具体实施方式

下面详细描述本申请，本申请的实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的部件或具有相同或类似功能的部件。此外，如果已知技术的详细描述对于示出的本申请的特征是不必要的，则将其省略。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本申请，而不能解释为对本申请的限制。

本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语），具有与本申请所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语，应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样被特定定义，否则不会用理想化或过于正式的含义来解释。

本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本申请的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解，当我们称元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，它可以直接连接或耦接到其他元件，或者也可以存在中间元件。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或无线耦接。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的全部或任一单元和全部组合。

首先对本申请涉及的几个名词进行介绍和解释：

发射窗口：允许火箭发射的合适的时间范围。

卫星降交点地方时：卫星从北极向南极飞行过程中，跨越赤道时，星下点对应的地理位置的当地时间。

入轨时刻降交点地方时：根据卫星入轨时刻的状态参数所计算出的理论卫星降交点地方时，也称为星箭分离时刻降交点地方时。

SSO轨道：轨道平面与太阳始终保持相对固定取向的卫星轨道；也可描述为轨道平面进动方向与地球公转方向大致相同，进动角速率等于地球公转平均角速率的人造地球卫星轨道；也可描述为能保证卫星每天以相同方向经过同一纬度的当地上空的轨道。

太阳同步卫星：运行轨道为SSO轨道的人造地球卫星。

J2摄动：由于地球自转造成的椭球扁率引起的摄动影响，即地球引力场一阶效应。

本申请的发明人进行研究发现，在SSO轨道上的卫星以固定的地方时观测地球大气，有较固定的光照条件，对大多数利用太阳能电池作为电源或带有可见光遥感器的长寿命遥感卫星十分有利，同时对获取可用的资料、资料的接收、轨道的计算等都十分方便。目前使用的照相侦察卫星、气象卫星、资源卫星等人造地球卫星多为SSO轨道。

对于目标轨道是SSO轨道的太阳同步卫星而言，卫星相对于太阳的位置几乎不变，通常用卫星过降交点时的当地时间作为太阳同步轨道的一个重要参数，称为降交点地方时。卫星的降交点地方时一旦确定，太阳光与卫星之间的照射关系就基本确定了，这对于太阳同步卫星的设计研发、在轨执行任务等方面意义重大。

下面以具体地实施例对本申请的技术方案以及本申请的技术方案如何解决上述技术问题进行详细说明。

本申请实施例提供了一种运载火箭发射窗口的确定方法，如图1所示，该方法包括：

S101，获取卫星的入轨时刻降交点地方时、入轨时刻降交点地理经度、发射点所用时区地理经度、入轨时刻降交点地方时的允许偏差值以及运载火箭的理论飞行时间和理论飞行时间偏差。

本申请实施例中的入轨时刻降交点地方时及其允许偏差值可根据卫星方的具体要求确定，入轨时刻降交点地方时可称为用户要求降交点地方时，入轨时刻降交点地方时的允许偏差值可称为用户允许偏差范围。

本申请实施例中的入轨时刻降交点地理经度指卫星入轨时刻降交点对应的地理位置的经度。

本申请实施例中的发射点所用时区地理经度指发射点所用时区的标准时间点对应的地理位置的经度；例如，若运载火箭的发射点所用时区为东八区，东八区的标准时间为东经120°（度）处的时间，此时发射点所用时区地理经度为东经120°。

S102，根据入轨时刻降交点地理经度和发射点所用时区地理经度，确定卫星在入轨时刻的降交点和发射点之间的地理时间差。

可选地，该地理时间差可通过如下方式确定：

表达式（1）

表达式（1）中，DT为所要求的地理时间差；L为发射点所用时区地理经度，例如120°；L₀为入轨时刻降交点地理经度；为地球自转角速度，7.292115e-5（7.292115乘以10的负5次方），单位为rad/s（转/秒）；DT为地理时间差，单位s（秒），数值大小代表绝对时间差值。

