异构预警卫星星座设计与分析
薛梦轩-卫星结构设计与分析(上)
卫星结构设计
指在设计中结构和机构都必须始终遵循的基本原则，若不满足，可能会危及卫星任务的完成。
由运载火箭、卫星系统和星上其他分系统通过卫星系统下达的设计指标或要求。
结构材料时形成卫星结构和机构的基础。卫星结构与机构的性能 ，特别是卫星结构的性能在很大程度上取决于材料的性能。
卫星结构材料
对卫星结构材料的性能要求是多种多样的，以下仅说明较基本的、带普遍的材料性能要求，而更详细的或较特殊的要求，需要结合具体的结构或机构设计要求来规定。1 低密度要求；2 机械性能要求；3 物理性能要求；4 材料真空出气要求；5 制造工艺性能要求。
设备安装平台或壁板
夹层架构，挤压、机加或成形的梁
往往把部件装在刚度较大的轻型夹层壁板上
电缆支架和电接插件板
钣金件或冲压件
钣金件比机加件省钱，除非机加可以大大减少零件数目
卫星结构设计
在选择结构类型时，同时也应考虑结构部件间的连接方式。结构部件的链接主要采用机械紧固、焊接和胶接在选择时，要考虑到：
发动机不稳定燃烧、气动噪声和抖振、PO-GO现象、控制系统不稳定
级间动作
分离、级间点火
轨道运行
在轨动作
控制系统不稳定
返回
再入大气
启动噪声和抖振、气动稳定性
结构静载荷分析：简单的静载荷可以直接用材料力学、结构力学等解析方法求部件在和。复杂的可用数值法进行内力分析。
结构动载荷分析：各飞行阶段卫星结构动力分析包括：1 发射阶段卫星/火箭联合动力分析；2 在轨运行阶段卫星本体动力分析；3 返回阶段返回舱动力分析。
星座卫星通信网安全预警机制研究
安全管理人员 ， 实施有效 的控制 ， 完成安全预警。
为 了对整个 星座卫星通信 网进行安 全预警管 理 ， 可 以考虑采用 两级制 的安全预警结构 。即信关站监控
ｎｓ ，ｔ ｅｇ ｎ ｒ ｔｕ ｔ ｒ ｂ ｕ ｅ ｕ ｔ ｒ ｃ ｎ ｓ ｗａ ｒｓｎ ｅ Ａｔｌｓ， ｈ ｓｐ ｐ ｒｄ ｓｕｓ ｄ ｔ ｅ ｉ ｍ ｈ ｅ ｅａ ｓ ｃｕ ｅａ ｏ ｔｓ ｃ ｒｙ ｗａｎ ｍｅ ｈａｉｍ ｓｐ ｅｅ ｔｄ． ａｔ ｔ ｉ ａ ｅ ｉｃ ｓｅ ｈｅｋ ｙ ｌ ｒ ｉ
Ｓ ｎ ｄ ｔｃｉｎ ｊ ｅｅ ｔ ｏ ｏ
１ 引 言
星座卫星通信作为卫星移动通信 的一种主要方式 ，
安全预警机制体现 了主动防御的思想 ， 事前预警取 代了事后 响应。 安全预警机制能够实时评估星座卫星通
信网安全状况 ， 在适 当情况下迅速发出威胁预警并进行 防御操作 （ 如隔离受攻击的覆盖区域 ）安全管理人员根 ， 据预警信息对攻击造成的危 害进行消除， 并对 星座卫星
Ａｂ ｔ ａ ｔ ｎ ｏ ｄ ｒｔ ｅｌ ｔ ｈｅｔ ｒ ａ ｏ ｆｏ ｔ ｇ ｔ ｏ ｓｅｌｔ ｎ ｌｓｔｌｔ ｏ ｓｒ ｃ：Ｉ ｒ ｅ ｏ ｄ ａ ｈ ｔ ｈ ｅ ｔｃ ｎｒ ｎ ｉ ｗｉ ｎ ｈｅｃ ｎ ｔｌ ｉ ａ ａｅ ｉ ｃ ｍｍ ｕ ｃ ｔ ｎ ｎ ｔ ｒ ， ａｏ ｌｅ ｎｉａｉ ｅｗｏ ｋ ｏ
星通 信 网安 全 预 警机 制 的关键 技 术进 行 了讨论 。
关键词 ： 星座卫 星通信 ； 射频指纹识别； 安全预警 ； 入侵检 测
Ｓｅ ｕ ｉ ａ ｎ Ｍｅ ｈ ｎ ｓ ｆ ｒ ｎ ｔ ｌ ｔ ｎ ｌ ｔ ｌ ｅ ｃ ｒ ｙ Ｗ ｒ ｃ ａ ｉｍ ｏ ｔ ＣＯ ｓ ｅ ｌ ｉ ａ ｅ ｌ ａ Ｏ Ｓａ ｉ ｔ Ｃｏ ｍｕ ｉａ ｉｎ Ｓ ｓｅ ｍ ｎｃ ｔ ｙ ｔ ｍ ｏ
冰眼星座建设与应用发展分析
冰眼星座建设与应用发展分析文|龚丽 张瑾 邢月亭中国航天系统科学与工程研究院图2 冰眼星座获取的欧洲最大海港（左）和直布罗陀海峡广域（右）图像四、持续改进卫星成像能力为不断提高星座可靠性与观测能力，最终建成具备实时连续监测、高分辨率和快速重访优势的商业卫星星座，冰眼公司除保持每年发射4～8颗卫星的星座建设速度外，还在继续试验改进SAR成像模式，并成功实现了扩展驻留成像、每日相干地面跟踪重复（GTR）成像和Dwell新成像，提高了卫星星座分辨率、缩短了重访周期，并实现了长时间成像[1,10-12]。
