CN106275511B - 用于混合燃料系统的有效位置保持设计 - Google Patents

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CN106275511B CN201610517480.8A CN201610517480A CN106275511B CN 106275511 B CN106275511 B CN 106275511B CN 201610517480 A CN201610517480 A CN 201610517480A CN 106275511 B CN106275511 B CN 106275511B
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Abstract

本申请公开用于混合燃料系统的有效位置保持设计。用于在卫星中位置保持的装置和方法。卫星包括安装在天顶侧面上的北电推进器和南电推进器。轨道控制器选择贴近升交点的北电推进器的燃烧持续时长，其不同于贴近降交点的南电推进器的燃烧持续时长。轨道控制器经配置选择关于升交点的北电推进器的燃烧的偏移，其不同于关于降交点的南电推进器的燃烧的偏移。

Description

用于混合燃料系统的有效位置保持设计
技术领域
本公开涉及卫星领域，并且更具体地涉及用于卫星的位置保持。
背景技术
对地同步卫星是绕地球运行并跟随地球旋转方向的卫星。对地同步卫星围绕地球一周耗费约24小时，这与地球绕其轴旋转一次所耗费的时间量相同。这些类型的卫星认为是对地同步的，因为从在地球上的特定位置观察时它们显得是静止的，并且经常用作通信卫星。
对地同步卫星具有在地球赤道上的指定轨道，所以它们不彼此冲突或干涉彼此的通信。对地同步卫星以距离地球中心约42,164千米的半径为轨道。由于地球的引力，在该半径的卫星绕地球运行一周约24小时(恒星日)。卫星轨道可受到扰动(perturbation)(诸如来自太阳和月亮的引力，地球的非圆形形状，太阳辐射压力等)的影响。为了消除扰动并保持卫星在其指定轨道中，在卫星上的推进系统执行主动活动，其称为“位置保持”活动(stationkeeping maneuver)。在从地球上的位置观测时，卫星的位置维持在具有预定尺寸的指定轨道站或“盒子(box)”内。位置保持涉及控制卫星经度、其轨道的偏心率和其轨道平面与地球赤道平面的倾角。
位置保持的示例描述在2000年1月18日授权的美国专利No.6,015,116中。在116中描述的推进系统使用对角布置在卫星后(天顶)侧面的四个推进器。推进器的一对具有定向为通过卫星质心的推力线，而另一对推进器具有被来自质心的动量臂隔开的推进力。位置保持的另一个示例描述在2011年4月5日授权的美国专利No.7,918,420中。这两项专利以参考方式全部并入本文。
识别有效及燃料消耗低的新的改进的位置保持活动是需要的。
发明内容
在此描述的实施例提供用于卫星的位置保持活动。在此讨论的卫星包括卫星平台，所述卫星平台具有面向地球的天底侧面和与天底侧面相反的天顶侧面。北电推进器朝向天顶侧面的北区域安装并且向下取向以产生通过卫星质心的推力。南电推进器朝向天顶侧面的南区域安装并且向上取向以产生通过卫星质心的推力。轨道控制器控制用于卫星的位置保持活动。轨道控制器经配置选择贴近升交点的北电推进器的燃烧持续时长，其不同于贴近降交点的南电推进器的燃烧持续时长。燃烧持续时长之间的差异创造基本上沿地心坐标系x-轴的偏心率变化。轨道控制器经配置选择关于升交点的北电推进器的燃烧的偏移，其不同于关于降交点的南电推进器的燃烧的偏移。燃烧偏移之间的差异创造基本上沿地心坐标系y-轴的偏心率变化。由于在升和降交点处燃烧的差异，目标偏心率变化(Δe)可由这些活动产生。目标Δe因此可用于补偿由太阳辐射压力和其它扰动引起的偏心率。
在一个实施例中，卫星包括安装在卫星平台的东侧面上以产生通过卫星质心的推力的东化学推进器，和安装在卫星平台的西侧面上以产生通过卫星质心的推力的西化学推进器。
在另一实施例中，轨道控制器经配置控制在贴近升交点处西化学推进器中的一个的燃烧或东化学推进器的燃烧，并控制在贴近降交点处西化学推进器中的另一个的燃烧或东化学推进器的燃烧。化学推进器的燃烧创造附加Δe分量。
在另一实施例中，用于电推进器的燃烧持续时长的差异和电推进器的燃烧的偏移的差异产生卫星的净径向速度变化，其中由于电推进器的燃烧，净径向速度变化产生针对卫星的轨道的Δ-偏心率分量。轨道控制器经配置控制在沿卫星轨道的第一位置东化学推进器或西化学推进器中的一个化学推进器的燃烧，这产生卫星的第一切向速度变化，其中由于所述一个化学推进器的燃烧，第一切向速度变化产生Δ-偏心率分量。轨道控制器经配置选择所述一个化学推进器的燃烧的第一位置以便由于所述一个化学推进器的燃烧引起的Δ-偏心率分量添加至由于电推进器的燃烧引起的Δ-偏心率分量。在另一实施例中，轨道控制器经配置控制在沿卫星轨道的第二位置东化学推进器或西化学推进器中的另一个化学推进器的燃烧，这产生卫星的第二切向速度变化，其中由于所述另一个化学推进器的燃烧，第二切向速度变化产生Δ-偏心率分量。轨道控制器经配置选择所述另一个化学推进器的燃烧的第二位置以便由于所述另一个化学推进器的燃烧引起的Δ-偏心率分量添加至由于电推进器的燃烧引起的Δ-偏心率分量和由于所述一个化学推进器的燃烧引起的Δ-偏心率分量。
在另一个实施例中，轨道控制器经配置确定卫星轨道平面的倾角，并基于倾角确定用于北电推进器的燃烧和南电推进器的燃烧的总燃烧时间。
在另一实施例中，轨道控制器经配置基于一年中的时间确定太阳在地心坐标系的位置，并选择北电推进器的燃烧的持续时长和偏移及南电推进器的燃烧的持续时长和偏移以产生目标偏心率变化，其指向太阳位置后90°±5°。
在另一实施例中，北电推进器在相对所述卫星的北-南轴的第一角度取向，其中第一角度是35°±25°。南电推进器在相对所述卫星的北-南轴的第二角度取向，其中第二角度是35°±25°。
