CN103678814A - 临界倾角近圆轨道的偏心率预偏置设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种临界倾角近圆轨道的偏心率预偏置设计方法，属于卫星轨道技术领域。本方法首先将偏心率、近地点幅角、平近点角、升交点赤经、轨道半长轴和轨道倾角六个参数的平根数转换为瞬根数，然后将瞬根数带入STK卫星仿真软件中进行轨道计算，得到寿命期末时六个参数的瞬根数，再将瞬根数转换为平根数，最后将偏心率的平根数预偏置量设计为寿命期末时偏心率平根数的一半，近地点幅角的平根数设计为180°。本发明可以将寿命期末的偏心率减少一半，以克服临界倾角近圆轨道偏心率逐渐变大的不足。

Description

临界倾角近圆轨道的偏心率预偏置设计方法

技术领域

本发明涉及卫星轨道技术领域，具体涉及一种临界倾角近圆轨道的偏心率预偏置设计方法。

背景技术

卫星在轨飞行期间，地球非球型摄动会带来轨道的长期项变化；在卫星寿命期内，为避免轨道根数超出阈值，需要施加必要的控制予以抑制。常用的控制策略包括：1)根据根数的实时测量值进行多次控制，对于寿命比较长或轨道稳定性要求比较高的任务可以采用这种策略；2)针对某根数进行预偏置设计而在整个寿命期间不再进行调整，对于寿命不太长或允许变化范围较大的任务可以采用这种策略。

对于第2种策略，常应用于太阳同步轨道抑制降交点地方时漂移而采取倾角预偏置[参见：杨维廉.太阳同步回归轨道的长期演变与控制,航天器工程,2008年3月,17(2):26-30]。半长轴用以调整星下点轨迹或相位，一般不进行预偏置设计。而对于非临界倾角轨道，偏心率会以冻结偏心率为中心进行往复变化(以645km高度太阳同步轨道为例，往复周期约为100天)，一般不进行预偏置设计。以往发射的临界倾角轨道以大椭圆轨道为主，例如前苏联Molniya轨道偏心率达到0.5以上，且保持不变，无须进行预偏置设计；而以往发射的临界倾角近圆轨道均以返回式卫星为主，其在轨寿命较短，也不进行预偏置设计。

在非球型摄动下，临界倾角大椭圆轨道可以保持偏心率和近地点幅角不变；而对于临界倾角近圆轨道，非球型摄动将造成偏心率缓慢增加，甚至超出近圆轨道所容忍的范围。考察高度为1100km、倾角为63.4°轨道的偏心率和近地点幅角(或偏心率矢量)的长期演化规律，如图1所示。偏心率矢量(e_x，e_y)将在100年内完成长周期变化；且在(0，0)附近偏心率矢量的变化接近线性。偏心率矢量定义如下：e_x=e·cosω，e_y=e·sinω，其中，e为偏心率，ω为近地点幅角。

以高度为1100km、倾角为63.4°圆轨道为初始轨道，在卫星寿命期3年内偏心率由0变化为0.0113326，且偏心率变化以近似线性方式增加，如图2所示。但地球遥感或侦察任务不希望卫星在飞行一圈内轨道高度变化过大，且偏心率越小越好。

发明内容

本发明为了克服临界倾角近圆轨道偏心率逐渐变大的不足，提供了一种临界倾角近圆轨道的偏心率预偏置设计方法，本发明方法可减小寿命期内的偏心率。

本发明的临界倾角近圆轨道的偏心率预偏置设计方法，包括如下步骤：

步骤1：将偏心率、近地点幅角、平近点角、升交点赤经、轨道半长轴和轨道倾角六个参数的平根数转换为瞬根数；偏心率的平根数取为0，近地点幅角的平根数取为0°，平近点角的平根数取为0°，升交点赤经取为任意值，轨道倾角的平根数为63.4°；