1.持续发展成像模式1）冰眼公司通过为SAR处理器增加采用快速因子分解后向投影算法的核心聚焦模块，来实现扩展驻留成像，以解决卫星存储器大小和缓冲器填充率限制卫星成像数据采集的问题，缩短卫星聚束图像采集的相干积分周期，提高分辨率。
在此基础上，冰眼公司相继试验成功获取振幅多视图像、彩色多视图像以及最终的SAR视频。
2）冰眼卫星采用铟离子电推进，通过近1年的试验，实现了将单星的轨道漂移控制在500m/天；同时为达到最佳相干变化检测（CCD）性能，采用优选3天或更少的重访率，解决了地球扁率轨道摄动带来的成像不连贯问题，实现了每24h从完全相同的轨道位置对地球上的相同位置进行成像，达到每日相干地面跟踪重复成像的目的。
3）冰眼公司于2023年5月推出一种名为Dwell的新成像模式，可区分人造物体（如车辆和建筑物）和自然背景（如树冠和植被），并突出显示移动的车辆。
Dwell产品由高保真SAR图像、彩色子孔径图像和视频3个组件构成。
其中，高保真SAR图像可显著减少高分辨率SAR图像的散斑现象；彩色子孔径图像可优先区分人造物体，使分析人员能够在自然背景中快速找到目标物体和特征；视频由多个子图像构建，可在25s的图像采集过程中确定车辆航向和速度，提供有关活动和行为模式的额外背景信息。
与传统高分辨率ICEYESpot图像的10s持续采集时间相比，Dwell图像产品具备更长的持续采集时间，使ICEYE能捕获更多关于成像目标的实时新信息，同时提高了传统SAR图像的保真度。
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/(。
低轨红外预警星座无源定位精度分析
谢恺 韩裕 生 薛模 根 周 一宇
（． １ 炮兵 学院军用 光电工程教 研室 ， 安徽合 肥 ２０ ３ ； ． ３０ １ ２பைடு நூலகம்国防科技大 学电子科 学与Ｘ 程学院 ， － 湖南长 沙 ４ ０ ７ ） １０ ３
摘
要 ：建立了低轨红外预警星座 的三维成像观测模 型 ，分析了多测量因素条件下低轨红外 预警星座 的无源定 位精 度 ，
关键词 ：预警 ；天基红外 ；观测模型 ； 源定 位 ； 无 精度分析
Ａｎ ｌｓｓ ｏ ｓ ｉｅ Ｌ ｃ ｔ ｎ Ａｃ ｕ ａ ｙ ｉ Ｌ Ｏ ｎ ｒ ｒ ｄ Ｅ ｒ ａｙ ｉ ｆＰａ ｓｖ ｏ ａ ｉ ｃ ｒ ｃ Ｅ Ｉｆａ ｅ ａ ｌ ｏ ｎ ｙ Ｗ ａ ｎｎ ｒ ｉｇ Ｃｏｎ ｔ ｌ ｔ ｎ ｓｅ ｌ ｉ ａｏ
研究了不同星座布局条件下像平面测量误差 、卫 星位 置测 量误差 以及 欧拉角测 量误差 等 因素对定 位精度 的影 响。仿真实验
表 明，本文 的定位精度分析方法能够有 效分析低 轨红外预警星座 的定位精度 。从 仿真 实验结 果得 到了一些 可用 于低轨 红外
预警星座设计和传感器调 度的指导性结 论。
维普资讯
第 ２ ４卷
第 ３期
信 号 处 理
Ｓ ＧＮ Ｒ０Ｃ Ｓ Ｉ Ｉ ＡＬ Ｐ Ｅ Ｓ ＮＧ
Ｖｏ ． ４ Ｎｏ ３ １２ ． ．
２０ ０ ８年 ６月
08-美国预警卫星系统分析-16
1美国预警卫星系统分析摘 要 美国已经装备应用的预警卫星系统主要是国防支援卫星系统(DSP)，正在研制并将替代DSP 的是天基红外系统（SBIRS)。
本文详细介绍并分析了两个系统的基本情况，比较了两个系统的技术性能，给出了计算探测预警概率的模型。
随着世界大国对弹道导弹防御系统研制的不断升温，作为弹道导弹防御系统重要组成部分的预警系统也愈来愈受到人们的关注。
就预警而论，可分为地面预警雷达系统与空间预警卫星系统。
随着弹道导弹技术的发展，预警卫星系统逐渐显露出其优势，目前世界上预警卫星主要集中于美、俄两国，其中美国最为发达。
下面我们把视野放在美国的预警卫星系统范围内来研究。