在另一实施例中，北电推进器和南电推进器使用氙气作为推进剂。
另一实施例包括一种用于控制上述卫星的位置保持活动的方法。该方法包括选择贴近升交点的北电推进器的燃烧持续时长，其不同于贴近降交点的南电推进器的燃烧持续时长。该方法进一步包括选择关于升交点的北电推进器的燃烧的偏移，其不同于关于降交点的南电推进器的燃烧的偏移。
另一实施例包括一种轨道控制器，其经配置控制上述卫星的位置保持活动。轨道控制器经配置选择贴近升交点的北电推进器的燃烧持续时长，其不同于贴近降交点的南电推进器的燃烧持续时长。轨道控制器经配置选择关于升交点的北电推进器的燃烧的偏移，其不同于关于降交点的南电推进器的燃烧的偏移。
已经讨论的特征、功能和优势可在各种实施例中独立实现或可结合在另一实施例中，实施例的进一步细节参考下面说明和图可以明晰。
附图说明
现在仅以示例方式参考附图描述本发明的一些实施例。在所有图上相同标识号代表相同元件或相同类型元件。
图1示出在一个示例性实施例中的卫星。
图2示出在一个示例性实施例中的卫星平台的天顶侧面。
图3示出在一个示例性实施例中的卫星平台的侧视图。
图4示出在一个示例性实施例中的卫星的轨道。
图5示出在一个示例性实施例中由推进器燃烧造成的速度向量。
图6示出卫星的轨道的偏心率。
图7示出由太阳辐射压力造成的偏心率。
图8示出在一个示例性实施例中在贴近升交点和降交点的燃烧持续时长的差异。
图9示出在一个示例性实施例中贴近升交点燃烧的偏移和贴近降交点燃烧的偏移。
图10示出在一个示例性实施例中由位置保持活动产生的目标Δe。
图11示出在一个示例性实施例中贴近升交点和/或降交点处化学推进器的燃烧。
图12示出在一个示例性实施例中在沿卫星轨道的位置处化学推进器的燃烧。
图13-14是示出在一个示例性实施例中用于控制卫星位置保持活动的方法的流程图。
具体实施方式
图和下面说明书示出特定示例性实施例。应明白的是，本领域技术人员将能够想出各种布置，这些布置虽然在此没有明确描述或示出，但体现在此描述的原理并包括在跟随本说明书的权利要求的考虑范围内。而且，在此描述的任何示例旨在帮助理解本公开的原理并应解释为非限制性的。因此，本公开不限于下述特定实施例或示例，而是受权利要求及其等同物的限制。
图1示出在一个示例性实施例中的卫星100。卫星100包括承载卫星负荷的主体，其称为卫星平台102。在从地球观察时，卫星平台102包括天底侧面104(或前侧面)和相反的天顶侧面105(或后侧面)。在讨论卫星平台102时，术语“侧面”或“面”可互换使用。卫星100也包括太阳能翼108-109，其附接于卫星平台102并可用于从太阳获得电力以为在卫星100上的不同组件供电。卫星100也包括可用于通信的一个或更多个天线112。在图1中示出的卫星100的构造是个示例，并且可根据需要变化。
卫星100经配置诸如在同步轨道中绕地球运转。为保持卫星100在其指定轨道中，轨道控制器120耦合至卫星100。轨道控制器120包括控制用于卫星100的位置保持活动的设备、组件或模块(包括硬件、软件或硬件及软件的组合)。轨道控制器120可位于地球上，并能够与卫星100通过无线信号通信。轨道控制器120可替换地位于卫星100上。轨道控制器120也可模块化，从而轨道控制器120的一部分位于地球上，而一部分本地地位于卫星100上。
卫星100包括用于位置保持活动的推进系统。图2示出在一个示例性实施例中的卫星平台102的天顶侧面105。卫星平台102的顶部侧面称为北侧面(由“N“指示)，并且卫星平台102的底部侧面称为南侧面(由“S”指示)。在图2中卫星平台102的左侧面称为西侧面(由“W”指示)，并且在图2中卫星平台102的右侧面称为东侧面(由“E”指示)。卫星平台102的天顶侧面105包括一对电推进器210-211，它们是推进系统的一部分。电推进器是一类通过将离子加速来产生电推力的推进器。在典型的电推进器中，推进剂(如，氙气)注入到电离室中并通过电子轰击离子化。离子然后通过电磁场加速，并作为产生推力的排气从推进器发射。电推进器的一个示例是由科罗拉多州奥罗拉的L-3通信公司(L-3Communications)制造的氙离子推进系统(Xenon Ion Propulsion System
Figure BSA0000131863340000051
)。
电推进器210朝向天顶侧面105的北区域安装，并且在此称为北电推进器。电推进器211朝向天顶侧面105的南区域安装，并且在此称为南电推进器。在本实施例中，北电推进器210和南电推进器211沿卫星平台102的北-南轴230设在天顶侧面105的中心。在其它实施例中，北电推进器210和南电推进器211可不在中心。
图3示出在一个示例性实施例中的卫星平台102的侧视图。北电推进器210向下取向或倾斜以产生通过卫星100的质心302的推力。线310表示经过质心302的北电推进器210的推力线。北电推进器210的取向形成在推力线310和卫星平台102的北-南轴230之间的斜面角θN。斜面角θN可以是35°±25°。北电推进器210可固定在所需角度，或可以装有万向接头以便轨道控制器120可根据需要调整北电推进器210的斜面角θN。由于北电推进器210的取向，能够产生在南方向(在图3中是向下的)并且径向朝向地球的推力。
南电推进器211向上取向或倾斜以产生通过卫星100的质心302的推力。线311表示经过质心302的南电推进器211的推力线。南电推进器211的取向形成在推力线311和卫星平台102的北-南轴230之间的斜面角θS。斜面角θS可以是35°±25°。南电推进器211可固定在所需角度，或可以装有万向接头以便轨道控制器120可根据需要调整南电推进器211的斜面角θS。由于南电推进器211的取向，能够产生在北方向(在图3中是向上的)并且径向朝向地球的推力。
如在图2-3中示出的电推进器210-211的数量或位置提供了一种示例性结构。在此讨论的位置保持活动应用至任何结构，在其中电推进器产生平面外(out-of-plane)的速度变化(或法向速度变化)和径向速度变化。
