GBT 29078-2026《航天器发射窗口设计指南》

1航天器发射窗口设计指南本文件提供了航天器发射窗口设计总则、发射窗口设计方法和发射窗口设计文件编写等方面的指导。本文件适用于航天器，包括各类地球卫星、飞船、空间站、月球和深空探测器的发射窗口设计。注：本文件面向包括地球轨道任务、月球探测、太阳系内的行星和小行星探测等各类飞行任务，包括一次任务一次发射和多个航天器依次发射的情况。2规范性引用文件本文件没有规范性引用文件。3术语和定义下列术语和定义适用于本文件。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。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。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。升交点ascendingnode航天器由南向北穿过赤道平面的交点。太阳高度角sunelevation太阳在某地的地面仰角。凌日transit观测点、航天器和太阳位于同一直线的现象。2再入点reentrypoint航天器再入返回轨道末端满足一定再入高度和再入倾角约束的状态点。再入航程reentrydownrange航天器再入返回时从再入点到着陆场飞行过程的星下点轨迹长度。月球赤纬moondeclination月球在地心天球赤道坐标系上的纬度。器箭分离点spacecraft-launchvehicleseparationpoint航天器与运载火箭在飞行过程中完成动力推送、解除机械连接并彼此分离的特定空间位置和时刻。4发射窗口设计总则发射窗口设计主要任务是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(通常以北京时间表示)。发射窗口的设计与任务系统中的运载火箭、航天器、发射场、测控和应用系统紧密耦合、相互制约。发射窗口设计首先遵循任务约束满足原则，满足飞行任务所有约束的发射时间数学交集即是可行发射时间。任务约束包括：——动力学约束，如天体相对位置；—工程系统约束，如运载和热控能力；——环境约束，如发射场气象条件；——操作约束，如敏感器对光照要求；——任务特定约束，如交会对接的共面要求。此外，发射窗口设计也宜进一步考虑能量最优和风险与成本控制原则，以在满足约束的前提下得到最优的发射时机序列。5发射窗口设计方法5.1设计思路发射窗口设计的思路通常包含以下步骤：a)首先结合具体飞行任务进行系统性的完整的任务分析，包括目标轨道/轨迹、航天器特性、运载火箭能力、测控通信需求与科学观测要求(如光照条件)等；d)此外，对于特定任务，还宜考虑面向空间交会对接和组网等的多器多次发射任务下的发射窗口设计。35.2发射窗口设计约束分析针对具体的飞行任务，分析航天器承担的使命和工作环境要求，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。宜考虑以下条件：a)太阳照射地面目标的光照条件；d)航天器热控对太阳光照射航天器的方向；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；f)航天器处于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；h)航天器和太阳相对观测站的几何关系；i)可返回航天器的回收时间；j)航天器空间交会对接的要求，包括近地和其他天体附近；k)航天器空间组网的规定；1)深空探测器捕获目标轨道的规定；m)深空探测器着陆其他天体时着陆点光照约束；n)可返回航天器返回着陆场和航程约束；o)飞行方案各阶段时间约束；p)飞行各阶段测控条件约束；q)飞行方案各阶段速度增量约束；r)转移轨道运行方式和轨控方式约束；s)推迟发射和备份发射窗口约束；t)运载火箭弹道和发射场约束；u)其他有关条件。此外，在约束计算中宜考虑关键参数的工程余量和误差裕度，确保窗口在实际执行中具备足够的鲁棒性。通常考虑以下因素：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；f)运载火箭发射段运行时间及其误差；g)空间碎片碰撞预警造成的发射时刻调整误差。