迄今为止，美国已装备应用的预警卫星系统主要是国防支援卫星系统（DSP ），正在研制并将于2010年左右全面承担导弹预警任务的是天基红外系统（SBIRS)。
下面就针对DSP 、SBIRS 的情况作分析。
l DSP 预警卫星系统如图1所示。
图1 “国防支援计划”卫星1.1 主要任务DSP的主要目的是对来袭的洲际导弹进行预警。
首要任务是实时的探测并报告导弹和航天器的发射，同时还承担监视核爆炸、监督核试验条约的履行情况和收集其感兴趣的红外辐射数据的任务。
1.2 发展过程及技术特点DSP计划自上世纪70年代初开始执行至今已有30余年的历史，已发展了三代并经历了试用阶段、应用阶段和完成阶段的发展历程。
（1）1970～1974年为试用阶段，1975～1978年为试用改进阶段。
在此阶段共发射了7颗卫星，常驻卫星有3颗，称此阶段的卫星为第一代，主要技术特点是：∙红外敏感探测器采用2000个探测元的硫化铅线阵列，结合电荷耦合器件（CCD）技术，其探测波长为2.7μm，光谱带宽约为0.1μm，能提供地平线下的覆盖范围。
∙使用这种接近大气吸收带中心的窄光谱波段进行探测，有效地抑制了地球和大气背景的辐射干扰，从而降低了虚警概率，但由于需要等到导弹穿出约8km 的云层才能对其进行探测，故而减少了预警时间。
小卫星星座批产研制模式设计与实践
Vol. 40, No. 6航 天 器 环 境 工 程第 40 卷第 6 期702SPACECRAFT ENVIRONMENT ENGINEERING2023 年 12 月https:// E-mail: ***************Tel: (010)68116407, 68116408, 68116544小卫星星座批产研制模式设计与实践阎梅芝1，张永强2*，赵志明1，魏建光1，韩 毅1，常新亚1，于兆吉1，果琳丽3，冯振伟1（1. 航天东方红卫星有限公司； 2. 北京跟踪与通信技术研究所； 3. 北京空间机电研究所：北京 100094）摘要：为适应低轨小卫星星座体系化应用需求，设计、实践出一套面向批产的小卫星研制模式。
某批产小卫星星座通过整星仅一次合板即最终状态，产品交付即落焊，裁剪、简化环境试验，投产管路模板实现卫星结构装配与管路焊装并行实施，发射场带翼运输，全无线测试等批产创新策略，构建了小卫星批产体系，实现了年出厂20颗以上500 kg级小卫星的能力，为建设高密度小卫星星座奠定了基础。
批产策略与方法均经实际验证，与传统小卫星研制相比，将批产星总装、集成与测试（AIT）周期由1年以上缩减为3个月以内，将发射场工作周期由35～50天缩减为20天，实现了快速研制、快速发射与快速在轨应用，有效促进了低轨小卫星星座高效规模化部署。
关键词：小卫星星座；批产；研制模式；总装、集成与测试；流程优化中图分类号：V474文献标志码：A文章编号：1673-1379(2023)06-0702-07 DOI: 10.12126/see.2023085Design and practice of small satellite constellationbatch production development modeYAN Meizhi1, ZHANG Yongqiang2*, ZHAO Zhiming1, WEI Jianguang1, HAN Yi1,CHANG Xinya1, YU Zhaoji1, GUO Linli3, FENG Zhenwei1(1. DFH Satellite Co. Ltd.; 2. Beijing Institute of Tracking and Telecommunications Technology;3. Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity: Beijing 100094, China)Abstract: In order to meet the need of systematic application of low-Earth-orbit small satellite constellation, a development mode suitable for batch production of small satellites was designed and practiced. Many innovative strategies for batch production were applied, including on boarding for the final state, drop welding before product delivery, tailoring or simplifying environmental tests, implementing satellite structure assembly in parallel with pipeline welding through operation of pipeline templates, wing transport at launch site, and all-wireless test etc. Those measures have enabled the delivery of more than 20 small satellites of 500 kg per year by establishing a small satellite batch production system in China, which lays a good foundation for the construction of intense small satellite constellation thereafter. The strategy and methods for batch production have all been verified in practice. Compared with the traditional small satellite development, the assembly, integration, and test (AIT) cycle of satellite batch production had been reduced from more than one year to less than three months, and the launch site working cycle has been reduced from 35-50 days to 20 days. It has realized rapid development, rapid launch, and rapid in-orbit application to promote the development efficiency and large-scale deployment of low-Earth-orbit small satellite constellation.Keywords: small satellite constellation; batch production; development mode; assembly, integration and test (AIT); process optimization收稿日期：2023-05-31；修回日期：2023-12-07基金项目：国家自然科学基金项目（编号：11773004）引用格式：阎梅芝, 张永强, 赵志明, 等. 小卫星星座批产研制模式设计与实践[J]. 航天器环境工程, 2023, 40(6): 702-708YAN M Z, ZHANG Y Q, ZHAO Z M, et al. Design and practice of small satellite constellation batch production development mode[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2023, 40(6): 702-7080 引言近年来，美国太空探索技术公司（SpaceX）推出的星链（Starlink）计划掀起了低轨大规模星座的发展热潮[1]。
