卫星子星座与表2中所列出的各子 星座整合，形成G N SS遥感探测星座方案A+，B+ 和C+，统计分析6h内各星座方案探测的性能（见 表3).由表3可知，三种方案6h内获取的掩星探测次 数均高于18000次，约为C O S M I C探测量的24倍; 三种方案均可近似实现200k m x 200k m x6h的时空 覆盖，覆盖率高于75%，是C O S M I C星座500k m x 500k m x24h时空分辨率的25倍;三种方案6h内获表2 G N S S遥感探测星座优化设计结果T a b le 2 R e s u lts o f o p tim iz a tio n d e sig n fo r G N S S re m o tese n sin g s a te llite c o n s te lla tio n方案名称子星座名称子星座构型码A+A36/6/1 ：72°, 600 k mB+B30/6/1:55°, 600 k m; 6/6/4:33°, 1400 k mC+C6/6/4:68°, 610 k m; 24/6/1:60°, 600 k m; 6/6/4:24°, 590 k m表3 G N S S遥感探测性能统计T a b le 3 P e rfo rm a n c e s ta tis tic s o f G N S S re m o te se n sin g s a te llite c o n s te lla tio n s组合方案卫星数量全球掩星大气探测中国周边掩星大气探测全球海域海反探测探测量栅格覆盖率/(%)探测量栅格覆盖率/(%)探测量栅格覆盖率/(%)A+4019 97875.97162883.1035 42392.23 B+4018 80977.61160385.823488490.72 C+4019 56079.88173890.1335 35696.71-150 -90 30 30 90 150Longitude/(。
卫星星历的可视化表达与卫星轨道的设计
卫星星历的可视化表达与卫星轨道的设计1. 引言1.1 介绍卫星星历的重要性卫星星历是卫星导航系统中至关重要的组成部分，它是描述卫星位置和时间变化的数学模型。
卫星星历的准确性直接影响到卫星导航系统的性能。
在定位、导航和遥感等领域，卫星星历的重要性不言而喻。
卫星星历是确定卫星位置的基础。
通过卫星星历，我们可以知道每颗卫星在任何时刻的精确位置，从而实现精准的定位和导航。
卫星星历还可以用于时间同步和时间校准。
卫星导航系统需要精确的时间参考来进行定位计算，而卫星星历正是提供这样的时间信息。
卫星星历还可以用于天文观测和科学研究。
通过观测一颗或多颗卫星的运动，我们可以研究宇宙空间的物理规律和天体运行的规律。
可以说卫星星历在各个领域都起着重要的作用，它是现代科技发展不可或缺的组成部分。
1.2 介绍卫星轨道设计的基本概念卫星轨道设计是指在航天器的设计过程中确定航天器的轨道参数，以保证其可以按照既定的轨道运行。
而设计一个合适的卫星轨道对于卫星任务的顺利执行至关重要。
基本的卫星轨道设计概念包括轨道高度、倾角、轨道形状等。
轨道高度是指卫星距离地球表面的距离，它直接影响到卫星的通信范围、数据传输速度等。
较低的轨道高度意味着更短的通信延迟，但需要更大的推力以维持轨道稳定。
较高的轨道高度则意味着更大的通信覆盖范围，但通信延迟也相应增加。
轨道倾角是指轨道平面与地球赤道面的夹角，它决定了卫星在地球上的可见范围。
不同倾角的轨道可以提供不同的全球覆盖能力，选择合适倾角的轨道可以最大程度地满足卫星任务的需求。
轨道形状也是一个重要的设计参数，常见的轨道形状包括圆形轨道、椭圆轨道等。
不同的轨道形状适用于不同的任务需求，例如椭圆轨道可以实现卫星在不同地球位置上停留的能力。
卫星轨道设计是一个复杂的工程问题，需要综合考虑多个参数以满足卫星任务的需求。
只有设计合理的卫星轨道，才能确保卫星能够稳定运行并有效地完成其任务。
卫星轨道设计的基本概念对于航天器设计和运行具有至关重要的意义。
卫星星座设计介绍
Star pattern （极轨，近极轨）1 （极轨，近极轨）1
Seam
– 单层星形网络 – 通过street of 通过street coverage设计覆盖 coverage设计覆盖 域
Seamless
– 双层极轨网络：地 面每一点同时能看 到两颗运行方向相 反卫星。 – 可以用单向或双向 的Manhattan 网络 表示、分析