表达式（1）中各数值的正负可根据时区的划分来设定，例如设定东经的经度数值为正。

S103，根据理论飞行时间和理论飞行时间偏差，确定运载火箭发射和飞行的相对时间范围。

可选地，根据理论飞行时间和理论飞行时间偏差中的第一偏差值，确定相对时间范围的第一边界值；根据理论飞行时间和理论飞行时间偏差中的第二偏差值，确定相对时间范围的第二边界值；第二偏差值大于第一偏差值；根据第一边界值和第二边界值，确定相对时间范围。

可选地，相对时间范围具体为从点火发射到将卫星送入轨道的时间范围。

在一个可选的实施方式中，相对时间范围的第一边界值可通过如下方式确定：

Tfd=Tf0-Tf0d表达式（2）

表达式（2）中，Tfd为相对时间范围的第一边界值，Tf0为理论飞行时间，Tf0d为理论飞行时间偏差中的第一偏差值。

在一个可选的实施方式中，相对时间范围的第二边界值可通过如下方式确定：

Tfu=Tf0+Tf0u表达式（3）

表达式（3）中，Tfu为相对时间范围的第二边界值，Tf0为理论飞行时间，Tf0u为理论飞行时间偏差中的第二偏差值。

S104，根据入轨时刻降交点地方时、地理时间差、相对时间范围和允许偏差值，确定运载火箭的发射窗口。

可选地，根据入轨时刻降交点地方时、地理时间差、允许偏差值和第一边界值，确定运载火箭的第一允许发射时刻；根据入轨时刻降交点地方时、地理时间差、允许偏差值和第二边界值，确定运载火箭的第二允许发射时刻；根据第一允许发射时刻和第二允许发射时刻，确定发射窗口。

在一个可选的实施方式中，运载火箭的第一允许发射时刻可通过如下方式确定：

Twind=Tw0-DT+Tfd-Tw/2表达式（4）

表达式（4）中， Twind为运载火箭的第一允许发射时刻，Tw0为前述所获取的入轨时刻降交点地方时（也即用户要求降交点地方时），Tw为入轨时刻降交点地方时的允许偏差值（也即用户允许偏差范围），其余参数同前述的各表达式。

在一个可选的实施方式中，运载火箭的第二允许发射时刻可通过如下方式确定：

Twinu=Tw0-DT+Tfu+Tw/2表达式（5）

表达式（5）中， Twinu为运载火箭的第二允许发射时刻，Tw0为前述所获取的入轨时刻降交点地方时（也即用户要求降交点地方时），Tw为入轨时刻降交点地方时的允许偏差值（也即用户允许偏差范围），其余参数同前述的各表达式。

Twind、Twinu分别为运载火箭的发射窗口的下限值和上限值，Twind和Twinu之间的时间范围即为运载火箭的发射窗口。

在一个可选的实施方式中，若忽略表达式（2）-（5）中的理论飞行时间偏差和入轨时刻降交点地方时的允许偏差值，可得到一个确定的时刻，作为运载火箭允许的标准发射时刻。

可选地，如图2所示，本申请实施例提供的运载火箭发射窗口的确定方法，还包括如下步骤：

S201，获取卫星的目标轨道参数和J2摄动参数。

可选地，目标轨道参数包括：目标轨道半长轴、目标轨道偏心率和目标轨道倾角。

可选地，J2摄动参数具体为J2摄动常数。

S202，根据目标轨道参数和J2摄动参数，确定运载火箭的发射窗口间隔时间。

可选地，仅考虑J2摄动的影响下，运载火箭的发射窗口间隔时间可通过如下方式确定：

表达式（6）

表达式（6）中，为运载火箭的发射窗口间隔时间；T_we为一个恒星日，86164 s；J₂为J2摄动常数，1.08263e-3；Re为地球赤道半径，6378.14e3 m（米）；为地球引力常数，3.986005e14；i为目标轨道倾角，单位为rad（转）；a为目标轨道半长轴，单位为m；e为目标轨道偏心率。