卫星组网与星座控制设计、分析、仿真系统研究
场景，并进行运行或控制过程的演示。
的任务单元任务参数的设置，同时，任务单元在完成优化设
２总体方案设计
按照任务规划、设计、分析、演示的总体设计流程，“卫 星组网与星座控制设计、分析、仿真系统”包括任务设定、 优化设计、性能分析和仿真演示４大部分（如图２所示）， 完成卫星组网、位置保持等任务的设计、分析和仿真。用户 根据任务要求选择系统要执行的任务模块，并设定具体任务
储到拓扑构形数据库中。对卫星网拓扑结构特性进行连通
上显示设计、分析和仿真结果，每个显示器输入信号能够单
性、关节点和关链路、构形、聚合度以及通信效率的分析，
独控制。“卫星组网与星座控制设计、分析、仿真系统”的 软件运行环境包括成熟工具软件和自编应用软件两部分，其
根据卫星网拓扑结构分析结果，通过权值均衡进行卫星网拓 扑结构的优化设计［３】。
中成熟工具软件包括ＳＴＫ、ｖｃ＋＋和Ｍａｔｌａｂ，自编应用软件 ３．３星座控制优化设计
包括任务设定、卫星组网优化设计、星座控制优化设计、性 能分析和过程仿真演示等５类软件。
星座的控制包括了日常的位置保持和受损情况下性能 的修复即重构控制，对于星座控制的优化设计主要是从系统
万方数据
·６９２·
第１８卷增刊２ ２００６年８月
系统仿真学报＠
Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｓｙｓｔｅｍ Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ
Ｖ０１．１８ Ｓｕｐｐｌ．２ Ａｕｇ．，２００６
卫星组网与星座控制设计、分析、仿真系统研究
项军华１，张育林２
（１．国防科技大学航天与材料工程学院，湖南长沙４１００７３；２．清华大学宇航技术研究中心，北京１０００８４）
摘要：设计和开发了卫星组网与星座控制设计、分析、仿真系统。该系统具有卫星组网优化设
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定点位置
探测经度范围
40. 28°W 146. 15°W
103°E 7. 67°E 69. 337°E 96. 66°W 8. 74°E
41. 42°E～121. 98°W 64. 45°E～132. 15°W
21. 3°E～175. 3°W 74. 03°W～89. 37°E 12. 363°W～151. 037°E 14. 96°W～178. 36°E 72. 96°W～99. 44°E
即众所周知的“国防支援计划”( defense support p rogram ,DSP) 。
DSP 卫星 ,是目前世界上现役功能最强大的 导弹预警卫星 。DSP 预警卫星星座由 5 颗卫星 组成 ,其中 3 颗工作星 ,2 颗备用星 ,运行于地球 静止轨道上 。3 颗工作星的定点位置是 : 一颗位 于印度洋上空 (东经 60°) ,用以监视俄罗斯和我 国的洲际弹道导弹发射场 ;另一颗位于巴西上空 (西经 70°) ,用以探测核潜艇从美国东海岸以东 海域的导弹发射 ; 第 3 颗位于太平洋上空 (西经 135°) ,用以探测核潜艇从美国西海岸以西海域的 导弹发射 。通常该系统对洲际导弹的预警时间为 25 min ,对潜射导弹的预警时间为 15 min ,对战术 导弹的预警时间为 5 min 。目前共有 7 颗 DSP 卫 星在役 ,均为第 3 代卫星 ,如表 1 所示 。