Walker Constellation
卫星数T，轨道数n，每轨道卫星数m 卫星数T，轨道数n，每轨道卫星数m
– m个卫星均匀分布在轨道面上,360/m 个卫星均匀分布在轨道面上,360/m – 所有n个轨道面具有相同的倾角i(一般相对于 所有n个轨道面具有相同的倾角i(一般相对于 赤道面） – 轨道面的升节点均匀分布在赤道面上， 360/n – 不同轨道面卫星的相对位置关系：相邻轨道 面的卫星经过其升节点的时间间隔相等
Star pattern 2
Star pattern 3
Delta pattern（倾斜轨道） 1 pattern（倾斜轨道）
可以看作双层星形网络，但是所能覆盖的纬度带较窄。 通过仔细设计可以保持永久星间链路。(torus环面拓 通过仔细设计可以保持永久星间链路。(torus环面拓 扑，又称Ballad rosette星座） 扑，又称Ballad rosette星座）
– Streets-of-coverage constellation Streets-of» 首先设计一个轨道面的覆盖域，然后复制轨道， 直到全球覆盖
异型星座
编队飞行（formation 编队飞行（formation flying)
– The idea is to put a group of satellites in orbit around Earth and force them to fly in a geometric pattern such as a triangle.
卫星星座设计介绍
基本星座类型
圆轨道星座
GEO星座：NASA TDRSS system Walker星座：Motorola’s Iridium constellation
T/P/F；T is the total number of satellites, P is the number of
orbit planes, and F is the phasing parameter.（The phaseangle offset is given by 360 F/T deg to ensure a more optimal packing of Earth’s coverage circles）
Sun-synchronous orbit.
为观测行星，对同一纬度地区保持同样的光照条件 调整nodal regression，驱动轨道面与太阳one
deg/day的运动相匹配 往往为倾角大于90度的近极轨道（典型轨道倾角为
100度，高度1000km左右）
太阳同步轨道
(a) 6 am view of sun-synchronous orbit from above the North Pole (b) 6 am view of sun-synchronous orbit from the sun’s view.
星座设计基本理论
A(h)：卫星脚印面积 N：全球覆盖所需要的
卫星数目 例如： h=1400km N>12 H=780km N>19
经典轨道参数1
a：半主轴 e：偏心率 v：true anomaly
真近点角，表示 卫星在轨位置
注：b为半短轴
经典轨道参数2
i：轨道面倾角 ：升节点经度 ：近地点角距
一种低轨卫星星座增强北斗精密单点定位的算法
一种低轨卫星星座增强北斗精密单点定位的算法作者：丁欢潘庆芳安秦来源：《现代信息科技》2021年第01期摘要：选取BDS与120颗LEO卫星系统，采用STK仿真卫星星座及观测数据，利用仿真数据对比BDS单系统与BDS+LEO系统的精密单点定位差异。
以BJFS站为例，分析LEO 星座对BDS精密单点定位的增强作用。
结果表明：与BDS单系统相比，BDS+LEO系统可见卫星数均值从17.1提升至27.2，GDOP值均值从1.32下降至0.92;LEO增强BDS后，观测值的关联性大大降低，收敛速度提升一个数量级，LEO卫星轨道误差0.10 m/0.15 m/0.20 m相对的BDS+LEO精密单点定位平均收敛时间分别为3.6 min/3.9 min/4.5 min。
