CN102681547A - 用于igso星下点轨迹交点经度维持控制的方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种用于IGSO星下点轨迹交点经度维持控制的方法，通过设计IGSO卫星偏置参数，使IGSO卫星的星下点轨迹满足极限环控制要求，只需要在一个控制边界进行维持控制就能够保证IGSO星下点轨迹交点经度维持在要求的控制范围内，从而延长IGSO星下点轨迹交点经度的控制时间间隔。

Description

用于IGSO星下点轨迹交点经度维持控制的方法

技术领域

本发明涉及一种航天器轨道的设计方法，具体涉及一种用于IGSO星下点轨迹交点经度维持控制的方法。

背景技术

倾斜地球同步轨道IGSO卫星的卫星轨道为一类特殊的地球同步圆轨道，其轨道高度跟地球静止轨道GEO卫星相同，其轨道周期与地球自转周期相同。与GEO卫星不同的是，IGSO卫星的轨道倾角i≠0。由于IGSO卫星每天在地面上空重复同一轨迹运动，并且能对高纬度地区进行覆盖，因此，近年来，IGSO卫星已开始应用于通信、导航等星座系统，如我国的“北斗二号”区域导航星座和日本的准天顶卫星系统QZSS。

IGSO卫星的星下点轨迹是交点在赤道上、呈对称“8”字形的封闭曲线。由于IGSO卫星的交点位置在各种轨道摄动因素和入轨偏差的共同影响下，其交点位置会在赤道上发生漂移，为了保证IGSO卫星对某一固定区域的信号覆盖，需要将IGSO卫星的星下点轨迹维持在一定经度范围内，因此，现有技术中需要一种对IGSO卫星的星下点轨迹的交点经度进行有效的维持控制的方法。

发明内容

针对传统控制方法在控制窗口两边界都进行控制，控制操作较频繁的缺点，本发明提供一种用于IGSO星下点轨迹交点经度维持控制的方法，通过设计偏置参数，使IGSO卫星的星下点轨迹可以满足极限环控制要求，只需要在控制窗口的一个边界进行控制，从而延长了IGSO星下点轨迹交点经度的控制时间间隔。

本发明所采用的技术方案如下：

本发明提供一种用于IGSO星下点轨迹交点经度维持控制的方法，该方法包括以下步骤：

S1，根据IGSO星下点轨迹交点经度的精度控制需求，设置IGSO星下点轨迹交点经度标称位置值及允许漂移量±Δλ；

S2，根据所述标称位置值

及所述允许漂移量±Δλ计算出IGSO星下点轨迹初始交点经度值λ₀，控制允许范围另一边界交点经度值λ_m和相对于地球同步卫星轨道理想半长轴值a_s的轨道半长轴偏置量Δa；

S3，在当前控制周期内，当地球同步卫星轨道实际半长轴a满足条件a＝a₀＝a_s+Δa时，此时，IGSO星下点轨迹交点经度从初始位置漂移到控制允许范围的另一边界位置时，会自动漂移回到所述初始位置；其中，所述初始位置为IGSO星下点轨迹初始交点经度值λ₀处的位置，所述控制允许范围的另一边界位置为IGSO星下点轨迹交点经度值λ_m处的位置；

S4，当所述IGSO星下点轨迹交点经度自动漂移回到所述初始位置时，此时，得到新的地球同步卫星轨道实际半长轴；通过向地球同步卫星施加控制量而调整所述新的地球同步卫星轨道实际半长轴，使调整后的地球同步卫星轨道实际半长轴与S3中的所述地球同步卫星轨道实际半长轴相同，则IGSO星下点轨迹交点经度重复S3中的漂移过程。

优选的，S2中，轨道半长轴偏置量Δa通过下述方法计算得到：

当IGSO星下点轨迹交点经度控制范围

或者IGSO星下点轨迹交点经度控制范围

时：

${\mathrm{\λ}}_0=\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}+\mathrm{\Δ\λ};$

${\mathrm{\λ}}_m=\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}-\mathrm{\Δ\λ};$

$\mathrm{\Δa}=\frac{{2a}_s}{{3n}_s}[\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}+\stackrel{\·}{u}+\sqrt{2K\sin \left(2\mathrm{\Δ\λ}\right)\sin 2(\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}-{\mathrm{\λ}}_{22})}]$

当IGSO星下点轨迹交点经度控制范围

或者IGSO星下点轨迹交点经度控制范围

时：

${\mathrm{\λ}}_0=\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}-\mathrm{\Δ\λ};$

