ICS49.020 V71 中华人民共和国国家标准 GB/T29078—2012 航 天器发射窗口设计指南 Designguidelinesforspacecraftlaunchwindow 2012-12-31发布 2013-07-01实施 中华人民共和国国家质量监督检验检疫总局 中国国家标准化管理委员会发布中华人民共和国 国家标准 航天器发射窗口设计指南 GB/T29078—2012 * 中国标准出版社出版发行 北京市朝阳区和平里西街甲2号(100013) 北京市西城区三里河北街16号(100045) 网址:www.gb168.cn 服务热线:010-68522006 2013年5月第一版 * 书号:155066·1-46653 版权专有 侵权必究 前 言 本标准按照GB/T1.1—2009给出的规则起草。 本标准由中国航天科技集团公司提出。 本标准由全国宇航技术及其应用标准化技术委员会(SAC/TC425)归口。 本标准起草单位:中国空间技术研究院总体部。 本标准主要起草人:向开恒、张云彤、杨维廉。 ⅠGB/T29078—2012 引 言 本标准属于中国航天国家标准体系。中国航天国家标准体系适用于航天领域国家标准的制修订和 管理,覆盖航天管理、航天技术、航天应用与服务三大领域,是指导航天器和运载火箭项目管理、工程研 制、航天发射服务、卫星在轨应用等活动的依据。 随着我国航天任务的激增和高强密度发射,对航天发射窗口的要求越来越高,选择适当的发射时段 可以节省发射能量。发射窗口的选择是一个系统综合问题,通过总结国内大量航天器型号研制经验,设 计和选择合适的发射窗口,可以为航天器的发射提供规范的技术依据,同时也可以为航天器总体和分系 统设计提供可信的参数。 ⅡGB/T29078—2012 航天器发射窗口设计指南 1 范围 本标准规定了航天器发射窗口设计任务、设计方法和相关要求。 本标准适用于各类人造地球卫星、飞船、空间站以及深空探测器等航天器的发射窗口设计。 2 术语和定义 下列术语和定义适用于本文件。 2.1 发射窗口 launchwindow 满足预定飞行条件和任务要求,允许发射航天器的时间范围。 2.2 轨道机动 orbitalmaneuver 将航天器从某一轨道转移到另一预定轨道的轨道控制。 2.3 姿态机动 attitudemaneuver 将航天器从某一姿态调整到另一预定姿态的姿态控制。 2.4 地影时间 ecliptictime 航天器在地球阴影中运行的时间。 2.5 星下点 sub-satellitepoint 航天器与地心连线在地球参考椭球面上的交点。 2.6 升交点 ascendingnode 航天器由南向北穿过赤道平面的交点。 2.7 太阳高度角 sunelevation 太阳在某地的地面仰角。 2.8 凌日 transit 观测点、航天器和太阳位于同一直线的现象。 3 发射窗口设计任务 根据航天器使命以及航天器与地面各系统的工作条件,按照航天器及有关天体的运行规律,结合运 载火箭飞行时间和入轨参数,确定航天器可发射的时间范围(一般以北京时间表示)。发射窗口设计为 航天器发射提供依据,同时为航天器总体和分系统设计提供有关参数。 1GB/T29078—2012 4 发射窗口设计方法 4.1 发射窗口限制条件分析 分析航天器承担的使命和工作环境要求,给出发射窗口设计的限制条件。需要考虑的条件主要有: a) 太阳照射地面目标的光照条件的要求; b) 航天器太阳电池阵正常供电对太阳光照射航天器的方向的要求; c) 航天器姿态控制对地球、航天器、太阳之间的几何关系的要求; d) 航天器热控对太阳光照射航天器的方向的要求; e) 航天器某些特殊部件对太阳光、地球反射光、月球反射光照射方向的要求; f) 航天器处于地球阴影内时间长短的限制; g) 航天器进、出地影时所处的轨道位置的要求; h) 航天器和太阳相对观测站的几何关系要求; i) 可返回航天器的回收时间要求; j) 航天器空间交会对接的要求; k) 航天器空间组网的要求; l) 深空探测器捕获目标轨道的相关要求; m) 其他有关条件。 针对具体的飞行任务,以系统工程的方法分析发射窗口各限制条件的必要性和合理性,协调互相矛 盾的因素,确定用于发射窗口计算的限制条件。 4.2 发射窗口计算 4.2.1 概述 根据发射窗口计算的限制条件,建立有关条件和发射时间之间的计算公式,计算发射窗口。分别计 算每个限制条件对应的允许发射时间范围,取其共同部分作为发射窗口。 发射窗口计算涉及到4.2.2~4.2.9的量的计算,根据具体飞行任务选择。 