在图2中，化学推进器220安装在卫星102的西侧面上，并且化学推进器221安装在卫星102的东侧面上。化学推进器是一类燃烧液体推进剂以产生推力的推进器。化学推进器的一个类型称为二元推进剂(或双推进剂)推进器，其在燃烧室中燃烧液体燃料和液体氧化剂。化学推进器220可设在卫星平台102的西侧面的中心上以产生通过卫星100的质心302的推力(参见图3)。同样，化学推进器221可设在卫星平台102的东侧面的中心上以产生通过卫星100的质心302的推力。
在一个实施例中，化学推进器224可以安装在卫星平台102的北侧面上，并且化学推进器225可安装在卫星平台102的南侧面上。北和南化学推进器224-225是可选择的。如果安装了北和南化学推进器224-225，则它们的位置可根据天线、太阳能板和附接至卫星平台102的北和南侧面的其它负荷而变化。
卫星100的推进系统可包括在图2-3未示出的其它推进器。例如，为防止北电推进器210失效，冗余的电推进器可安装在天顶侧面105的北区域上。类似地，为防止南电推进器211失效，冗余的电推进器可安装在天顶侧面105的南区域上。附加化学推进器也可安装在天顶侧面105上及北、南、东、西侧面的任何组合上。因为推进器和推进剂是昂贵的，所以减少用于位置保持活动的推进器的数量及减少在位置保持期间执行的活动的数量是需要的。
图4示出在一个示例性实施例中的卫星100的轨道。点线椭圆表示地球404的赤道平面402，其是经过地球404的赤道的平面。点线箭头表示赤道平面经过太阳中心的春分点(First Point of Aries)406。实线椭圆表示卫星绕地球404运转时卫星100的轨道平面408。
如果地球404是完美的球体并且与太阳系其它天体隔离，那么卫星的轨道将是在方向保持固定的平面中恒定尺寸和形状的椭圆。然而，不同力扰动卫星100的轨道，这引起轨道形状变化和轨道平面408的取向不同于赤道平面402。例如，太阳和月亮的引力、地球404的非球形形状、太阳辐射压力等可影响卫星100的轨道。扰动可引起卫星100的轨道平面408关于赤道平面402倾斜，其被称为倾角。倾角是描述在卫星轨道平面和赤道平面之间角度的轨道元素。在轨道平面408关于赤道平面402倾斜时，轨道平面408和赤道平面402之间的关系可通过其轨道交点描述。升交点是轨道平面408从南至北运动相交赤道平面402的地方。在图4中，升交点412距春分点406约90°。降交点是轨道平面408从北至南运动相交赤道平面402的地方。在图4中，降交点414距春分点406约270°，或距升交点412约180°。
扰动也可引起卫星100的轨道变得更加椭圆而非圆形，这指偏心率。偏心率是指示轨道偏离圆的偏差值的轨道元素。偏心率值0指示圆形轨道，而在0至1的值描述椭圆轨道。轨道的偏心率可以通过偏心率向量表征，其是指向近地点的向量并具有等于轨道标量偏心率的量值(量值是在0至1，并且无单位)。在轨道具有大于0的偏心率时，轨道的形状变成绕地球的椭圆而非圆形。对于椭圆轨道，可通过椭圆的中心描绘的最长和最短线分别称为长轴和短轴。半长轴是长轴的一半，并表示从卫星至地球的平均距离。近地点是在轨道中最接近于地球的点，而相对近地点的是远地点，其是在轨道中距地球最远的点。在描述椭圆轨道时，偏心率向量指向近地点，并具有等于椭圆的偏心率(e)(0＜e＜1)的量值。
下面实施例描述补偿卫星轨道的倾角和偏心率的位置保持活动。位置保持活动涉及随卫星绕地球404运转时卫星100的一个或更多个推进器的燃烧。推进器的燃烧创造或产生卫星100的速度的变化(ΔV)。图5示出在一个示例性实施例中由推进器燃烧造成的速度向量。推进器燃烧可产生在法线方向、切线方向和/或径向方向中的ΔV。法线方向在卫星100的轨道平面外，切线方向在卫星100沿其轨道运动的方向，而径向方向是朝向地球404。虽然电推进器210-211在图5中不可见，但由于其斜面角(参见图3)，北电推进器210的燃烧将产生在径向方向的ΔV(ΔVradial)和法线方向的ΔV(ΔVnormal)。由于其斜面角(参见图3)，南电推进器211的燃烧将产生在径向方向和法线方向的ΔV。西化学推进器220或东化学推进器221的燃烧将产生在切线方向的ΔV(ΔVtan)。
在法线方向中的ΔV可以用于补偿轨道平面408的倾角(参见图4)。在轨道交点的活动或贴近轨道交点的活动提供用于倾角的最有效的补偿。例如，贴近升交点412的北电推进器210的燃烧产生在法线方向中的ΔV，并且贴近降交点414的南电推进器211的燃烧也产生在法线方向中的ΔV。总ΔVnormal补偿轨道平面408的倾角。这些燃烧中的每个也产生在径向方向中的ΔV。在燃烧的持续时长相等时，在升交点412及在降交点414产生的ΔVradial彼此抵消使得没有净ΔVradial。
在这种方式中电推进器210-211有效地用于补偿倾角，但传统上不用于补偿卫星轨道的偏心率。除了倾角外，在此描述的实施例也使用电推进器210-211补偿偏心率。
图6示出用于卫星100的轨道的偏心率。作为示例，在图6中卫星100的轨道在地心坐标系示出。x-轴(或K1-轴)对应春分点406，并且y-轴(或H1-轴)示出为距x-轴90°。用于地心坐标系的z-轴是沿地球404两极的北-南向，其进入并离开图6中的页面。轨道的偏心率可以通过偏心率向量表示。偏心率向量(ē)包括沿x-轴的x-分量(eX)和沿y-轴的y-分量(eY)。偏心率向量指向近地点604，并具有量值MAG。
在图6示出的偏心率可由太阳辐射压力和/或其它扰动引起。图7示出由太阳辐射压力造成的偏心率。在地心模型中，太阳702的位置取决于一年中的时间。例如，在春分，太阳702将在春分点406，这是0°。在一年中，太阳702将使地球404“沿轨道运转”约1°/天(360°÷365天≈1°/天)。太阳702在图7中在约300°示出。来自太阳702的太阳辐射压力随卫星100绕轨道运转施加于卫星100。这种压力将创造在远离太阳702方向中的ΔV。图7示出在四个不同轨道位置产生的ΔV，但应理解该压力沿着整个轨道影响卫星100。