${\mathrm{\λ}}_m=\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}+\mathrm{\Δ\λ};$

$\mathrm{\Δa}=\frac{{2a}_s}{{3n}_s}[\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}+\stackrel{\·}{u}-\sqrt{-2K\sin \left(2\mathrm{\Δ\λ}\right)\sin 2(\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}-{\mathrm{\λ}}_{22})}]$

其中， $K=-\frac{9J_{22}{n}_s^2}{2}{\left(\frac{a_e}{a_s}\right)}^2{(1+\cos i)}^2,$ $\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}=-\frac{3n_s{J}_2{a}_e^2}{{2a}_s^2}\cos i,$ $\stackrel{\·}{u}=\frac{3n_s{J}_2{a}_e^2}{{2a}_s^2}{\cos }^{2}i,$ a_s为地球同步卫星轨道理想半长轴，n_s为地球同步卫星轨道角速率，a_e为地球半径，i为IGSO卫星轨道倾角；J₂为地球非球形摄动的二阶带谐项系数J₂＝1.0826×10^-3，J₂₂为地球非球形摄动的二阶田谐项系数J₂₂＝-1.802×10^-6，λ₂₂为J₂₂对应赤道椭圆的对称轴的经度λ₂₂＝-14.9°。

本发明的有益效果如下：本发明通过设计IGSO卫星偏置参数，使IGSO卫星的星下点轨迹满足极限环控制要求，只需要在一个控制边界进行维持控制就能够保证IGSO星下点轨迹交点经度维持在要求的控制范围内，从而延长IGSO星下点轨迹交点经度的控制时间间隔。

附图说明

图1为本发明提供的用于IGSO星下点轨迹交点经度维持控制方法的原理图；

图2为本发明提供的用于IGSO星下点轨迹交点经度维持控制方法的星下点轨迹变化图；

图3为本发明提供的用于IGSO星下点轨迹交点经度维持控制方法的星下点轨迹交点经度随时间变化漂移图；

图4为本发明提供的用于IGSO星下点轨迹交点经度维持控制方法的实际轨道半长轴随时间变化漂移图。

具体实施方式

本发明提供一种用于IGSO星下点轨迹交点经度维持控制的方法，该方法包括以下步骤：

S1，根据IGSO星下点轨迹交点经度的精度控制需求，设置IGSO星下点轨迹交点经度标称位置值及允许漂移量±Δλ；

S2，根据所述标称位置值

及所述允许漂移量±Δλ计算出IGSO星下点轨迹初始交点经度值λ₀，控制允许范围另一边界交点经度值λ_m和相对于地球同步卫星轨道理想半长轴值a_s的轨道半长轴偏置量Δa；

其中，轨道半长轴偏置量Δa通过下述方法计算得到：

当IGSO星下点轨迹交点经度控制范围

或者IGSO星下点轨迹交点经度控制范围

时：

${\mathrm{\λ}}_0=\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}+\mathrm{\Δ\λ};$

${\mathrm{\λ}}_m=\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}-\mathrm{\Δ\λ};$

$\mathrm{\Δa}=\frac{{2a}_s}{{3n}_s}[\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}+\stackrel{\·}{u}+\sqrt{2K\sin \left(2\mathrm{\Δ\λ}\right)\sin 2(\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}-{\mathrm{\λ}}_{22})}]$

当IGSO星下点轨迹交点经度控制范围

或者IGSO星下点轨迹交点经度控制范围

时：

${\mathrm{\λ}}_0=\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}-\mathrm{\Δ\λ};$

${\mathrm{\λ}}_m=\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}+\mathrm{\Δ\λ};$

$\mathrm{\Δa}=\frac{{2a}_s}{{3n}_s}[\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}+\stackrel{\·}{u}-\sqrt{-2K\sin \left(2\mathrm{\Δ\λ}\right)\sin 2(\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}-{\mathrm{\λ}}_{22})}]$