可选地，在步骤S101以及步骤S201中，获取卫星的入轨时刻降交点地方时、入轨时刻降交点地理经度、发射点所用时区地理经度、入轨时刻降交点地方时的允许偏差值以及运载火箭的理论飞行时间和理论飞行时间偏差，以及获取卫星的目标轨道参数和J2摄动参数，包括：

在同一展示界面中展示入轨时刻降交点地方时、入轨时刻降交点地理经度、发射点所用时区地理经度、允许偏差值、理论飞行时间、理论飞行时间偏差以及目标轨道参数的输入框；响应于针对各输入框的输入操作，获取入轨时刻降交点地方时、入轨时刻降交点地理经度、发射点所用时区地理经度、允许偏差值、理论飞行时间、理论飞行时间偏差以及目标轨道参数；获取预先存储的J2摄动参数。

可选地，本申请实施例中的提供的运载火箭发射窗口的确定方法，还包括：在同一展示界面中展示运载火箭的发射窗口和发射窗口间隔时间中的至少一个数据。

本申请实施例中的发射窗口和发射窗口间隔时间（下称计算结果）的展示界面、以及步骤S101和S201中各参数的输入框的展示界面，可以是同一界面，也可以是不同的界面。

图3示出了在同一界面展示输入参数的输入框以及计算结果的一种界面示意图，用户可在图3所示的运载火箭发射窗口计算输入参数区域和运载火箭发射窗口间隔时间计算输入参数区域中至少一个区域的各输入框中输入所需的各参数的数值，未输入的数据可默认为0，在一个示例中，输入数据后的界面如图4所示。

用户可在图3所示的火箭发射窗口及窗口间隔计算结果（北京时间）区域展示计算出的运载火箭发射窗口和发射窗口间隔时间，在一个示例中，若以图4所示的输入参数为基础进行计算，则得到的运载火箭发射窗口和发射窗口间隔时间的计算结果如图5下方区域所示。

参照图4的示例，在输入各参数后，本申请实施例可通过触发（点击或触摸）椭圆框内开始计算的图标来启动对运载火箭发射窗口和发射窗口间隔的计算，启动后运载火箭发射窗口和发射窗口间隔的计算独立进行，互不影响。

参照图3至图5的示例，本申请实施例的展示界面还可展示标准发射时刻的计算结果，展示界面的开始计算的图标还可用来启动对标准发射时刻的计算。

各输入参数和计算结果的格式、量纲等均可根据实际需求预先设置。

基于同一发明构思，本申请实施例提供的一种运载火箭发射窗口的确定装置，如图6所示，该确定装置600包括：数据获取模块601、第一时间确定模块602、第二时间确定模块603、以及发射窗口确定模块604。

数据获取模块601，用于获取卫星的入轨时刻降交点地方时、入轨时刻降交点地理经度、发射点所用时区地理经度、入轨时刻降交点地方时的允许偏差值以及运载火箭的理论飞行时间和理论飞行时间偏差。

第一时间确定模块602，用于根据入轨时刻降交点地理经度和发射点所用时区地理经度，确定卫星在入轨时刻的降交点和发射点之间的地理时间差。

第二时间确定模块603，用于根据理论飞行时间和理论飞行时间偏差，确定运载火箭发射和飞行的相对时间范围。

发射窗口确定模块604，用于根据入轨时刻降交点地方时、地理时间差、相对时间范围和允许偏差值，确定运载火箭的发射窗口。

可选地，第二时间确定模块603具体用于：根据理论飞行时间和理论飞行时间偏差中的第一偏差值，确定相对时间范围的第一边界值；根据理论飞行时间和理论飞行时间偏差中的第二偏差值，确定相对时间范围的第二边界值；第二偏差值大于第一偏差值；根据第一边界值和第二边界值，确定相对时间范围。

可选地，发射窗口确定模块604具体用于：根据入轨时刻降交点地方时、地理时间差、允许偏差值和第一边界值，确定运载火箭的第一允许发射时刻；根据入轨时刻降交点地方时、地理时间差、允许偏差值和第二边界值，确定运载火箭的第二允许发射时刻；根据第一允许发射时刻和第二允许发射时刻，确定发射窗口。