卫星100的速度的变化(ΔV)产生正交于ΔV的偏心率的变化(Δe)。如在图7中所示，每个ΔV造成指向在ΔV后90°的相应Δe分量。Δe向量相加以产生由太阳辐射压力引起的轨道偏心率向量。如在图7中可见，由太阳辐射压力引起的偏心率指向在太阳702前90°。因而，针对卫星轨道的近地点将以90°领先太阳702。如果太阳702在零度(大约在3月21日)，则由太阳辐射压力引起的偏心率将指向90°。如果太阳702在90°，则由太阳辐射压力引起的偏心率将指向180°。如果太阳702在180°(大约在9月21日)，则由太阳辐射压力引起的偏心率将指向270°。如果太阳702在270°，则由太阳辐射压力引起的偏心率将指向0°。
在此描述的位置保持活动能够补偿由太阳辐射压力和其它扰动引起的偏心率。位置保持活动产生一定方向的目标Δe，所述方向与由太阳辐射压力和其它扰动引起的偏心率的方向相反。为了产生目标Δe，贴近升交点412的燃烧的持续时长不同于贴近降交点414的燃烧的持续时长。图8示出在一个示例性实施例中贴近升交点412的燃烧持续时长和贴近降交点414的燃烧持续时长的差异。在本实施例中，北电推进器210的燃烧持续时长802示出为贴近升交点412，并且南电推进器211的燃烧持续时长804示出为贴近降交点414。至少部分地确定推进器210-211的总的或组合的燃烧时间以补偿轨道平面408的倾角。在燃烧持续时长802和804间的差异产生沿x-轴的Δe向量。例如，如果总燃烧时间是6小时，那么燃烧持续时长802将分配为4小时同时燃烧持续时长804可分配为2小时。北电推进器210的燃烧创造ΔVradial，其大于由南电推进器211的燃烧创造的ΔVradial。由两次活动产生的净ΔVradial基本上沿y-轴并造成沿x-轴的Δe向量。如果燃烧持续时长相同，那么径向速度会抵消。在北电推进器210的燃烧持续时长和南电推进器211的燃烧持续时长之间存在差异时，在轨道交点的ΔVradial不抵消并且净ΔVradial留下。在图8示出的示例中，在升交点412的ΔVradial量值大于在降交点414的ΔVradial的量值，因为燃烧持续时长在升交点412较长。在两个轨道交点燃烧持续时长的差异造成沿x-轴负向的Δe分量。
为了基于活动进一步产生目标Δe，贴近升交点412和降交点414的燃烧可关于它们各自的轨道交点在时间上移位。图9示出在一个示例性实施例中贴近升交点412燃烧的偏移和贴近降交点414燃烧的偏移。在本实施例中，北电推进器210的燃烧902示出为贴近升交点412，而南电推进器211的燃烧904示出为贴近降交点414。燃烧902的中心从升交点412通过偏移912移位。燃烧902的中心示出在升交点412之后，但在其它示例中它可以在升交点412之前。燃烧904的中心从降交点414通过偏移914移位。燃烧904的中心示出为在降交点414之前，但在其它示例中它可以在降交点414之后。偏移912和914可以通过时间、度的移位限定。
燃烧902和904的偏移的差异产生基本上沿y-轴的Δe分量。北电推进器210的燃烧902创造ΔVradial并且南电推进器211的燃烧904创造ΔVradial。净ΔVradial由两次活动创造，其造成沿y-轴的Δe分量。如果燃烧设在轨道交点412和414中心，则径向速度会抵消。在北电推进器210的偏移和南电推进器211的偏移之间存在改变时，在轨道交点的ΔVradial不抵消并且净ΔVradial留下。
为了产生目标Δe，轨道控制器120可在轨道交点之间变化燃烧持续时长以产生沿x-轴(或基本上沿x-轴)的Δe分量。同时，轨道控制器120可变化贴近轨道交点的燃烧的偏移以产生沿y-轴(或基本上沿y-轴)的Δe分量。这两种变化的组合可产生净ΔVradial，这进而产生目标Δe(Δetarget＝Δex+Δey)，其可补偿由太阳辐射压力和其它扰动产生的偏心率。图10示出在一个示例性实施例中由位置保持活动产生的目标Δe。对于图10，假定在燃烧持续时长之间的差异产生Δex分量并且在燃烧的偏移中的差异产生Δey分量。Δex和Δey分量相加以创造目标Δe。轨道控制器可调整活动以便目标Δe指向一定方向，所述方向与如在图7中所示由太阳辐射压力和其它扰动产生的偏心率向量的方向相反。因此，位置保持活动可补偿由太阳702产生的偏心率。
如果由电推进器210-211执行的活动不能提供足够的ΔVradial以产生目标Δe，则轨道控制器120也可点火西化学推进器220和/或东化学推进器211以帮助产生目标Δe。基于目标Δe的所需方向，化学推进器220-221的燃烧可在轨道交点或接近轨道交点执行，或可在沿卫星100的轨道的其它位置执行。为了相加至由电推进器210-211的燃烧产生的Δe分量，轨道控制器120可控制在沿卫星100的轨道的位置的东化学推进器211的燃烧，这产生卫星100的ΔVtan。由于东化学推进器221的燃烧，ΔVtan产生Δe分量。轨道控制器120也可控制在沿卫星100的轨道的位置的西化学推进器220的燃烧，这产生卫星100的另一ΔVtan。由于西化学推进器220的燃烧，ΔVtan产生Δe分量。轨道控制器120选择化学推进器220-221的燃烧位置以便来自这些燃烧的Δe分量添加至来自电推进器210-211的燃烧的Δe分量从而产生目标Δe。