关键词：低轨卫星;北斗与LEO联合;精密单点定位中图分类号：TP301.6;P228.1 文献标识码：A 文章编号：2096-4706（2021）01-0052-03An Algorithm for Enhancing BDS Precise Point Positioning byLEO Satellite ConstellationDING Huan，PAN Qingfang，AN Qin（Shanxi Institute of Energy，Jinzhong 030600，China）Abstract：This paper selects BDS and LEO satellite system including 120 satellites，uses STK to simulate satellite constellation and observation data，compares the difference of the precise point positioning between BDS single system and BDS+LEO system by using simulation data. Taking BJFS station as an example，enhancement effect of LEO constellation on BDS precise point positioning is analyzed. The results show that compared with BDS single system，the average number of visible satellites of BDS+LEO system increases from 17.1 to 27.2，and the GDOP average value decreases from 1.32 to 0.92;after enhancing BDS by LEO，the relevance of observed values is greatly reduced，the convergence speed is increased by an order of magnitude，and the corresponding average convergence time of BDS + LEO that the orbit error of LEO satellite 0.10m/0.15 m/0.20 m are respectively 3.6 min/3.9 min/4.5 min.Keywords：LEO satellite;BDS and LEO combination;precise point positioning0 引言精密單点定位（PPP）技术只需一台接收机，作业方式简便自由，成为GNSS应用中的一项重要技术。
近月空间星座轨道设计方法
近月空间星座轨道设计方法1. 前言嘿，朋友们！今天咱们聊聊一个非常酷的主题——近月空间星座轨道设计方法。
可能你会问，什么是“近月空间星座”？简单来说，就是在月球附近部署一堆卫星，让它们好像星星一样在空中闪烁，听起来就像科幻电影里那样，哇塞！但是，这背后可是一门大学问呢。
别担心，咱们今天就来轻松聊聊这背后的设计思路，保证你听了之后，恨不得立马去月球搬家。
2. 什么是近月空间星座？2.1 星座的定义首先，咱们得明白，星座其实就是一组卫星，它们在特定的轨道上围绕某个天体运行。
想象一下，就像是一群朋友在操场上玩耍，每个人都有自己的位置，保持一定的距离，这样看起来就很整齐又有趣。
近月空间星座就是那些在月球附近转悠的卫星，哦，简直美得让人心醉！2.2 近月的优势说到近月空间，真是好处多多。
首先，月球离咱们地球也不远，差不多三百八十公里，这样的距离简直像是“隔壁邻居”，你需要什么帮忙，随时可以叫一声。
其次，月球表面有丰富的资源，像氦3、稀土矿等等，未来可能成为人类的“新家园”。
而且，月球的引力比地球小，发射和维护这些卫星简直像是喝水一样简单。
3. 轨道设计的关键因素3.1 轨道类型轨道设计可不是随便来一下就完事的。
首先，我们得选择合适的轨道类型。
有些卫星需要高轨道，这样可以看得更远；有些则需要低轨道，方便跟踪和通信。
就像一群朋友，有的人喜欢高高在上，有的人则爱在草地上打滚，各有所好。
3.2 任务需求当然，设计轨道的时候，还得考虑卫星的任务需求。
比如说，有的卫星要进行科学实验，有的则负责通信和导航。
每个卫星都有自己的“个性”，设计者得充分了解这些“性格”，才能安排好它们的位置。
就像给不同的朋友安排不同的活动，才能玩得开心嘛。
