本发明涉及卫星观测技术领域，特别涉及一种日冕观测的轨道设计方法。
背景技术：
在已发展的关于日冕观测的轨道设计方法中，欧空局(esa)计划于2020年发射的proba-3卫星，采用地球60530km×600km大椭圆轨道，通过双星精密编队实现日冕观测：一颗星遮挡太阳光创造出人造日食，另一颗星开展日冕观测，双星共同组成日冕观测仪。由于proba-3的双星编队距离为150m，相比isee-3、soho等日-地l1点航天器，其日冕仪尺度从～10cm量级扩大到150m，极大的改善了杂散光环境。但是proba-3采用编队方式，在150m尺度上组成的日冕观测仪对双星相对距离、相对指向精度要求分别是mm和角秒，这对卫星的星间精密测量与精密控制形成了极大的挑战。
技术实现要素：
本发明的目的在于提供一种日冕观测的轨道设计方法，以解决现有的日冕观测的轨道设计方法难以实现的问题。
为解决上述技术问题，本发明提供一种日冕观测的轨道设计方法，包括：
通过日-地l2点附近的太阳光照条件函数计算得到观测轨道，所述观测轨道位于日-地连线上的特定位置；
携带日冕观测仪的卫星发射至所述观测轨道，使地球位于太阳和卫星之间，利用地球遮挡全部或部分太阳光，在日冕观测仪的成像面上形成日全食观测图像或日偏食观测图像，进行日冕观测。
可选的，在所述的日冕观测的轨道设计方法中，所述观测轨道包括日-地l2点附近绕飞轨道、地球本影末端x点飞越轨道、l2-x点往返转移轨道；
日-地l2点为日-地引力平衡点，地球本影末端x点处于地球本影的末端，所述地球本影末端x点与所述日-地l2点的距离为140000km；
所述地球本影末端x点与地球的距离小于所述日-地l2点与地球的距离。
可选的，在所述的日冕观测的轨道设计方法中，还包括：
卫星在日-地l2点附近绕飞轨道上进行日全食与日偏食的长期观测，卫星在地球本影末端x点飞越轨道上进行日全食的短期观测，卫星在l2-x点往返转移轨道上进行日偏食观测及获取太阳能。
可选的，在所述的日冕观测的轨道设计方法中，还包括：
基于日-地l2点附近的太阳光照条件函数，计算地球本影的覆盖区域，以得到地球本影末端x点飞越轨道；
基于日-地l2点附近的太阳光照条件函数，计算三体系统周期解，以得到日-地l2点附近绕飞轨道；
基于日-地l2点附近的太阳光照条件函数，计算三体系统最优转移轨道，以得到l2-x点往返转移轨道。
可选的，在所述的日冕观测的轨道设计方法中，还包括：
基于三体系统动力学理论，卫星在日-地l2点附近绕飞轨道上每90天执行一次轨道保持机动，机动大小～2m/s，以进行l2点附近的长期飞行；
根据日偏食光照约束条件，计算l2点附近的绕飞轨道y方向幅值，根据三体系统动力学理论，l2点附近周期轨道在黄道面的周期解为，
x＝x0cosd2t (y0/a2)sind2t
y＝-a2y0sind2t y0cosd2t(1)
其中d2，a2由三体系统引力常数及轨道初值决定；
根据遮挡率要求选取x0及y0，使得绕飞轨道y方向幅值满足日偏食光照约束条件。
可选的，在所述的日冕观测的轨道设计方法中，还包括：
根据太阳光遮挡率在l2点附近空间的分布，选取太阳光遮挡率大于80％的区域作为可观测区域；
定义黄道面上的矩形可观测区域，-a≤x≤a，-b≤y≤b，其中x，y分别属于日-地旋转坐标系的横轴和纵轴，坐标系原点为l2点；
对应太阳光遮挡率大于80％时，a取值3000km，b取值1200km；
根据公式(1)，计算日-地l2点附近绕飞轨道。
可选的，在所述的日冕观测的轨道设计方法中，还包括：