图11示出在一个示例性实施例中贴近升交点412和/或降交点414的化学推进器的燃烧。东化学推进器221的燃烧将产生在切线方向中的ΔV。该ΔV相反于卫星100的轨道运行并被称为逆向燃烧(retrograde burn)。贴近升交点412的ΔVtan沿x-轴，其创造基本上沿y-轴的Δe分量。该Δey分量被加至由于电推进器210-211的燃烧引起的Δe分量以产生目标Δe。西化学推进器220的燃烧将产生在切线方向中的ΔV。该ΔV与卫星100的轨道运行一致并被称为同向燃烧(prograde burn)。贴近降交点414的ΔVtan沿x-轴，其创造基本上沿y-轴的Δe分量。该Δey分量被加至由于电推进器210-211的燃烧引起的Δe分量及由于东化学推进器221的燃烧引起的Δey分量以产生目标Δe。在图11示出的活动仅是示出一个或更多个化学推进器220-221的燃烧可如何添加至由电推进器210-211的燃烧产生的Δe分量的一个示例。
图12示出在一个示例性实施例中在沿卫星100的轨道的位置的化学推进器的燃烧。西化学推进器220和/或东化学推进器221的燃烧实际上可在沿轨道的任何位置。东化学推进器221的燃烧将在位置1202产生ΔVtan，其创造Δex分量和Δey分量。Δex和Δey分量可添加至由于电推进器210-211的燃烧引起的Δe分量以产生目标Δe。同样，西化学推进器220的燃烧将在位置1204产生ΔVtan，其创造Δex分量和Δey分量。Δex和Δey分量可添加至由于电推进器210-211的燃烧引起的Δe分量及由于东化学推进器221的燃烧引起的Δex和Δey分量以产生目标Δe。位置1202和1204通常相距180°，但根据所需Δe分量，位置可从相距180°变化。在图12示出的活动仅是示出一个或更多个化学推进器220-221的燃烧可如何添加至由电推进器210-211的燃烧产生的Δe分量的一个示例。
轨道控制器120可实施上述活动的任何组合以产生目标Δe。由轨道控制器120实施的用于位置保持的一种示例性过程在图13-14示出。图13-14是示出在一种示例性实施例中的用于控制卫星100的位置保持活动的方法1300的流程图。方法1300的步骤将关于图1-3的卫星100而描述，但本领域技术人员将理解在此描述的方法可针对未示出的其它卫星或系统执行。在此描述的方法的步骤并非包含一切的，而是可包括未示出的其它步骤。用于在此示出的流程图的步骤也可以替代顺序执行。
在开始位置保持活动时，轨道控制器120可确定或识别卫星100的轨道平面408的倾角(步骤1302)。轨道控制器120也可确定、识别或估算由诸如太阳辐射压力的扰动产生的偏心率(步骤1304)。如上所述，来自太阳辐射压力的偏心率基于太阳的位置变化方向。因而，基于一年中的时间，轨道控制器120可估算由太阳辐射压力产生的偏心率的方向和量级。
轨道控制器120然后确定用于位置保持活动的参数从而补偿轨道平面408的倾角和由诸如太阳辐射压力的扰动产生的偏心率。在确定参数时，轨道控制器120确定用于北电推进器210和南电推进器211的组合的总燃烧时间(步骤1308)。计算用于北电推进器210和南电推进器211的总燃烧时间以补偿轨道平面408的倾角。轨道控制器120然后分割总燃烧时间为贴近升交点412和降交点414的不同燃烧持续时长。在燃烧“贴近”轨道交点时，燃烧是接近或靠近轨道交点。轨道控制器120选择贴近升交点412的北电推进器210的燃烧持续时长，其不同于贴近降交点414的南电推进器211的燃烧持续时长(步骤1310)。贴近升和降交点燃烧持续时长的差异创造基本上沿x-轴的Δe分量(参见图8)。
轨道控制器120也确定何时执行和轨道交点相关的燃烧。轨道控制器120选择关于升交点412的北电推进器210的燃烧的偏移，其不同于关于降交点的414的南电推进器211的燃烧的偏移(步骤1312)。偏移指示燃烧中心从轨道交点的移位。在传统位置保持活动中，燃烧设为以升交点和降交点为中心。在本实施例中，北电推进器210和南电推进器211的燃烧的中心在时间、度等方面可以移位偏离轨道交点的中心。用于燃烧的一个的最小偏移是0，并且最大偏移是由燃烧持续时长和所需倾角修正量限制。贴近升和降交点的燃烧偏移的差异创造基本上沿y-轴的Δe分量(参见图9)。
轨道控制器120然后控制在贴近升交点412处北电推进器210的燃烧(步骤1314)，并控制在贴近降交点414处南电推进器211的燃烧(步骤1316)。电推进器210-211的燃烧可每天执行(或在一年或更长周期中几乎每天)。
如果电推进器的燃烧不提供足够Δe分量，则轨道控制器120可控制西化学推进器220和/或东化学推进器221的燃烧，如在图14中所示。轨道控制器120也可在沿卫星100的轨道的位置控制东化学推进器221的燃烧(步骤1318)，这产生卫星100的ΔVtan。ΔVtan产生由于东化学推进器221的燃烧引起的Δe分量。轨道控制器120可附加地或替换地在沿卫星100的轨道的位置控制西化学推进器220的燃烧(步骤1320)，这产生卫星100的ΔVtan。ΔVtan产生由于西化学推进器220的燃烧引起的Δe分量。轨道控制器120选择东化学推进器221的燃烧的位置和/或西化学推进器220的燃烧的位置以便它们的Δe分量添加至由于电推进器210-211的燃烧引起的Δe分量。这些Δe分量的相加补偿由于扰动引起的偏心率。
如上所述的燃烧的组合能够产生目标Δe以补偿扰动。例如，为了抵消由太阳引起的偏心率，上述位置保持活动可产生指向太阳后约90°的目标Δe。目标Δe以相比于由太阳引起的偏心率向量的相反方向指向。因为太阳的位置在一年期间变化，所以轨道控制器120可调整位置保持活动从而目标Δe继续指向在太阳后约90°。
在图中示出或在此描述的各种元件的任何一个可实施为硬件、软件、固件或这些的某种组合。例如，元件可实施为专用硬件。专用硬件元件可称为“处理器”、“控制器”或一些类似术语。在通过处理器提供时，功能可通过单个专用处理器、通过单个共用处理器或通过多个单独处理器(其中一些可以共用)提供。此外，术语“处理器”或“控制器”的明确使用不应理解为专指能够执行软件的硬件，并可隐含地包括(非限制性)数字信号处理器(DSP)硬件、网络处理器、特定应用集成电路(ASIC)或其他电路系统、现场可编程门阵列(FPGA)、用于存储软件的只读存储器(ROM)、随机存取存储器(RAM)，非易失性存储、逻辑或一些其它物理硬件组件或模块。