4. 设计过程4.1 模拟与优化好啦，到了实际设计的环节，这时候可不能马虎。
设计师们会用计算机模拟各种轨道情况，看看卫星在不同情况下会有什么表现。
这个过程就像是在玩游戏一样，不断调试、优化，直到找到最合适的“打法”。
walker星座 轨位参数
walker星座轨位参数
Walker星座轨位参数指的是行星在Walker星座中的轨道参数。
Walker星座是一种用于描述地球轨道的系统，由美国天文学家George Walker于1980年提出。
它将地球轨道分为12个星座，每个星座代表一个月份。
每个星座的起点是太阳经过的位置，称为Walker起点。
Walker星座轨位参数包括以下几个方面：
1. Walker起点经度（λs）：表示太阳经过的位置，是一个角度值，范围从0°到360°。
2. Walker起点时间（Ts）：表示太阳经过Walker起点的时间，通常以UTC时间表示。
3. Walker步长（Δλ）：表示每个Walker星座的经度范围，是一个角度值，通常为30°。
4. Walker轨道周期（P）：表示每个Walker星座的持续时间，通常为30天。
5. Walker轨道偏差（ΔT）：表示Walker轨道与实际地球轨道之间的差异，通常以分钟为单位。
这些参数可以用来计算任意日期的Walker星座位置，并用于天文学和天体导航等领域。
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。
卫星导航星座设计
卫星导航星座设计1实验目的通过本实验，逐步了解在BDSim软件中建立仿真场景的几种方法，以及如何建立当前已提供服务的全球卫星导航星座：●通过逐个添加卫星的方式建立导航星座；●通过Walker星座功能建立导航星座；●通过打开事先保存好的仿真场景来建立导航星座；●通过打开星座文件的方式建立导航星座；●通过导入SP3数据文件的方式建立导航星座；●通过导入导航电文文件的方式建立导航星座。
2实验原理本实验通过直接建立卫星模型对象实现参数设置来建立星座，也可以通过打开保存好的场景文件来复现星座。
基于卫星导航系统数据一致性的原理，还可以把Rinex格式的导航电文数据和SP3数据转化成卫星轨道参数来建立星座。
3实验内容及步骤(1)添加卫星建立星座1)打开BDSim软件BDSim软件的启动示意图如图1所示。
图 1 BDSim起始页面2)建立仿真场景在BDSim的起始页面的向导界面中，点击【新建仿真场景】按钮，设置仿真场景的开始结束时间和仿真步长，系统默认开始时间为当前整小时，结束时间往后推2小时，仿真步长默认为60s，用户可以根据自身需求重新设置，如图2所示。
图 2 配置新建场景的参数场景参数设置完成后点击【确定】建立仿真场景，接下来会转到添加仿真模型的界面，选择【空间段】的【卫星】类型，如图3所示。
图 3 添加模型界面3)新建卫星在添加模型界面中，选择【MEO】卫星，点击【插入】按钮实现MEO1卫星的新建事件，在仿真场景的空间段中可以看到新增了一个卫星对象。
接下来需对卫星MEO1的参数进行设置，在仿真场景中右键选择MEO1卫星模型，主界面右边参数设置窗口显示MEO1参数设置如图4所示。
图 4 卫星参数设置在图4中显示了用户可以设置的MEO1卫星的参数，包含了卫星基本情况、卫星初始轨道、轨道动力学参数、星载接收机参数和钟差参数，用于根据自身需求可在参数可控范围内进行设置，到此就完成了一个卫星的新建任务。
按照步骤3的操作可以新建多个MEO、IGSO、GEO卫星，最后组成一个星座。
Walker星座服务卫星轨道设计
ｌ ｉ ｔ ｅ ｏ ｒ ｂ ｉ ｔ ａ ｌ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｉ ｓ ｐ ｒ ｏ ｐ ｏ ｓ ｅ ｄ，ｗｈ ｉ ｃ ｈ ｃ ａ ｎ ｕ ｓ ｅ ｆ ｅ ｗｅ ｒ ｓ ｅ ｒ ｖ ｉ ｃ ｉ ｎ ｇ ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ ｓ ｐ ｒ ｏ ｖ ｉ ｄ ｉ ｎ ｇ ｓ ｅ ｒ ｖ ｉ ｃ ｅ ｓ ｆ ｏ ｒ