根据上面关于预警卫星系统的介绍可知 ,预 警卫星通常部署在地球静止轨道或大椭圆轨道 。 虽然部署在地球静止轨道上的预警卫星能覆盖地 球南北纬 65°以内区域 ,但是如果仅由地球静止 轨道卫星组成预警星座 ,则其星座构型将导致无 法对发射的导弹进行多方位探测 ,虚警率较高。 而部署在大椭圆轨道上的卫星对于中高纬度地区 具有较好的探测特性 ,却不能覆盖赤道附近的低 纬度地区 ,存在探测盲区 。美国的 SB IRS 的高轨 部分主要负责对发射导弹的探测 ,其构型设计中 引入了大椭圆轨道 ,以增强预警星座的立体观测 性能 。但是 ,其高轨部分的大部分卫星还是部署 在地球静止轨道上 ,大椭圆轨道并没有得到有效 利用 。而俄罗斯将其“预报”卫星和“眼睛”卫星组 合在一起构成的预警星座 ,其星座构型更是没有 进行优化设计 ,只是覆盖区域的简单互补而已。 另外 ,地球静止轨道资源非常有限 ,美国已经占用 了很多 ,其他国家再想在地球静止轨道上部署星 座已非常困难 。因此 ,本文提出了一种既能避开 奇缺的地球静止轨道资源 ,又能有效利用椭圆轨 道远地点覆盖特性的预警星座构型 。
前苏联自 20 世纪 70 年代开始研制导弹预警 卫星 ,已经拥有了“预报”和“眼睛”2 种系列的预 警卫星 。
“眼 睛 ”卫 星 运 行 于 轨 道 高 度 约 600 ～ 40 000 km的大椭圆轨道上 ,当运行到北半球时 , 在太平洋和欧洲上空的远地点附近能类似于在地 球同步轨道上那样飞得极其缓慢 ,在 12 h 的轨道 周期中约有 6 h 可观测到美国和欧洲的洲际导弹 发射场 ,并可监视美国和其他国家的常规发射 ,同 时将数据传向独联体基地 。“眼睛”大椭圆轨道预 警卫星自 1981 年进入实用 ,满员时由 9 颗卫星组 成 ,分布在间隔 40°的 9 个轨道平面上 ,时间间隔 160 s 。“眼睛”预警卫星系统对于美国的弹道导 弹攻击能够提供大约 30 min 的预警时间 ,并能够 确定导弹的大致发射区 ,另外还兼有执行核试验 监视任务 。
摘 要 : 针对北半球预警卫星的应用背景和设计要求 ,结合椭圆轨道的覆 盖特点 ,提出了一种由中椭圆轨道卫星和赤道圆轨道卫星组成的异构预警卫星星座 设计方案 ,并对该预警星座的预警性能进行了仿真分析 。仿真结果表明 ,这种异构星 座构形具有很好的区域覆盖性能 。
关 键 词 : 预警卫星 ;异构星座 ;椭圆轨道
中图分类号 : V 412. 41 文 章 编 号 : 167320127 (2009) 0320047205
文献标识码 : A
DO I : 10. 3783/ j. issn. 167320127. 2009. 03. 012
De sign and Analysis of Non2iso morp hic Early Warning Satellite s Constellation
“天基 红 外 系 统”( space base inf rared sys2 tem ,SB IRS) 是美国正在研制的新一代天基红外 预警系统 ,也是美国国家导弹防御系统的一个主
要组成部分 ,将为美国部队提供更准确 、更及时的 弹道导弹预警情报 。其主要任务包括 : ①国家导 弹防御 ,预警洲际弹道导弹 ; ②战区导弹防御 ,预 警战术弹道导弹 ; ③ 技术情报支持 ,提供敌方导 弹的详细技术信息 ; ④ 战场描述 ,提供对战场的 敌情描述 ; ⑤空间监视 ,能够监视空间的卫星 。
为了对付前苏联的导弹威胁 ,美国空军早在 20 世纪 50 年代末就制定了“米达斯”( Midas) 导 弹防御警报系统计划 ;1967 年针对中国氢弹爆炸 成功 ,麦克纳马拉又下令部署了“哨兵”反导武器 系统 ;1969 年空军制定了实用型导弹预警计划 ,
收稿日期 : 2008211226 基金项目 : 部委级资助项目 作者简介 : 张雅声 ,女 ,副教授 ,博士. 主要研究方向 :航天器设计与应用. Lizhizys @263. net .