5.3发射窗口设计约束量化根据发射窗口计算的约束条件，建立有关约束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。发射窗口面向的飞行任务类型根据主要轨道类型和轨道特性的不同可分为地球轨道任务、月球探测任务、面向太阳系内行星的深空探测任务。不仅适用于从地面发射的完整任务的发射窗口设计，也适4用于任务中自某个阶段开始的发射窗口，例如一段时间内从环月轨道返回地球的发射窗口。各种不同的任务与发射窗口相关的约束有共同的约束类别，也有对应任务本身特征的特殊约束，因此，5.3.2~5.3.18给出了上述轨道任务常见的发射窗口约束条件的量化思路，而不对约束所对应任务的类型做区分，设计时，可根据实际目标任务约束条件的分析参考相应的发射窗口约束条件量化。5.3.2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。5.3.3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，计算精度满足任务要求。星下点位置可先计算出航天器在目标天体固连坐标系中的坐标，然后根据该坐标求出对应的天体中心经纬度即为星下点的经纬度。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。5.3.4航天器阴影计算航天器阴影计算主要包括天体阴影时间以及航天器进、出阴影时所处的轨道位置的计算。可采用经过验证满足精度要求的计算方法计算。5.3.5航天器星下点或着陆点太阳高度角计算航天器星下点或着陆点太阳高度角计算，一般采用公式(1)计算。sinE=sinossinδ+cososcosocos(as—a)式中：E——太阳高度角，单位为弧度(rad);δ—航天器或着陆点纬度，单位为弧度(rad);as—太阳经度，单位为弧度(rad);α——航天器或着陆点经度，单位为弧度(rad)。5.3.6航天器与太阳对地面测控站的张角计算航天器与太阳对地面测控站的张角采用公式(2)计算。式中：θ——航天器与太阳对地面测控站的张角，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——从地心到地面测控站的矢量，单位为千米(km)。当θ接近于0时，出现凌日现象，可能影响地面测控站的正常工作。5.3.7航天器本体某特征轴方向的计算描述航天器本体某特征轴，采用地心赤道惯性坐标系的球坐标。轴的方向用其指向的赤经、赤纬定义。航天器本体特征轴方向与姿态稳定方式有关。对于自旋稳定航天器，其自旋轴在惯性空间定向，赤5经、赤纬为常数。对于三轴稳定航天器，特征轴的赤经、赤纬满足一定规律。5.3.8航天器降交点地方时约束下发射时刻的计算降交点地方时是太阳同步轨道设计的核心指标，是发射窗口的设计的重要依据。航天器降交点地方时确定后，标称发射时刻计算步骤如下：a)根据航天器入轨点的地心经纬度及入轨轨道参数计算出第一个降交点的经度；b)由降交点地方时、发射弹道运行时间、入轨点经纬度及第一个降交点的经度计算出发射的标称时刻；c)根据入轨降交点地方时允许的范围计算发射窗口，标称发射时刻可取为发射窗口的中点或起点。5.3.9航天器速度增量计算航天器的速度增量是影响发射窗口最根本的约束之一，更大的速度增量预算能够换来更宽、更灵活的发射窗口。一个飞行任务全程的速度增量宜根据轨道的轨控策略进行具体的计算，包括主要任务机动、轨道修正、轨道维持、任务末期处理的速度增量需求。以经典的霍曼转移轨控策略为例，其速度增量可采用公式(3)与公式(4)计算。第一次速度增量：第二次速度增量：V1——初始圆轨道的轨道速度，单位为千米每秒(km/s);μ——天体引力常数；R₁——初始圆轨道的轨道半径，单位为千米(km);vp——转移轨道在近地点所需速度，单位为千米每秒(km/s);△v1——第一次转移的速度增量，单位为千米每秒(km/s);V2——目标圆轨道的轨道速度，单位为千米每秒(km/s);R₂——目标圆轨道的轨道半径，单位为千米(km);Va——转移轨道在远地点所需速度，单位为千米每秒(km/s);△v₂——第二次转移的速度增量，单位为千米每秒(km/s);△Vtoual——霍曼转移总的速度增量，单位为千米每秒(km/s)。