ｔ ｈｅ ｅ ｎｔ ｉ ｒ ｅ Ｗａ ｌ ｋ ｅ ｒ ｃ ｏ ｎｓ ｔ ｅ ｌ ｌ ａ ｔ ｉ ｏｎ ｗｉ ｔ ｈｏ ｕｔ ｏ ｒ ｂｉ ｔ ｍａ ｎ ｅ ｕ ｖｅ ｒ ． Ｆｏ ｒ ｅ ａ ｃ ｈ ｏ ｒ ｂｉ ｔ ａ ｌ ｐ ｌ ａ ｎｅ ｏ ｆ ｔ ｈｅ Ｗａ ｌ ｋｅ ｒ ｃ ｏ ｎｓ ｔ ｅ ｌ — ｌ ａ ｔ ｉ ｏｎ，ａ ｓ ｅ ｒ ｖ ｉ ｃ ｉ ｎ ｇ ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ ｉ ｓ ａ ｒ ｒ ａ ｎｇ ｅ ｄ ｆ ｏ ｒ ｒ ｅ ｎ ｄｅ ｚ ｖ ｏ ｕｓ ｗｉ ｔ ｈ ａ ｌ ｌ ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ ｓ ｏ ｎ ｔ ｈｅ ｓ ａ ｍｅ ｏ ｒ ｂｉ ｔ ａ ｌ ｐ ｌ ａ ｎｅ ｗｉ ｔ ｈｏ ｕｔ ｏｒ ｂ ｉ ｔ ｍａ ｎ ｅ ｕｖ ｅ ｒ ．Ｔｈｅ ｓ ｅ ｒ ｖ ｉ ｃ ｉ ｎ ｇ ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ ｏ ｒ ｂ ｉ ｔ ｉ ｓ ｅ ｌ ｌ ｉ ｐｔ ｉ ｃ，ｉ ｎｔ ｅ ｒ ｓ ｅ ｃ ｔ ｉ ｎ ｇ ｔ ｈ ｅ ｃ ｏｎ ｓ ｔ ｅ ｌ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ ｏ ｒ ｂｉ ｔ ｉ ｎ ｔ ｈ ｅ ｓ ａ ｍｅ ｐｌ ａ ｎｅ ． Ｂａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ｔ ｈ ｏｓ ｅ ｍｕ ｌ ｔ ｉ — ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ ｓ ｒ ｅ ｎｄ ｅ ｚ ｖｏ ｕｓ ｃ ｏ ｎｄ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎｓ，ｔ ｈ ｅ ｃ ａ ｌ ｃ ｕ ｌ ａ ｔ ｅ ｅ ｘｐ ｒ ｅ ｓ — ｓ ｉ ｏｎ ｓ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｓ ｅ ｒ ｖｉ ｃ ｉ ｎ ｇ ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ ｏ ｒ ｂ ｉ ｔ ｅ ｌ ｅ ｍｅ ｎ ｔ ｓ ａ ｒ ｅ ｆ ｏ ｒ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｅ ｄ．Ｂｙ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｚ ｉ ｎｇ ｅ ｘａ ｍｐｌ ｅ ｓ ，ｔ ｈｅ Ｗａ ｌ ｋ ｅ ｒ ｃ ｏｎ — ｓ ｔ ｅ ｌ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ｅ ｒ ｖ ｉ ｃ ｉ ｎｇ ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ ｏ ｒ ｂ ｉ ｔ ｄｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｍｅ ｔ ｈｏ ｄ ｈａ ｓ ｂ ｅ ｅ ｎ ｖ ａ ｌ ｉ ｄ ａ ｔ ｅ ｄ． Ｋｅｙ ｗｏ ｒ ｄ ｓ Ｗａ ｌ ｋｅ ｒ ｃ ｏｎｓ ｔ ｅ ｌ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ；ｏｎ — ｏ ｒ ｂｉ ｔ ｓ ｅ ｒ ｖ ｉ ｎｇ；ｏ ｒ ｂｉ ｔ ａ ｌ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇｎ
区域覆盖共地面轨迹星座的优化设计
第28卷第8期电子与信息学报V ol.28No.8 2006年8月 Journal of Electronics & Information Technology Aug.2006区域覆盖共地面轨迹星座的优化设计吴廷勇 吴诗其(电子科技大学通信抗干扰技术国家级重点实验室成都 610054)摘要该文讨论了使用中轨共地面轨迹星座建立区域覆盖卫星通信系统的优化设计方法。
在深入研究共地面轨迹星座参数特性的基础上，提出了一种能够完整描述该类型星座的编码标识方法，推导了星座与δ星座的等价关系，讨论了利用该类型星座实现区域覆盖时的优化方法，给出了适用于我国的多个优化星座方案实例。
从仿真结果可以看出，该类型星座能够以较少数量的卫星为我国提供良好的覆盖性能，适于我国的区域覆盖卫星通信系统采用。