此外，元件可实施为由处理器或计算机执行的指令以执行元件的功能。指令的一些示例是软件、程序代码和固件。在由处理器执行时指令是可操作的以指示处理器执行元件功能。指令可存储在可由处理器读取的存储设备上。存储设备的一些示例是数字或固态存储器、诸如磁盘、磁带的磁存储介质、硬盘驱动器或光学可读数字数据存储介质。
进一步，本公开包括根据下面实施方式的实施例：
实施方式1.一种装置，其包括：
经配置绕地球运转的卫星，所述卫星包括：
卫星平台，其具有面向地球的天底侧面和与所述天底侧面相反的天顶侧面；
北电推进器，其朝向所述天顶侧面的北区域安装并且向下取向以产生通过所述卫星的质心的推力；
南电推进器，其朝向所述天顶侧面的南区域安装并且向上取向以产生通过所述卫星的所述质心的推力；以及
轨道控制器，其控制用于所述卫星的位置保持活动；
所述轨道控制器经配置选择贴近升交点的所述北电推进器的燃烧的持续时长，其不同于贴近降交点的所述南电推进器的燃烧的持续时长；
所述轨道控制器经配置选择关于所述升交点的所述北电推进器的所述燃烧的偏移，其不同于关于所述降交点的所述南电推进器的所述燃烧的偏移。
实施方式2.根据实施方式1所述的装置，其中：
所述卫星包括：
东化学推进器，其安装在所述卫星平台的东侧面上以产生通过所述卫星的所述质心的推力；以及
西化学推进器，其安装在所述卫星平台的西侧面上以产生通过所述卫星的所述质心的推力。
实施方式3.根据实施方式2所述的装置，其中：
所述轨道控制器经配置控制在贴近所述升交点处所述西化学推进器或所述东化学推进器中的一个的燃烧。
实施方式4.根据实施方式3所述的装置，其中：
所述轨道控制器经配置控制在贴近所述降交点处所述西化学推进器或所述东化学推进器中的另一个的燃烧。
实施方式5.根据实施方式2所述的装置，其中：
用于所述电推进器的所述燃烧持续时长的差异和所述电推进器的所述燃烧的所述偏移的差异产生所述卫星的净径向速度变化，其中由于电推进器的所述燃烧，所述净径向速度变化产生针对所述卫星的轨道的Δ-偏心率分量；
所述轨道控制器经配置控制在沿所述卫星的所述轨道的第一位置的所述东化学推进器或所述西化学推进器中的一个的燃烧，这产生所述卫星的第一切向速度变化，其中由于所述一个化学推进器的燃烧，所述第一切向速度变化产生Δ-偏心率分量；以及
所述轨道控制器经配置选择所述一个化学推进器的所述燃烧的所述第一位置以便由于所述一个化学推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量添加至由于所述电推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量。
实施方式6.根据实施方式5所述的装置，其中：
所述轨道控制器经配置控制在沿所述卫星的所述轨道的第二位置的所述东化学推进器或所述西化学推进器中的另一个化学推进器的燃烧，这产生所述卫星的第二切向速度变化，其中由于所述另一个化学推进器的燃烧，所述第二切向速度变化产生Δ-偏心率分量；以及
所述轨道控制器经配置选择所述另一个化学推进器的所述燃烧的所述第二位置以便由于所述另一个化学推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量添加至由于所述电推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量和由于所述一个化学推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量。
实施方式7.根据实施方式1所述的装置，其中：
所述轨道控制器经配置确定所述卫星的轨道平面的倾角，并基于所述倾角确定用于所述北电推进器的所述燃烧和所述南电推进器的所述燃烧的总燃烧时间。
实施方式8.根据实施方式1所述的装置，其中：
所述轨道控制器经配置基于一年中的时间确定太阳在地心坐标系的位置，并选择所述北电推进器的所述燃烧的持续时长和偏移及所述南电推进器的所述燃烧的持续时长和偏移以产生目标偏心率变化，其指向太阳位置后90°±5°。
实施方式9.根据实施方式1所述的装置，其中：
所述北电推进器相对所述卫星的北-南轴以第一角度取向，其中所述第一角度是35°±25°；以及
所述南电推进器相对所述卫星的北-南轴以第二角度取向，其中所述第二角度是35°±25°。
实施方式10.根据实施方式1所述的装置，其中：
所述北电推进器和所述南电推进器使用氙气作为推进剂。
实施方式11.一种用于控制用于卫星的位置保持活动的方法，其中所述卫星包括：具有面向地球的天底侧面和与所述天底侧面相反的天顶侧面的卫星平台，朝向所述天顶侧面的北区域安装并向下取向以产生通过所述卫星的质心的推力的北电推进器，和朝向所述天顶侧面的南区域安装并向上取向以产生通过所述卫星的所述质心的推力的南电推进器，所述方法包括：
选择贴近升交点的所述北电推进器的燃烧的持续时长，其不同于贴近降交点的所述南电推进器的燃烧的持续时长；以及
选择关于所述升交点的所述北电推进器的所述燃烧的偏移，其不同于关于所述降交点的所述南电推进器的所述燃烧的偏移。
实施方式12.根据实施方式11所述的方法，其中：
所述卫星进一步包括安装在所述卫星平台的东侧面上以产生通过所述卫星的所述质心的推力的东化学推进器，和安装在所述卫星平台的西侧面上以产生通过所述卫星的所述质心的推力的西化学推进器；
所述方法进一步包括：
在贴近所述升交点处控制所述西化学推进器或所述东化学推进器中的一个的燃烧。
实施方式13.根据实施方式12所述的方法，进一步包括：
在贴近所述升交点处控制所述西化学推进器或所述东化学推进器中的另一个的燃烧。
实施方式14.根据实施方式11所述的方法，其中：
所述卫星进一步包括安装在所述卫星平台的东侧面上以产生通过所述卫星的所述质心的推力的东化学推进器，和安装在所述卫星平台的西侧面上以产生通过所述卫星的所述质心的推力的西化学推进器；以及