根据三体系统两点边值问题解的不唯一性，采用三体系统的两点边值求解算法，结合遗传算法，获得了l2-x点往返转移轨道的最优值。
可选的，在所述的日冕观测的轨道设计方法中，还包括：
基于三体系统求解算法，以飞行时间为优化变量，以往返转移的轨道机动δv为优化函数，利用遗传算法，获得最优的飞行时间，以及最小的轨道机动minδv；
l2-x点往返转移轨道的最佳飞行时间是单程56天，往返112天，最小轨道机动为220m/s。
在本发明提供的日冕观测的轨道设计方法中，通过日-地l2点附近的太阳光照条件函数计算得到位于日-地连线上的特定位置的观测轨道，携带日冕观测仪的卫星发射至所述观测轨道，使地球位于太阳和卫星之间，利用地球遮挡全部或部分太阳光，在日冕观测仪的成像面上形成日全食观测图像或日偏食观测图像，进行日冕观测，可以实现只需要发射一个卫星携带日冕观测仪，利用地球作为遮挡，无需发射另一个卫星作为遮挡，就可以实现日冕观测，避免了现有技术中双星观测实现难度大的缺点。
另外，本发明的日冕观测的轨道设计方法具有燃料消耗少、观测时间长，兼顾日全食、日偏食观测等优点，可以实现对日冕的长周期观测。通过本发明，可以实现长期的日偏食观测，以及不间断的日全食观测。日偏食观测期间，太阳遮挡率>80％，且几乎无推进剂消耗。可以根据航天器的推进剂携带情况，择机安排x点日全食观测，日全食持续时间2小时。
附图说明
图1为本发明一实施例中日-地l2点附近日冕观测的几何位置示意图；
图2为本发明一实施例中满足太阳光遮挡率>80％的飞行轨道示意图；
图3为本发明一实施例中l2-x点往返转移轨道的最优值示意图；
图4为本发明一实施例中l2点绕飞轨道及与x点最优往返转移轨道示意图；
图5为本发明一实施例中l2点观测日偏食的太阳光遮挡率曲线示意图；
图6为本发明一实施例中l2-x点往返转移过程中太阳光遮挡率曲线示意图。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明提出的日冕观测的轨道设计方法作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。
本发明的核心思想在于提供一种日冕观测的轨道设计方法，以解决现有的日冕观测的轨道设计方法难以实现的问题。
为实现上述思想，本发明提供了一种日冕观测的轨道设计方法，包括：通过日-地l2点附近的太阳光照条件函数计算得到观测轨道，所述观测轨道位于日-地连线上的特定位置；携带日冕观测仪的卫星发射至所述观测轨道，使地球位于太阳和卫星之间，利用地球遮挡全部或部分太阳光，在日冕观测仪的成像面上形成日全食观测图像或日偏食观测图像，进行日冕观测。
相比于天基日冕仪，日食时杂散光少，是观测日冕的绝佳天文环境。利用地球遮挡太阳光，在日-地连线上的特定位置可以实现日冕观测。通过计算地球本影的覆盖区域计算可见，位于l2点左侧140000km距离的x点处正好处于地球本影的末端，是永久的日全食观测点；而l2点位于半影区，是日偏食的绝佳观测点。示意图如图1所示。
具体的，所述观测轨道包括日-地l2点附近绕飞轨道、地球本影末端x点飞越轨道、l2-x点往返转移轨道；日-地l2点为日-地引力平衡点，地球本影末端x点处于地球本影的末端，所述地球本影末端x点与所述日-地l2点的距离为140000km；所述地球本影末端x点与地球的距离小于所述日-地l2点与地球的距离。