关键词卫星通信，共地面轨迹星座，区域覆盖，δ星座中图分类号: TN927 文献标识码: A 文章编号：1009-5896(2006)08-1360-04The Design of Optimized Common-Track Constellationfor Regional CoverageWu Ting-yong Wu Shi-qi(The National Key Lab. of Communication, UESTC, Chengdu 610054, China)Abstract An optimization design method for implementing regional coverage satellite system with common-track constellation is proposed. Based on a thorough investigation on the parametric characteristics of the common-track constellation, a coded notation which can describe this type of constellation entirely is proposed and the restricted equivalent relationship to the Walker’s δ constellation is given. The optimized method of common-track constellation for regional coverage is studied, and some optimal constellation schemes for China are presented. The simulation results show that the optimized common-track constellation can provide favorable coverage performance to China area with fewer satellites. The designed constellations are appropriate for the regional coverage satellite system of China.Key words Satellite communication, Common-track constellation, Regional coverage, δ constellation1 引言目前，世界上许多国家都希望建立自己的区域覆盖卫星通信系统。
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。
卫星星座设计介绍
– 为观测行星，对同一纬度地区保持同样的光照条件 – 调整nodal regression，驱动轨道面与太阳one
deg/day的运动相匹配 – 往往为倾角大于90度的近极轨道（典型轨道倾角为
100度，高度1000km左右）
太阳同步轨道
(a) 6 am view of sun-synchronous orbit from above the North Pole (b) 6 am view of sun-synchronous orbit from the sun’s view.
Star pattern （极轨，近极轨）1
Seam
– 单层星形网络 – 通过street of
coverage设计覆盖 域
Seamless
– 双层极轨网络：地 面每一点同时能看 到两颗运行方向相 反卫星。
– 可以用单向或双向 的Manhattan 网络 表示、分析
Star pattern 2
concentrates on the bounds of multiple satellite visibility by interleaving low inclination multiple planes containing few satellites and using careful phasing to fill in the gaps between satellite footprints in the same plane.