ZHAN G Yasheng1 , YAO Yo ng2
(1. Depart ment of Space Equip ment , t he Academy of Equip ment Command & Technology , Beijing 100416 , China ; 2. Co mpany of Po st graduate Management , t he Academy of Equip ment Co mmand & Technology , Beijing 100416 , China)
1 国外预警卫星典型星座构型分析
导弹预警卫星系统的任务是通过星载红外探 测器尽早探测到弹道导弹的发射 ,并将信息迅速 传递给地面中心 ,从而使地面防御系统能够赢得
尽可能长的预警时间 ,以组织有效的反击 。迄今 为止 ,世界上只有美国和俄罗斯拥有实用型导弹 预警卫星系统 ,法国和英国等少数国家也在试图 发展本国的天基预警系统 。 1. 1 美国的预警卫星 1. 1. 1 国防支援计划[1 ]
冷战时期 DSP 卫星系统表现出色 ,使核导弹 突然袭击的可能性大大降低 ,使一些紧张局势得 到了缓解 。20 世纪 80 年代的两伊战争中 ,DSP 曾 166 次探测到“飞毛腿”导弹的发射情况 ;1991 年的海湾战争中 ,美国调用了 2 颗 DSP 卫星在伊 拉克上空 ,监视“飞毛腿”导弹的发射 ,从而为“爱 国者”防空导弹赢得了约 5 min 的预警时间 ;近几 年来 ,朝鲜“大浦洞”导弹试验也曾多次被美国的 DSP 卫星探测到 。 1. 1. 2 天基红外系统
天基红外系统由 2 部分组成 : ①天基红外系 统高轨部分 ( SB IRS2High) ,由 5 颗地球静止轨道 卫星和 2 颗大椭圆轨道卫星组成 ,构成助推段监 视和跟踪系统 ,主要用来探测和跟踪助推段飞行 的弹道导弹 ,采用快速扫描与高分辨率凝视型探 测器相结合的方法 ,使扫描速度和灵敏度比 DSP 卫星提高 10 倍以上 ; ② 天基红外系统低轨部分 ( SB IRS2Low) ,由 20～30 颗低轨道卫星组成 ,构 成空间监视和跟踪系统 ,其上装有宽视场扫描和 窄视场凝视型短波 、中波 、中长波和长波 4 波段红 外及可见光跟踪探测器 ,用以捕获和跟踪目标导 弹中段飞行时的发热弹体和冷再入弹头 ,可为预 警雷达 、搜索雷达 、制导雷达引导目标 。该计划正 在试验 ,预计 2012 年正式部署 。 1. 2 俄罗斯的预警卫星
第200290
年 卷
6月 第3期
装备指挥技术学院学报 Jo urnal of t he Academy of Equip ment Command & Technology
J une 2009 Vol. 20 No1 3
异构预警卫星星座设计与分析
张雅声1 , 姚 勇2
(1. 装备指挥技术学院 航天装备系 ,北京 100416 ; 2. 装备指挥技术学院 研究生管理大队 ,北京 100416)
表 1 美国现役 DSP 导弹预警卫星一览表
卫星名称 国际编号
DSP F16 DSP F17 DSP F18 DSP F20 DSP F21 DSP F22 DSP F23
19912080B 19942084A 19972008A 20002024A 20012033A 20042004A 20072054A
Abstract : According to t he requirement of applicatio n and design of early warning satellite cover2 ing wit h t he nort hern hemisp here of eart h , t he p roject of no n2iso morp hic early warning satellites co n2 stellatio n is p ut forward using coverage characteristics of ellip se orbit , which is co mpo sed of ellip se or2 bit satellites and equator circle orbit satellites. The early warning performance of t he co nstellatio n is analyzed by simulatio n. And t he result s of simulatio n show t he no n2iso morp hic co nstellatio n has fine regio n coverage performance.