可选地，数据获取模块601还用于：获取卫星的目标轨道参数和J2摄动参数。

可选地，本申请实施提供的运载火箭发射窗口的确定装置，还包括：窗口间隔确定模块。

窗口间隔确定模块用于：根据目标轨道参数和J2摄动参数，确定运载火箭的发射窗口间隔时间。

可选地，数据获取模块601具体用于：在同一展示界面中展示入轨时刻降交点地方时、入轨时刻降交点地理经度、发射点所用时区地理经度、允许偏差值、理论飞行时间、理论飞行时间偏差以及目标轨道参数的输入框；响应于针对各输入框的输入操作，获取入轨时刻降交点地方时、入轨时刻降交点地理经度、发射点所用时区地理经度、允许偏差值、理论飞行时间、理论飞行时间偏差以及目标轨道参数；获取预先存储的J2摄动参数。

可选地，本申请实施提供的运载火箭发射窗口的确定装置，还包括：展示模块。

展示模块用于：在同一展示界面中展示运载火箭的发射窗口、标准发射时刻和发射窗口间隔时间中的至少一个数据。

本实施例的运载火箭发射窗口的确定装置600可执行本申请实施例提供的运载火箭发射窗口的任一确定方法，其实现原理相类似，本实施例中未详细示出的内容可参照前面所述的方法实施例，此处不再赘述。

基于同一发明构思，本申请实施例提供了一种运载火箭发射窗口的确定设备，该确定设备包括：存储器和处理器，存储器与处理器电连接。

存储器上存储有计算机程序，该计算机程序由处理器执行以实现本申请实施例所提供的任一运载火箭发射窗口的确定方法。

本技术领域技术人员可以理解，本申请实施例提供的运载火箭发射窗口的确定设备可以为所需的目的而专门设计和制造，或者也可以包括通用计算机中的已知设备。这些设备具有存储在其内的计算机程序，这些计算机程序选择性地激活或重构。这样的计算机程序可以被存储在设备（例如，计算机）可读介质中或者存储在适于存储电子指令并分别耦联到总线的任何类型的介质中。

本申请在一个可选实施例中提供了一种运载火箭发射窗口的确定设备，如图7所示，该确定设备700包括：存储器701和处理器702，存储器701和处理器702电连接，如通过总线703连接。

可选的，存储器701用于存储执行本申请方案的应用程序代码，并由处理器702来控制执行。处理器702用于执行存储器701中存储的应用程序代码，以实现本申请实施例提供的运载火箭发射窗口的任一确定方法。

存储器701可以是ROM（Read-Only Memory，只读存储器）或可存储静态信息和指令的其他类型的静态存储设备，可以是RAM（Random Access Memory，随机存取存储器）或者可存储信息和指令的其他类型的动态存储设备，也可以是EEPROM（Electrically ErasableProgrammable Read Only Memory，电可擦可编程只读存储器）、CD-ROM（Compact DiscRead-Only Memory，只读光盘）或其他光盘存储、光碟存储（包括压缩光碟、激光碟、光碟、数字通用光碟、蓝光光碟等）、磁盘存储介质或者其他磁存储设备、或者能够用于携带或存储具有指令或数据结构形式的期望的程序代码并能够由计算机存取的任何其他介质，但不限于此。

处理器702可以是CPU（Central Processing Unit，中央处理器）、通用处理器，DSP（Digital Signal Processor，数据信号处理器）、ASIC（Application SpecificIntegrated Circuit，专用集成电路）、FPGA（Field-Programmable Gate Array，现场可编程门阵列）或者其他可编程逻辑器件、晶体管逻辑器件、硬件部件或者其任意组合。其可以实现或执行结合本申请公开内容所描述的各种示例性的逻辑方框，模块和电路。处理器702也可以是实现计算功能的组合，例如包含一个或多个微处理器组合，DSP和微处理器的组合等。

总线703可包括一通路，在上述组件之间传送信息。总线可以是PCI（PeripheralComponent Interconnect，外设部件互连标准）总线或EISA（Extended Industry StandardArchitecture，扩展工业标准结构）总线。总线可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图7中仅用一条粗线表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。