5.3.10返回式航天器再入航程计算返回式航天器再入航程采用公式(5)计算。6月地入射时刻范围才能满足航程约束，从而通过任务时间平移得到对应的航程约束下可行发射时间φ=Ω+w+θ7φ——真黄经，单位为弧度(rad);Ω——升交点黄经，单位为弧度(rad);w——近日点幅角，单位为弧度(rad);θ——真近点角，单位为弧度(rad)。用下标1表示地球，下标2表示目标行星，二者的真黄经之差(相位)见公式(10)。式中：△φ——目标行星与地球的真黄经之差，单位为弧度(rad);2——目标行星的真黄经，单位为弧度(rad);φi——地球的真黄经，单位为弧度(rad)。根据二者真黄经之差随时间的变化图，由霍曼转移理想初始相位值(φo)与相位曲线的交点对应的日期表示发射机会。其中，霍曼转移理想初始相位值(φo)采用公式(11)与公式(12)计算。式中：T——霍曼转移时间，单位为秒(s);φ0——霍曼转移理想初始相位值，单位为弧度(rad);ri——地球轨道半径，单位为千米(km);r₂——目标天体轨道半径，单位为千米(km);μs——太阳引力常数；T₂—目标行星轨道周期，单位为秒(s)。根据上述具体日期的发射机会和会合周期可找到其他日期下的所有发射窗口。5.3.13深空探测转移轨道出发能量对运载能力的要求计算给定发射日期和到达日期，可通过星历计算地球和目标行星在日心惯性坐标系中的位置和速度矢量；近似认为所得到的两个位置矢量分别为航天器在转移轨道起点和终点的位置矢量，从而可用Lambert方法计算航天器在转移轨道出发点和到达点的速度矢量。航天器沿双曲线逃离地球影响球，到达地球影响球边界处的速度矢量(V10),其值的平方(C₃)可用于衡量对运载能力的要求。V¹是出发点速度与地心速度的矢量差，可由Lambert方法计算得到。如果发射时分离点的地心位置矢量为r,,则航天器在分离点处的速度采用公式(13)计算。式中：vp——航天器在逃逸双曲线近地点处的速度，单位为千米每秒(km/s);μe——地球引力常数；rp——航天器距地心的距离，单位为千米(km);C₃——航天器在无穷远处相对地球的剩余速度的平方，工程上近似等于航天器在地球影响球边界处相对地球的速度的平方，单位为平方千米每二次方秒(km²/s²)。运载火箭的运载能力能保证航天器在分离点处达到这一速度。85.3.14深空探测航天器机动能力的计算由航天器在转移轨道到达点的速度与目标行星环日轨道速度的矢量差给出航天器到达目标行星影响球边界处的飞入双曲线速度(v20),其值可用于衡量对航天器机动能力的要求。设捕获椭圆轨道的近心点矢径为rp,半长轴为a,则在近心点航天器进入捕获轨道所需的脉冲速度采用公式(14)计算。式中：△v——近心点航天器进入捕获轨道所需的脉冲速度，单位为千米每秒(km/s);V20——航天器到达目标行星影响球边界处的飞入双曲线速度，单位为千米每秒(km/s);μm——目标行星引力常数；rp——捕获椭圆轨道的近心点矢径，单位为千米(km);a——捕获椭圆轨道的半长轴，单位为千米(km)。给出不同发射日期和到达日期组合对应的航天器到达v20的等高线图，目标速度增量(v20)对应的闭合曲线内部各点对应的发射日期和到达日期都是航天器可行的发射和到达日期。最佳发射日期和到达日期的选择宜综合考虑运载能力和航天器到达目标行星时的机动能力要求。5.3.15借力飞行发射机会的计算首先将发射日期、发射C₃和发射方向、各转移阶段飞行时间、行星借力参数、到达时间等参数作为优化变量，优化目标通常为捕获后的剩余质量或全过程速度增量，约束函数通常指运载约束和各优化变量的范围，这些范围约束通常来自任务约束本身。优化目标的计算过程为对一定变量参数，根据星历模型计算各借力时刻借力行星的位置和速度矢量，进一步通过求解兰伯特问题得到深空机动的速度增量值，最后根据捕获条件得到最终的剩余质量或全过程速度增量。采用全局优化算法进行寻优，得到符合条件的发射窗口。见公式(15)。式中：(x1,x1,…,xn)——优化变量；f(x₁,x₁,…,xn)——目标函数；s.t.