1、道国ICS 49.020 V 71 中华人民共和国国家标准GB/T 29078-2012 航天器发射窗口设计指南2013回07-01实施Design guidelines for spacecraft launch window 2012回12-31发布发布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飞Jl夕阳附则俨出a.钮倒中华人民共和国国家标准航天器发射胃口设计指南GB/T 29078-2012 峰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(10004日网址总编室，(010)64275323发行中心，(010)51780
2、235读者服务部，(010)68523946中国标准出版社秦皇岛印刷厂印刷各地新华书店经销 开本880X 1230 1/16 印张0.5字数11千字2013年5月第一版2013年5月第一次印刷* 书号，155066. 1-46653定价14.00元如有印装差错由本社发行中心调换版权专有侵权必究举报电话:(010)68510107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z中国空间技术研究院总体部。本标准主要起草人z向开恒、张云彤、杨维廉。GB/T 29078-2
3、012 I GB/T 29078-2012 引=同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拔掘，同时也可以为航天器总体和分系统设计提供可信的参数。E . . GB/T 29078-2012
4、 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2. 1 2.2 2.3 2.4 2.5 2.6 2. 7 2.8 下列术语和定义适用于本文件。发射窗口launch window 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orbital m棚euver将航天器从某一轨道转移到另一预定轨道的轨道控制。姿态机动aUitude皿皿ellver将航天器)某一姿态调整到另一预定姿态的姿态控制。地影时间ecliptic time 航天器在地琼阴影中运行的
5、时间。星下点su卜回teJlitepoint 航天器与地心连线在地球参考椭球面上的交点。升交点ascending )l()de 航天器由南向北穿过赤道平面的交点。太阳高度角sun elevation 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。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人轨参数，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。1 GB/T 29078-2012 4 发射窗口设计方法4.
6、 1 发射窗口限制条件分桥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za) 太阳照射地面目标的光照条件的要求zb) 航天器太用电池阵正常供电对太阳光照射航天器的方向的要求50 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ze) 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50 航天器处于地球阴影内时间长短的限制sg) 航天器进、出地影时所处的轨道位置的要求zu 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自j) 航天器空间交会对接的要求pk) 航天器
7、空间组网的要求:1) 深空探测器捕获目标轨道的相关要求zm)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 摄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. 24. 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za) 轨道机动引起的轨道参数变化zb) 姿态机动引起的姿态变化;c) 轨道误
8、差zd) 姿态误差5e) 运行期间太阳及月球位置的变化Ff) 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
9、采用经过2 . . 哇 GB/T 29078-2012 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 = sin8ssin8 + cos8scos8cos(as一. . . ( 1 ) 式中zE 太阳高度角，单位为弧度(rad); A一一太阳赤纬，单位为弧度(ra;S一一航天器赤纬，单位为弧度(rad); as一一太阳赤经，单位为弧度(rad); 一一航天器赤经，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。式中zos8=!ls (r一)Jr一|
10、8 -一一航天器与太用对地面站的张角，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一-一从地心到航天器的矢量，单位为千米(km);户一一从地心到地面站的矢量，单位为千米(km)。当0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 ( 2 ) 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。-a.-N+2nt=U - -,: I -.-TL . . . . . . ( 3 ) e
11、 -l 式中zt -一从参考时刻to起算的发射时间，单位为秒(s); 。参考时刻(to)的轨道升交点赤经，单位为弧度(rad);a一一-参考时刻(to)的格林威治赤经，单位为弧度(rad); N一一一人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;e一一地球自转速率，7.2921158X lO-5 rad/s; O一升交点赤经变化率，rad/s;TL 发射段飞行时间，单位为秒(s)。人轨点在升轨段时，见公式(4)。N =-arcsin(tan/tani). . . . . ( 4 ) 人轨点在降轨段时，见公式(5)。N =+ a
12、rcsin( tan/ tani)一. . . . . ( 5 ) 式中z 人轨点经度，单位为弧度。ad); 人轨点地心纬度，单位为弧度。ad);t 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NFON|hoNH阁。GB/T 29078-2012 对漂移与相位调整量存在关系，见公式(6)。Ml=-J2(向zELAU飞aJ(1-e丁唱，式中zMl一升交点赤经的相对漂移量，单位为弧度(rad);12一一地球引力势的二阶带谐系数，其值为1.0
13、82 63 X 10-3 ; Re一一地球赤道半径，单位为千米(km); 一一目标轨道半长轴，单位为千米(km);一一目标轨道偏心率z一一轨道倾角，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。( 6 ) a ,Lb , 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。在人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4.2.70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
14、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天体运行周期及相位的关系，选定工程上可行的发射时间段。在此基础上再根据初始轨道平面捕获以及航天器的其他工程约束条件进行具体发射窗口分析计算。4.2.8 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。4.2.9 发射窗口设计文件编写在航天器的各个研制阶段，应提供发射窗口分析计算技术报告。技术报告包括限制条件的分析，计算公式和计算结果，计算结果应给出可发射日期中可发射(火箭起飞的开始和结束时间。必要时，应给出相应参数。5 版权专有侵权必究* 书号:155066 1-46653 定价:14.00元打印日期:2013年5月17日F002A