由于x点远离日-地引力平衡点l2点，导致航天器需要消耗大量推进剂才能长期保持在x点附近。若日冕观测采用x点定点观测轨道将增加工程成本，且航天器长期位于地球本影区无法获取太阳能。l2点位于半影区，光照变化情况复杂，如何选择观测区域，设计观测轨道将尤为重要。因此，本实施例实现了工程实施上可行的x点日全食、l2点日偏食的联合观测，提出相应的轨道设计方法。
基于上述原因，卫星在日-地l2点附近绕飞轨道上进行日全食与日偏食的长期观测，卫星在地球本影末端x点飞越轨道上进行日全食的短期观测，卫星在l2-x点往返转移轨道上进行日偏食观测及获取太阳能。基于日-地l2点附近的太阳光照条件函数，计算地球本影的覆盖区域，以得到地球本影末端x点飞越轨道；基于日-地l2点附近的太阳光照条件函数，计算三体系统周期解，以得到日-地l2点附近绕飞轨道；基于日-地l2点附近的太阳光照条件函数，计算三体系统最优转移轨道，以得到l2-x点往返转移轨道。
本实施例基于日-地l2点附近的太阳光照条件函数，利用三体系统周期解、三体系统最优转移轨道，提出了l2点长期日偏食观测、x点短暂的日全食观测、l2-x点往返转移的日全食与日偏食观测的轨道设计方法。该方法具有燃料消耗少、观测时间长，兼顾日全食、日偏食观测等优点，可以实现对日冕的长周期观测。本实施例提出了一种太阳光照约束条件下的日-地l2点长期绕飞、x点短期飞越的日冕长期观测轨道设计方法。
基于三体动力学理论，日-地l2点存在周期轨道。由于其运动不稳定的特点，航天器需要约每90天执行一次轨道保持机动，机动大小～2m/s，以实现l2点附近的长期飞行。
日-地l2点位于地球半影区，离本影区～140000km。计算l2点附近太阳光遮挡率可知，l2点附近的太阳光遮挡率～0％-85％。根据日偏食的光照约束条件，设计了l2点附近的绕飞轨道幅值。根据三体动力学理论，l2点附近周期轨道在黄道面的解析解为，
x＝x0cosd2t (y0/a2)sind2t
y＝-a2y0sind2t y0cosd2t(1)
其中d2，a2由三体系统引力常数及轨道初值决定。根据遮挡率要求，选取合适的x0及y0，使得飞行轨道满足光照约束条件。满足太阳光遮挡率大于80％的飞行轨道如图2所示，y方向幅值1200km。
x点是地球本影区的末端点，距离l2点～140000km。由于三体系统两点边值问题解的不唯一性，采用三体问题的两点边值求解算法，结合遗传算法，获得了l2-x点的最优往返转移轨道，如图3所示。
通过本实施例的日冕观测的轨道设计方法，可以实现长期的日偏食观测，以及不间断的日全食观测。整个观测轨道如图4所示。
日偏食观测期间，太阳遮挡率>80％，且几乎无推进剂消耗。太阳遮挡率如图5所示。
可以根据航天器的推进剂携带情况，折机安排x点日全食观测，日全食持续时间2小时，太阳遮挡情况如图6所示，其中：x点本影区飞行2小时，太阳光遮挡率>90％时间为17小时。
在本发明提供的日冕观测的轨道设计方法中，通过日-地l2点附近的太阳光照条件函数计算得到位于日-地连线上的特定位置的观测轨道，携带日冕观测仪的卫星发射至所述观测轨道，使地球位于太阳和卫星之间，利用地球遮挡全部或部分太阳光，在日冕观测仪的成像面上形成日全食观测图像或日偏食观测图像，进行日冕观测，可以实现只需要发射一个卫星携带日冕观测仪，利用地球作为遮挡，无需发射另一个卫星作为遮挡，就可以实现日冕观测，避免了现有技术中双星观测实现难度大的缺点。
另外，本发明的日冕观测的轨道设计方法具有燃料消耗少、观测时间长，兼顾日全食、日偏食观测等优点，可以实现对日冕的长周期观测。通过本发明，可以实现长期的日偏食观测，以及不间断的日全食观测。日偏食观测期间，太阳遮挡率>80％，且几乎无推进剂消耗。可以根据航天器的推进剂携带情况，择机安排x点日全食观测，日全食持续时间2小时。