用于所述电推进器的所述燃烧持续时长的差异和所述电推进器的所述燃烧的所述偏移的差异产生所述卫星的净径向速度变化，其中由于电推进器的所述燃烧，所述净径向速度变化产生针对所述卫星的轨道的Δ-偏心率分量；
所述方法进一步包括：
在沿所述卫星的所述轨道的第一位置控制所述东化学推进器或所述西化学推进器中的一个的燃烧，这产生所述卫星的第一切向速度变化，其中由于所述一个化学推进器的燃烧，所述第一切向速度变化产生Δ-偏心率分量；
其中选择所述一个化学推进器的所述燃烧的所述第一位置以便由于所述一个化学推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量添加至由于所述电推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量。
实施方式15.根据实施方式14所述的方法，进一步包括：
在沿所述卫星的所述轨道的第二位置控制所述东化学推进器或所述西化学推进器中的另一个化学推进器的燃烧，这产生所述卫星的第二切向速度变化，其中由于所述另一个化学推进器的燃烧，所述第二切向速度变化产生Δ-偏心率分量。
其中，选择所述另一个化学推进器的所述燃烧的所述第二位置以便由于所述另一个化学推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量添加至由于所述电推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量和由于所述一个化学推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量。
实施方式16.根据实施方式11所述的方法，进一步包括：
确定所述卫星的轨道平面的倾角；以及
基于所述倾角确定针对所述北电推进器的所述燃烧和所述南电推进器的所述燃烧的总燃烧时间。
实施方式17.根据实施方式11所述的方法，进一步包括：
基于一年中的时间确定太阳在地心坐标系中的位置；以及
选择所述北电推进器的所述燃烧的所述持续时长和偏移及所述南电推进器的所述燃烧的所述持续时长和偏移以产生目标偏心率变化，其以90°±5°指向太阳的所述位置后。
实施方式18.一种装置，其包括：
经配置控制卫星位置保持活动的轨道控制器，其中所述卫星包括：
卫星平台，其具有面向地球的天底侧面和与所述天底侧面相反的天顶侧面；
北电推进器，其朝向所述天顶侧面的北区域安装并且向下取向以产生通过所述卫星的质心的推力；
南电推进器，其朝向所述天顶侧面的南区域安装并且向上取向以产生通过所述卫星的所述质心的推力；
东化学推进器，其安装在所述卫星平台的东侧面上以产生通过所述卫星的所述质心的推力；以及
西化学推进器，其安装在所述卫星平台的西侧面上以产生通过所述卫星的所述质心的推力；并且
所述轨道控制器经配置选择贴近升交点的所述北电推进器的燃烧的持续时长，其不同于贴近降交点的所述南电推进器的燃烧的持续时长；
所述轨道控制器经配置选择关于所述升交点的所述北电推进器的所述燃烧的偏移，其不同于关于所述降交点的所述南电推进器的所述燃烧的偏移。
实施方式19.根据实施方式18所述的装置，其中：
用于所述电推进器的所述燃烧持续时长的差异和所述电推进器的所述燃烧的所述偏移的差异产生所述卫星的净径向速度变化，其中由于电推进器的所述燃烧，所述净径向速度变化产生针对卫星的轨道的Δ-偏心率分量；
所述轨道控制器经配置控制在沿所述卫星的所述轨道的第一位置的所述东化学推进器或所述西化学推进器中的一个化学推进器的燃烧，这产生所述卫星的第一切向速度变化，其中由于所述一个化学推进器的燃烧，所述第一切向速度变化产生Δ-偏心率分量；以及
所述轨道控制器经配置选择所述一个化学推进器的所述燃烧的所述第一位置以便由于所述一个化学推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量添加至由于所述电推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量。
实施方式20.根据实施方式19所述的装置，其中：
所述轨道控制器经配置控制在沿所述卫星的所述轨道的第二位置的所述东化学推进器或所述西化学推进器中的另一个化学推进器的燃烧，这产生所述卫星的第二切向速度变化，其中由于所述另一个化学推进器的燃烧，所述第二切向速度变化产生Δ-偏心率分量；
所述轨道控制器经配置选择所述另一个化学推进器的所述燃烧的所述第二位置以便由于所述另一个化学推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量添加至由于所述电推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量和由于所述一个化学推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量。
虽然在此描述了特定实施例，但本发明的范围不限于这些特定实施例。相反地，本发明的范围由随附权利要求书及其任何等同物限定。

Claims (13)

1.一种用于控制卫星的位置保持活动的装置，其包括：
经配置绕地球运转的卫星，所述卫星包括：
卫星平台，其具有面向地球的天底侧面和与所述天底侧面相反的天顶侧面；
北电推进器，其朝向所述天顶侧面的北区域安装并且向下取向以产生通过所述卫星的质心的推力；
南电推进器，其朝向所述天顶侧面的南区域安装并且向上取向以产生通过所述卫星的质心的推力；
安装在所述卫星平台的东侧面上以产生通过所述卫星的质心的推力的东化学推进器，和
安装在所述卫星平台的西侧面上以产生通过所述卫星的质心的推力的西化学推进器；以及
轨道控制器，其控制针对所述卫星的位置保持活动；
其中所述轨道控制器经配置选择贴近升交点的所述北电推进器的燃烧的持续时长，其不同于贴近降交点的所述南电推进器的燃烧的持续时长；
所述轨道控制器经配置选择关于所述升交点的所述北电推进器的所述燃烧的偏移，其不同于关于所述降交点的所述南电推进器的所述燃烧的偏移；