其中， $K=-\frac{9J_{22}{n}_s^2}{2}{\left(\frac{a_e}{a_s}\right)}^2{(1+\cos i)}^2,$ $\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}=-\frac{3n_s{J}_2{a}_e^2}{{2a}_s^2}\cos i,$ $\stackrel{\·}{u}=\frac{3n_s{J}_2{a}_e^2}{{2a}_s^2}{\cos }^{2}i,$ a_s为地球同步卫星轨道理想半长轴，为42164.2km，n_s为地球同步卫星轨道角速率，为6.3rad/day，a_e为地球半径，为6378.137km，i为IGSO卫星轨道倾角；J₂为地球非球形摄动的二阶带谐项系数J₂＝1.0826×10^-3，J₂₂为地球非球形摄动的二阶田谐项系数J₂₂＝-1.802×10^-6，λ₂₂为J₂₂对应赤道椭圆的对称轴的经度λ₂₂＝-14.9°。

S3，在当前控制周期内，当地球同步卫星轨道实际半长轴a满足条件a＝a₀＝a_s+Δa时，此时，IGSO星下点轨迹交点经度从初始位置漂移到控制允许范围的另一边界位置时，会自动漂移回到所述初始位置；其中，所述初始位置为IGSO星下点轨迹初始交点经度值λ₀处的位置，所述控制允许范围的另一边界位置为IGSO星下点轨迹交点经度值λ_m处的位置；

S4，当所述IGSO星下点轨迹交点经度自动漂移回到所述初始位置时，此时，得到新的地球同步卫星轨道实际半长轴；通过向地球同步卫星施加控制量而调整所述新的地球同步卫星轨道实际半长轴，使调整后的地球同步卫星轨道实际半长轴与S3中的地球同步卫星轨道实际半长轴相同，则IGSO星下点轨迹交点经度重复S3中的漂移过程。

如图1所示，本发明以地球非球形摄动对IGSO星下点轨迹交点经度的影响为基础，通过IGSO星下点轨迹交点经度标称位置

及允许漂移量±Δλ设计偏置参数，即：IGSO星下点轨迹初始交点经度λ₀，控制允许范围另一边界交点经度值λ_m和IGSO卫星轨道相对于地球同步轨道半长轴a_s的半长轴偏置量Δa，从而使IGSO卫星星下点轨迹的初始交点经度处于控制允许范围的边界，且在一个控制周期内，IGSO星下点轨迹交点经度从初始位置漂移到控制允许范围的另一边界，然后自动漂移回到初始位置。而当IGSO星下点轨迹交点经度经过一个控制周期回到初始位置时，调整IGSO轨道参数使其满足半长轴偏置量Δa，又能使IGSO星下点轨迹交点经度进入下一个控制周期。图1中，初始位置为“0”位置，控制允许范围的另一边界为“2”位置，因此，IGSO星下点轨迹从“0”位置漂移到“2”位置后，又自动漂移回到“0”位置。通过调整IGSO轨道参数使其满足半长轴偏置量Δa，则IGSO星下点轨迹重复上述漂移过程。

另外，由于IGSO卫星在绕地球运动的过程中，其地球同步卫星轨道实际半长轴在轨道摄动的影响下是实时发生变化的，所以，在IGSO星下点轨迹交点经度从初始位置漂移到控制允许范围的另一边界位置，然后又自动漂移回到所述初始位置的整个过程中，地球同步卫星轨道实际半长轴实时发生变化。因此，在经过一个控制周期IGSO星下点轨迹交点经度回到初始位置时，其地球同步卫星轨道实际半长轴不同于原来在初始位置时的地球同步卫星轨道实际半长轴a，也就是得到了一个新的地球同步卫星轨道实际半长轴。

下面列举一个具体的实施例：

如图2、图3和图4所示，以标称地理经度、地理经度控制半带宽Δλ＝2.5°、倾角为i＝55°的IGSO卫星为例进行详细说明。

第一步，根据IGSO星下点轨迹交点经度控制范围设置IGSO星下点轨迹交点经度控制每个控制周期的起点和控制允许范围另一边界。

此时，IGSO星下点轨迹交点经度的控制范围为

第二步：根据IGSO星下点轨迹交点经度控制的控制周期起点和控制允许范围另一边界决定IGSO卫星的半长轴偏置量。

由于λ₀＝115.5°，λ_m＝120.5°

$\mathrm{\Δa}=\frac{{2a}_s}{{3n}_s}[\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}+\stackrel{\·}{u}-\sqrt{-2K\sin \left(2\mathrm{\Δ\λ}\right)\sin 2(\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}-{\mathrm{\λ}}_{22})}]=-8.21\mathrm{km}$