可选地，运载火箭发射窗口的确定设备700还可以包括收发器704。收发器704可用于信号的接收和发送。收发器704可以允许电子设备700与其他设备进行无线或有线通信以交换数据。需要说明的是，实际应用中收发器704不限于一个。

可选地，运载火箭发射窗口的确定设备700还可以包括输入单元705。输入单元705可用于接收输入的数字、字符、图像和/或声音信息，或者产生与电子设备700的用户设置以及功能控制有关的键信号输入。输入单元705可以包括但不限于触摸屏、物理键盘、功能键（比如音量控制按键、开关按键等）、轨迹球、鼠标、操作杆、拍摄装置、拾音器等中的一种或多种。

可选地，运载火箭发射窗口的确定设备700还可以包括输出单元706。输出单元706可用于输出或展示经过处理器702处理的信息。输出单元706可以包括但不限于显示装置、扬声器、振动装置等中的一种或多种。

虽然图7示出了具有各种装置的运载火箭发射窗口的确定设备700，但是应理解的是，并不要求实施或具备所有示出的装置。可以替代地实施或具备更多或更少的装置。

基于同一的发明构思，本申请实施例提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现本申请实施例所提供的运载火箭发射窗口的任一确定方法。

该计算机可读介质包括但不限于任何类型的盘（包括软盘、硬盘、光盘、CD-ROM、和磁光盘）、ROM、RAM、EPROM（Erasable Programmable Read-Only Memory，可擦写可编程只读存储器）、EEPROM、闪存、磁性卡片或光线卡片。也就是，可读介质包括由设备（例如，计算机）以能够读的形式存储或传输信息的任何介质。

本申请实施例提供了一种计算机可读存储介质适用于上述运载火箭发射窗口的任一确定，在此不再赘述。

应用本申请实施例的技术方案，至少能够实现如下有益效果：

1）本申请实施例将入轨时刻降交点地方时作为火箭发射窗口的约束条件，结合入轨时刻降交点地理经度、发射点所用时区地理经度、入轨时刻降交点地方时的允许偏差值以及运载火箭的理论飞行时间和理论飞行时间偏差，可确定运载火箭的发射窗口，可应用于SSO轨道卫星发射任务，计算方法简单，程序运行速度快，计算结果可靠，同时填补了无法基于降交点地方时约束确定火箭发射窗口的空白。

2）本申请实施例中的入轨时刻降交点地方时及其允许偏差值通常来源于载荷方即卫星方，本申请实施例的计算方法可将载荷方的具体要求与运载火箭的设计参数相结合，将载荷方的要求转换为具体参数。

3）本申请实施例在计算发射窗口的基础上，还可在仅考虑J2摄动的前提下，根据较少的目标轨道参数迅速求解出满足精度要求的发射窗口间隔时间，便于卫星方进行发射窗口的选择，卫星方在错过当前发射窗口时，可根据自身需求基于发射窗口间隔时间选择其它发射窗口来发射，极大地提高了发射时机的可选择性以及本申请实施例的计算程序的实用性；同时，算法简单。

4）本申请实施例的技术方案经实际发射任务的验证，证实计算过程可靠、依赖条件少、计算结果准确可信，在实际任务中计算耗时的统计结果均≤1s。

本技术领域技术人员可以理解，本申请中已经讨论过的各种操作、方法、流程中的步骤、措施、方案可以被交替、更改、组合或删除。进一步地，具有本申请中已经讨论过的各种操作、方法、流程中的其他步骤、措施、方案也可以被交替、更改、重排、分解、组合或删除。进一步地，现有技术中的具有与本申请中公开的各种操作、方法、流程中的步骤、措施、方案也可以被交替、更改、重排、分解、组合或删除。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

应该理解的是，虽然附图的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，其可以以其他的顺序执行。而且，附图的流程图中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，其执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其他步骤或者其他步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。

以上所述仅是本申请的部分实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本申请的保护范围。