综上，上述实施例对日冕观测的轨道设计方法的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。
1.一种日冕观测的轨道设计方法，其特征在于，包括：
通过日-地l2点附近的太阳光照条件函数计算得到观测轨道，所述观测轨道位于日-地连线上的特定位置；
携带日冕观测仪的卫星发射至所述观测轨道，使地球位于太阳和卫星之间，利用地球遮挡全部或部分太阳光，在日冕观测仪的成像面上形成日全食观测图像或日偏食观测图像，进行日冕观测。
2.如权利要求1所述的日冕观测的轨道设计方法，其特征在于，所述观测轨道包括日-地l2点附近绕飞轨道、地球本影末端x点飞越轨道、l2-x点往返转移轨道；
日-地l2点为日-地引力平衡点，地球本影末端x点处于地球本影的末端，所述地球本影末端x点与所述日-地l2点的距离为140000km；
所述地球本影末端x点与地球的距离小于所述日-地l2点与地球的距离。
3.如权利要求2所述的日冕观测的轨道设计方法，其特征在于，还包括：
卫星在日-地l2点附近绕飞轨道上进行日全食与日偏食的长期观测，卫星在地球本影末端x点飞越轨道上进行日全食的短期观测，卫星在l2-x点往返转移轨道上进行日偏食观测及获取太阳能。
4.如权利要求3所述的日冕观测的轨道设计方法，其特征在于，还包括：
基于日-地l2点附近的太阳光照条件函数，计算地球本影的覆盖区域，以得到地球本影末端x点飞越轨道；
基于日-地l2点附近的太阳光照条件函数，计算三体系统周期解，以得到日-地l2点附近绕飞轨道；
基于日-地l2点附近的太阳光照条件函数，计算三体系统最优转移轨道，以得到l2-x点往返转移轨道。
5.如权利要求4所述的日冕观测的轨道设计方法，其特征在于，还包括：
基于三体系统动力学理论，卫星在日-地l2点附近绕飞轨道上每90天执行一次轨道保持机动，机动大小～2m/s，以进行l2点附近的长期飞行；
根据日偏食光照约束条件，计算l2点附近的绕飞轨道y方向幅值，根据三体系统动力学理论，l2点附近周期轨道在黄道面的周期解为，
x＝x0cosd2t (y0/a2)sind2t
y＝-a2y0sind2t y0cosd2t(1)
其中d2，a2由三体系统引力常数及轨道初值决定；
根据遮挡率要求选取x0及y0，使得绕飞轨道y方向幅值满足日偏食光照约束条件。
6.如权利要求5所述的日冕观测的轨道设计方法，其特征在于，还包括：
根据太阳光遮挡率在l2点附近空间的分布，选取太阳光遮挡率大于80％的区域作为可观测区域；
定义黄道面上的矩形可观测区域，-a≤x≤a，-b≤y≤b，其中x，y分别属于日-地旋转坐标系的横轴和纵轴，坐标系原点为l2点；
对应太阳光遮挡率大于80％时，a取值3000km，b取值1200km；
根据公式(1)，计算日-地l2点附近绕飞轨道。
7.如权利要求4所述的日冕观测的轨道设计方法，其特征在于，还包括：
根据三体系统两点边值问题解的不唯一性，采用三体系统的两点边值求解算法，结合遗传算法，获得了l2-x点往返转移轨道的最优值。
8.如权利要求7所述的日冕观测的轨道设计方法，其特征在于，还包括：
基于三体系统求解算法，以飞行时间为优化变量，以往返转移的轨道机动δv为优化函数，利用遗传算法，获得最优的飞行时间，以及最小的轨道机动minδv；
l2-x点往返转移轨道的最佳飞行时间是单程56天，往返112天，最小轨道机动为220m/s。
技术总结