根据具体飞行任务情况,发射窗口的计算中还应考虑以下因素: a) 轨道机动引起的轨道参数变化; b) 姿态机动引起的姿态变化; c) 轨道误差; d) 姿态误差; e) 运行期间太阳及月球位置的变化; f) 运载火箭发射段运行时间及其误差。 4.2.2 太阳、月球位置计算 太阳、月球的位置可按照天文年历列出的位置计算,或采用经过验证满足精度要求的计算方法 计算。 4.2.3 航天器位置和星下点位置计算 航天器位置可按航天器轨道摄动运动方程计算,计算精度应满足任务要求。 星下点位置可先计算出航天器在地球固连坐标系中的坐标,然后根据该坐标求出对应的地心经纬 度即为星下点的地心经纬度。 航天器位置和星下点位置也可采用经过验证满足精度要求的其他计算方法计算。 4.2.4 航天器地影计算 航天器地影计算,主要包括地影时间以及航天器进、出地影时所处的轨道位置的计算。可采用经过 2GB/T29078—2012 验证满足精度要求的计算方法计算。 4.2.5 航天器星下点太阳高度角计算 航天器星下点太阳高度角计算,一般用公式(1)计算。 sinE=sinδSsinδ+cosδScosδcos(αS-α)…………………………(1) 式中: E———太阳高度角,单位为弧度(rad); δS———太阳赤纬,单位为弧度(rad); δ———航天器赤纬,单位为弧度(rad); αS———太阳赤经,单位为弧度(rad); α———航天器赤经,单位为弧度(rad)。 4.2.6 航天器与太阳对地面站的张角计算 航天器与太阳对地面测控站的张角用公式(2)计算。 cosθ=US·(r-p) |r-p|………………………………(2) 式中: θ———航天器与太阳对地面站的张角,单位为弧度(rad); US———从地心指向太阳的单位矢量,单位为千米(km); r———从地心到航天器的矢量,单位为千米(km); p———从地心到地面站的矢量,单位为千米(km)。 当θ接近于0时,出现凌日现象,可能影响地面站的正常工作。 4.2.7 空间交会对接、组网情况下发射时刻的计算 在航天器要实施空间交会对接或组网的情况下,除了按单颗航天器的发射情况进行发射窗口分析 计算,还应考虑对轨道平面的要求。在确定轨道倾角和升交点赤经的情况下,发射时刻用公式(3)计算。 t=Ω0-αG0-λN+2nπ ωe-Ω-TL…………………………………(3) 式中: t———从参考时刻t0起算的发射时间,单位为秒(s); Ω0———参考时刻(t0)的轨道升交点赤经,单位为弧度(rad); αG0———参考时刻(t0)的格林威治赤经,单位为弧度(rad); λN———入轨时刻的升交点经度,根据公式(4)或公式(5)计算,单位为弧度(rad); n———整数,取不同值对应不同发射时刻; ωe———地球自转速率,7.2921158×10-5rad/s; Ω———升交点赤经变化率,rad/s; TL———发射段飞行时间,单位为秒(s)。 入轨点在升轨段时,见公式(4)。 λN=λ-arcsin(tanϕ/tani)…………………………………(4) 入轨点在降轨段时,见公式(5)。 λN=λ+arcsin(tanϕ/tani)-π………………………………(5) 式中: λ———入轨点经度,单位为弧度(rad); ϕ———入轨点地心纬度,单位为弧度(rad); i———轨道倾角,单位为弧度(rad)。 在空间交会或组网的情况下,航天器一般需要经过一段时间的相位调整才能到达目标轨道。在相 位调整的过程中,航天器轨道平面与目标轨道平面还会发生升交点赤经的相对漂移。升交点赤经的相GB/T29078—2012 GB/T29078—2012 对漂移与相位调整量存在关系,见公式(6)。 ΔΩ=-7 2J2Reæ èçö ø÷ a2cosi (1-e2)2Δu……………………………(6) 式中: ΔΩ———升交点赤经的相对漂移量,单位为弧度(rad); J2———地球引力势的二阶带谐系数,其值为1.08263×10-3; Re———地球赤道半径,单位为千米(km); a———目标轨道半长轴,单位为千米(km); e———目标轨道偏心率; i———轨道倾角,单位为弧度(rad); Δu———相位调整量,单位为弧度(rad)。 可根据航天器的相位调整要求计算升交点赤经的相对漂移量,对升交点赤经进行预偏置,从而确定 航天器的发射时刻。 4.2.8 深空探测器发射时机的计算 广义上,深空探测器捕获目标轨道问题与空间交会问题类似。在入轨时的轨道倾角和升交点赤经 确定的情况下,发射时刻的计算可参考4.2.7。 当深空探测器用于对地球以外天体进行探测时(如月球探测、火星探测等),一般需要与目标天体实 施轨道交会,存在最省能量的最优交会点,工程上一般选用在这些点附近实施轨道交会。因而要考虑航 天器从地球到目标天体的转移轨道运行时间和目标