Walker Constellation
卫星数T，轨道数n，每轨道卫星数m
– m个卫星均匀分布在轨道面上,360/m – 所有n个轨道面具有相同的倾角i(一般相对于
应用星载GNSS接收机的Molniya轨道卫星测定轨方法
应用星载GNSS接收机的Molniya轨道卫星测定轨方法董召勇;尤超蓝;李文峰【摘要】针对传统地基测定轨技术应用于Molniya轨道卫星时跟踪弧段不足和定位精度低的问题,提出了应用GNSS信息的测定轨方法,以满足任务对定轨和预报精度要求.分析了Molniya轨道对GNSS星座的导航信息可用性,研究了应用GNSS 导航解的轨道确定及预报方法,仿真计算了两种数据精度模式下导航解作为测量数据参与轨道估算的定轨预报误差,并分析了测量轨道圈数和跟踪模型偏差等因素对定轨预报精度的影响.仿真结果表明:利用2圈的导航解参与运算的定轨误差在15m 以内,预报6天的位置误差在60 m以内.此方法具有精度高、稳定性好和数据需求量少等优点,对未来大椭圆轨道卫星测定轨工程实践具有借鉴意义.%Considering the problems of lacking visible arc and the low positioning accuracy using the traditional ground-based orbit determination technology,the method using onboard GNSS information is proposed in this paper in order to meet the orbit determination and prediction accuracy from the space mission requirements.The navigation information availability of GNSS constellations is analyzed and the algorithm of orbit determination based on GNSS navigation solutions is studied,then the orbit determination and prediction errors are calculated taking navigation solutions of different accuracy as measurement data.The influence of measured orbital circles and the accuracy of tracking model to orbit determination and prediction accuracy is analyzed.The simulation results show that the orbit determination errors can be restricted below 15 meters and after six days' prediction the position errors can be restricted below 60 meters usingnavigation solutions of two orbit circles,when taking the random errors of measurement data and the model deviation into consideration.The method has advantages of high precision,strong stability and low data demand,which may be used for future HEO satellite orbit determination engineering.【期刊名称】《航天器工程》【年(卷),期】2017(026)003【总页数】8页(P23-30)【关键词】Molniya轨道;全球卫星导航系统;导航解;精密定轨;最小二乘估计【作者】董召勇;尤超蓝;李文峰【作者单位】上海卫星工程研究所,上海201109;上海卫星工程研究所,上海201109;上海卫星工程研究所,上海201109【正文语种】中文【中图分类】V474.2Molniya轨道是一种临界倾角的大椭圆轨道(HEO)，其远地点位于北半球高纬度地区，远地点高度和星下点位置较为稳定，具有长期保持在北半球上空的“逗留”特征[1]，1个周期内90%以上的弧段位于北半球上空。
单航天器无需机动对星座多星交会轨道全解
第28卷第3期2007年5月 宇 航 学 报Journ al of As tronauticsVol.28May No.32007单航天器无需机动对星座多星交会轨道全解王 威1,付晓锋1,郗晓宁2(1.国防科学技术大学机电工程与自动化学院,长沙410073; 2.国防科学技术大学航天与材料工程学院,长沙410073) 摘 要:文献[1,2]已研究了单航天器无需变轨对W alker 星座多星交会的轨道设计,在此基础上,依据交会点必是轨道交点的轨道特性,提出了轨道全解的解析法,可给出该轨道所能够交会卫星的最大数目,研究结果可为单航天器无需大机动变轨对星座多星接近的轨道应用提供理论参考。
关键词:Walker 星座;交会;接近;轨道设计中图分类号:V412 文献标识码:A 文章编号:100021328(2007)0320663204收稿日期622; 修回日期622基金项目武器装备预研基金(53KG )和武器装备预研重点基金(655)0 引言Walker 星座由于良好的覆盖特性,在导航、通信和侦察等领域得到广泛应用。
单航天器无需大机动变轨实现对Walker 星座多星接近,具有重要的应用价值。
文献[1-3]基于二体假设,给出了设计单个航天器接近多颗Walker 星座卫星的轨道的一些方法。
本文在此基础上,依据二体假设下的轨道特性,根据交会点必是轨道交点的原理,提出了单航天器对星座多星交会的轨道全解的解析法,该方法可给出该轨道所能够交会的W alker 星座卫星的最大数目,研究结果可为单航天器无需大机动变轨对星座多星接近的轨道应用提供理论参考。
1 数学模型单航天器与Walker 星座卫星交会有两种情况,若交会轨道与W al ker 星座某卫星轨道共面,则在该交会轨道上运行的航天器与该轨道面内的Walker 星座卫星以共轨逆行方式交会;若交会轨道与Walker 星座卫星轨道不共面,则在该交会轨道上运行的航天器与W alker 星座卫星以非共轨方式交会。