对于初始条件为交点经度115.5°、半长轴偏置为-8.21km、倾角为55°的IGSO卫星，在一个控制周期内，IGSO星下点轨迹交点经度从初始位置115.5°开始，漂移到控制允许范围的另一边界120.5°，然后自动漂移回到初始位置115.5°。在此过程中，IGSO轨道实际半长轴从42156km开始变化，当自动漂移回到初始位置时，IGSO轨道实际半长轴变为42172km。此时，对IGSO卫星施加控制，使其实际半长轴再次满足偏置为-8.21km，即实际半长轴为42156km的条件，又能使IGSO星下点轨迹交点经度进入下一个控制周期。

因此，本发明通过设计IGSO卫星偏置参数，使IGSO卫星的星下点轨迹满足极限环控制要求，只需要在一个控制边界进行维持控制就能够保证IGSO星下点轨迹交点经度维持在要求的控制范围内，从而延长IGSO星下点轨迹交点经度的控制时间间隔。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。

Claims (2)

1.一种用于IGSO星下点轨迹交点经度维持控制的方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：

S1，根据IGSO星下点轨迹交点经度的精度控制需求，设置IGSO星下点轨迹交点经度标称位置值

及允许漂移量±Δλ；

S2，根据所述标称位置值

及所述允许漂移量±Δλ计算出IGSO星下点轨迹初始交点经度值λ₀，控制允许范围另一边界交点经度值λ_m和相对于地球同步卫星轨道理想半长轴值a_s的轨道半长轴偏置量Δa；

S3，在当前控制周期内，当地球同步卫星轨道实际半长轴a满足条件a＝a₀＝a_s+Δa时，此时，IGSO星下点轨迹交点经度从初始位置漂移到控制允许范围的另一边界位置时，会自动漂移回到所述初始位置；其中，所述初始位置为IGSO星下点轨迹初始交点经度值λ₀处的位置，所述控制允许范围的另一边界位置为IGSO星下点轨迹交点经度值λ_m处的位置；

S4，当所述IGSO星下点轨迹交点经度自动漂移回到所述初始位置时，此时，得到新的地球同步卫星轨道实际半长轴；通过向地球同步卫星施加控制量而调整所述新的地球同步卫星轨道实际半长轴，使调整后的地球同步卫星轨道实际半长轴与S3中的所述地球同步卫星轨道实际半长轴相同，则IGSO星下点轨迹交点经度重复S3中的漂移过程。

2.根据权利要求1所述的用于IGSO星下点轨迹交点经度维持控制的方法，其特征在于，S2中，轨道半长轴偏置量Δa通过下述方法计算得到：

当IGSO星下点轨迹交点经度控制范围

或者IGSO星下点轨迹交点经度控制范围

时：

${\mathrm{\λ}}_0=\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}+\mathrm{\Δ\λ};$

${\mathrm{\λ}}_m=\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}-\mathrm{\Δ\λ};$

$\mathrm{\Δa}=\frac{{2a}_s}{{3n}_s}[\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}+\stackrel{\·}{u}+\sqrt{2K\sin \left(2\mathrm{\Δ\λ}\right)\sin 2(\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}-{\mathrm{\λ}}_{22})}]$

当IGSO星下点轨迹交点经度控制范围

或者IGSO星下点轨迹交点经度控制范围

时：

${\mathrm{\λ}}_0=\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}-\mathrm{\Δ\λ};$

${\mathrm{\λ}}_m=\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}+\mathrm{\Δ\λ};$

$\mathrm{\Δa}=\frac{{2a}_s}{{3n}_s}[\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}+\stackrel{\·}{u}-\sqrt{-2K\sin \left(2\mathrm{\Δ\λ}\right)\sin 2(\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}-{\mathrm{\λ}}_{22})}]$

其中， $K=-\frac{9J_{22}{n}_s^2}{2}{\left(\frac{a_e}{a_s}\right)}^2{(1+\cos i)}^2,$ $\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}=-\frac{3n_s{J}_2{a}_e^2}{{2a}_s^2}\cos i,$ $\stackrel{\·}{u}=\frac{3n_s{J}_2{a}_e^2}{{2a}_s^2}{\cos }^{2}i,$ a_s为地球同步卫星轨道理想半长轴，n_s为地球同步卫星轨道角速率，a_s为地球半径，i为IGSO卫星轨道倾角；J₂为地球非球形摄动的二阶带谐项系数J₂＝1.0826×10^-3，J₂₂为地球非球形摄动的二阶田谐项系数J₂₂＝-1.802×10^-6，λ₂₂为J₂₂对应赤道椭圆的对称轴的经度λ₂₂＝-14.9°。

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