——受约束于；g;(x₁,x₁,…,x)≤0——不等式约束条件；h;(x₁,x₁,…,x)=0——等式约束条件；X——变量域即优化变量的范围。5.3.16目标行星捕获后航天器剩余质量计算深空探测任务由于任务时间长、运载能力有限等典型约束，发射窗口设计中更关注探测器被目标行星捕获后的剩余质量，通过计算不同发射窗口下结合运载能力(C₃指标)对应的入轨质量、轨道转移全过程变轨速度增量、目标行星捕获机动速度增量，得到探测器被目标行星捕获后的剩余质量，以该质量的最大化对可行发射窗口进行进一步的筛选。5.3.17小行星探测相对运动目标计算对于小行星，区别于太阳系中的大行星，由于其本身引力太小，不具有足够大的引力以捕获探测器9形成绕飞轨道，因此探测器在小行星附近的轨道不是在小行星的中心引力下的开普勒轨道，而是日心系下的相对运动轨道，捕获目标是探测器与小行星保持相对静止，捕获速度增量采用公式(16)描述。式中：△v,——在航天器到达小行星的时刻，航天器在日心系下的速度矢量，单位为千米每秒(km/s);△vas——在航天器到达小行星的时刻，小行星在日心系下的速度矢量，单位为千米每秒(km/s)。5.3.18火箭射向和滑行时间约束下航天器发射窗口宽度计算对于从地面发射的飞行任务，在得到航天器器箭分离点处的发射窗口后，还宜考虑航天器与发射端运载火箭弹道的迭代拼接。运载火箭通过射向调整和滑行时间设计拓展与航天器轨道拼接后的发射窗口。具体的窗口宽度可通过火箭弹道仿真与航天器轨道的拼接进行迭代计算。此外，有时还宜考虑发射窗口下器箭分离点的散布是否满足该点测控的任务要求，对发射窗口宽度进一步进行约束。5.4多个航天器多次发射的特定任务(空间交会对接、组网情况下)的发射窗口一次任务中包括飞船着陆器等多个航天器依次发射并存在交互耦合的飞行过程例如交会对接、组网的情况，宜考虑先后发射的航天器交互飞行阶段轨道约束条件对不同航天器发射窗口之间匹配的影响，包括已发射航天器轨道的摄动、多器之间相位的在轨调整等条件。在航天器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，还宜考虑对轨道平面的要求。以地球作为中心天体为例，在确定轨道倾角和升交点赤经的情况下，发射时刻采用公式(17)计算。式中：t——从参考时刻(t₀)起算的发射时间，单位为秒(s);Ω。——参考时刻(t₀)的轨道升交点赤经，单位为弧度(rad);aGo——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，单位为弧度(rad);入轨点在升轨段时，采用公式(18)计算：入轨点在降轨段时，采用公式(19)计算：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)。n——整数，取不同值对应不同发射时刻；we——地球自转速率，单位为弧度每秒(rad/s);Ω—升交点赤经变化率，单位为弧度每秒(rad/s);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。升交点赤经的相对漂移与相位调整量存在关系，见公式(20)。式中：△Ω——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，取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);△u——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。5.5航天器备份发射窗口从工程实际实施的角度考虑，发射窗口设计时宜考虑预防突发事件下的备份发射窗口设计，即在主发射窗口因天气、技术问题、发射场限制等原因无法使用时，预先规划好的、可替代的次优发射事件范围。备份发射窗口可能因地面发射系统的要求与主发射窗口间隔24h,也可能因地球与月球的相对位置变化周期与主发射窗口间隔一个恒星月，其备份策略具体与任务的天体动力学关系、火箭、发射场、测控和航天器推进的要求有关。对通常只需要一次发射的任务，备份发射窗口可根据具体备份策略从标称发射窗口设计结果中直接挑选。对存在多个航天器依次发射并在轨有飞行交互例如交会