步骤2：把六个参数的瞬根数带入STK卫星仿真软件中进行轨道计算，得到寿命期末时六个参数的瞬根数；

步骤3：将寿命期末时六个参数的瞬根数转换为平根数，得到偏心率的平根数e_f；

步骤4：将偏心率的平根数预偏置量设计为e_f/2，近地点幅角的平根数设计为180°。

本发明与现有技术相比，本发明通过预偏置偏心率和近地点幅角，可以将寿命期末的偏心率减少一半，以克服临界倾角近圆轨道偏心率逐渐变大的不足。

附图说明

图1为偏心率矢量的长期演化曲线图；

图2为预偏置前偏心率的长期演化曲线示意图；

图3为本发明的偏心率预偏置设计方法的流程图；

图4为预偏置后偏心率的长期演化曲线示意图。

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

以3年寿命期、高度为1100km的临界倾角轨道为例，结合图3来说明本发明的偏心率预偏置设计方法。

步骤1：将偏心率、近地点幅角、平近点角、升交点赤经、轨道半长轴和轨道倾角的平根数转换为瞬根数。

初始六个参数的平根数设置为：偏心率取为0，近地点幅角取为0°，平近点角的平根数取为0°，升交点赤经取为任意值，半长轴取为7471.004km，轨道倾角取为63.4°，即为临界倾角（Critical Inclination）。将六个参数的平根数代入由平根到瞬根的转换公式，得到六个参数的瞬根数，本发明实施例得到：瞬半长轴为7478.074km，瞬偏心率为0.00055262，瞬倾角为63.4236°，瞬近地点幅角为0°，瞬平近点角为0°，瞬升交点赤经为任意值。

步骤2：把转换所得到的六个参数的瞬根数带入STK软件进行轨道计算，得到寿命期末六个参数的瞬根数。

在STK卫星仿真软件中的具体操作是：将轨道预报法“Propagator”取为“LOP”，开始时间“Start Time”取为任意，轨道历元时刻“Orbit Epoch”与“Start Time”相同，结束时间“Stop Time”为“Start Time”加上卫星寿命期，参数“Cood Type”取为“Classical”，参数“Cood System”取为“TEMEOfDate”。LOP表示长期轨道预报，Classical表示经典型轨道根数(包括半长轴、偏心率、倾角、近地点幅角、平近点角和升交点赤经)，TEMEOfDate表示真赤道平春分点惯性坐标系。Cood Type表示所选取的参数类型，Cood System表示所选取的坐标系类型。

本发明实施例中得到寿命期末六个参数的瞬根数为：瞬半长轴为7469.759km，瞬偏心率为0.011805，瞬倾角为63.386°，瞬近地点幅角为1.516°，瞬平近点角为127.149°，瞬升交点赤经为任意值。

步骤3：将计算得到的寿命期末时六个参数的瞬根数，代入瞬根到平根的转换公式，得到六个参数的平根数。本发明中需要获取寿命期末时偏心率的平根数e_f。

本发明实施例中获得寿命期末偏心率的平根数e_f为0.0113326。

步骤4：根据步骤3得到的寿命期末偏心率设计偏心率预偏置量。

本发明实施例中，将偏心率的平根数预偏置量设计为0.005666，近地点幅角的平根数设计为180°。

本发明实施例中，利用本发明偏心率预偏置设计方法进行偏心率预偏置量设置后的作用下，高度为1100km临界倾角轨道在3年寿命期内的偏心率变化如图3所示；从图3中可以看出，寿命期内，偏心率的最大值不超过0.005666，克服了临界倾角近圆轨道偏心率逐渐变大的不足。

Claims (2)

1.一种临界倾角近圆轨道的偏心率预偏置设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1：将偏心率、近地点幅角、平近点角、升交点赤经、轨道半长轴和轨道倾角六个参数的平根数转换为瞬根数；偏心率的平根数取为0，近地点幅角的平根数取为0°，平近点角的平根数取为0°，升交点赤经取为任意值，轨道倾角的平根数为63.4°；

步骤2：把六个参数的瞬根数带入STK卫星仿真软件中进行轨道计算，得到寿命期末时六个参数的瞬根数；

步骤3：将寿命期末时六个参数的瞬根数转换为平根数，得到偏心率的平根数e_f；

步骤4：将偏心率的平根数预偏置量设计为e_f/2，近地点幅角的平根数设计为180°。

2.根据权利要求1所述的一种临界倾角近圆轨道的偏心率预偏置设计方法，其特征在于，所述的步骤2中，在STK卫星仿真软件中的具体操作是：将轨道预报法“Propagator”取为“LOP”，开始时间“Start Time”取为任意，轨道历元时刻“Orbit Epoch”与“Start Time”相同，结束时间“Stop Time”为“Start Time”加上卫星寿命期，参数类型“Cood Type”取为“Classical”，坐标系类型“Cood System”取为“TEMEOfDate”；LOP表示长期轨道预报，Classical表示经典型轨道根数，TEMEOfDate表示真赤道平春分点惯性坐标系。

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