其中所述北和南电推进器的燃烧持续时长的差异和所述北和南电推进器的所述燃烧的所述偏移的差异产生所述卫星的净径向速度变化，其中由于所述北和南电推进器的所述燃烧，所述净径向速度变化产生针对所述卫星的轨道的Δ-偏心率分量；
其中所述轨道控制器经配置控制在沿所述卫星的所述轨道的多个位置的第一位置和第二位置的所述东化学推进器或所述西化学推进器中的一个或更多个化学推进器的燃烧，所述东化学推进器或所述西化学推进器中的一个或更多个化学推进器的燃烧产生至少所述卫星的第一切向速度变化和第二切向速度变化，其中由于在所述第一位置的所述一个或更多个化学推进器的燃烧，所述第一切向速度变化产生一个或更多个Δ-偏心率分量，并且由于在所述第二位置的所述一个或更多个化学推进器的燃烧，所述第二切向速度变化产生一个或更多个Δ-偏心率分量；以及
所述轨道控制器经配置选择所述第一位置和第二位置中的至少一个以便由于所述一个或更多个化学推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量添加至由于所述北和南电推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量。
2.根据权利要求1所述的装置，其中：
所述轨道控制器经配置控制在贴近所述升交点和所述降交点中的一个或更多个处所述西化学推进器或所述东化学推进器中的一个或更多个的燃烧。
3.根据权利要求1所述的装置，其中：
所述轨道控制器经配置确定所述卫星的轨道平面的倾角，并基于所述倾角确定用于所述北电推进器的所述燃烧和所述南电推进器的所述燃烧的总燃烧时间。
4.根据权利要求1所述的装置，其中：
所述轨道控制器经配置基于一年中的时间确定太阳在地心坐标系中的位置，并选择所述北电推进器的所述燃烧的所述持续时长和偏移及所述南电推进器的所述燃烧的所述持续时长和偏移以产生目标偏心率变化，其指向太阳位置后的90°±5°。
5.根据权利要求1所述的装置，其中：
所述北电推进器在相对所述卫星的北-南轴的第一角度取向，其中所述第一角度是35°±25°；以及
所述南电推进器在相对所述卫星的北-南轴的第二角度取向，其中所述第二角度是35°±25°。
6.根据权利要求1所述的装置，其中：
所述北电推进器和所述南电推进器均使用氙气作为推进剂。
7.一种用于控制卫星的位置保持活动的方法，其中所述卫星包括：具有面向地球的天底侧面和与所述天底侧面相反的天顶侧面的卫星平台，朝向所述天顶侧面的北区域安装并向下取向以产生通过所述卫星的质心的推力的北电推进器，朝向所述天顶侧面的南区域安装并向上取向以产生通过所述卫星的质心的推力的南电推进器，安装在所述卫星平台的东侧面上以产生通过所述卫星的质心的推力的东化学推进器，和安装在所述卫星平台的西侧面上以产生通过所述卫星的质心的推力的西化学推进器；所述方法包括：
选择贴近升交点的所述北电推进器的燃烧的持续时长，其不同于贴近降交点的所述南电推进器的燃烧的持续时长；
选择关于所述升交点的所述北电推进器的所述燃烧的偏移，其不同于关于所述降交点的所述南电推进器的所述燃烧的偏移，其中所述北和南电推进器的燃烧持续时长的差异和所述北和南电推进器的所述燃烧的所述偏移的差异产生所述卫星的净径向速度变化，其中由于所述北和南电推进器的所述燃烧，所述净径向速度变化产生针对所述卫星的轨道的Δ-偏心率分量；
控制在沿所述卫星的所述轨道的第一位置的所述东化学推进器或所述西化学推进器中的一个化学推进器的燃烧，所述一个化学推进器的燃烧产生所述卫星的第一切向速度变化，其中由于所述一个化学推进器的所述燃烧，所述第一切向速度变化产生Δ-偏心率分量；以及
选择所述一个化学推进器的所述燃烧的所述第一位置以便由于所述一个化学推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量添加至由于所述北和南电推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量。
8.根据权利要求7所述的方法，其中
所述方法进一步包括：
控制在贴近所述升交点处所述西化学推进器或所述东化学推进器中的一个的燃烧。
9.根据权利要求8所述的方法，进一步包括：
控制在贴近所述降交点处所述西化学推进器或所述东化学推进器中的另一个的燃烧。
10.根据权利要求7所述的方法，进一步包括：
控制在沿所述卫星的所述轨道的第二位置的所述东化学推进器或所述西化学推进器中的另一个化学推进器的燃烧，所述另一个化学推进器的燃烧产生所述卫星的第二切向速度变化，其中由于所述另一个化学推进器的所述燃烧，所述第二切向速度变化产生Δ-偏心率分量；以及
其中，选择所述第二位置以便由于所述另一个化学推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量添加至由于所述电推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量和由于所述一个化学推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量。
11.根据权利要求7所述的方法，进一步包括：
确定所述卫星的轨道平面的倾角；以及
基于所述倾角确定所述北电推进器的所述燃烧和所述南电推进器的所述燃烧的总燃烧时间。
12.根据权利要求7所述的方法，进一步包括：
基于一年中的时间确定太阳在地心坐标系中的位置；以及
选择所述北电推进器的所述燃烧的所述持续时长和偏移及所述南电推进器的所述燃烧的所述持续时长和偏移以产生目标偏心率变化，其指向太阳位置后90°±5°。
13.一种用于控制卫星的位置保持活动的装置，其包括：
经配置控制卫星位置保持活动的轨道控制器，其中所述卫星包括：
卫星平台，其具有面向地球的天底侧面和与所述天底侧面相反的天顶侧面；
北电推进器，其朝向所述天顶侧面的北区域安装并且向下取向以产生通过所述卫星的质心的推力；
南电推进器，其朝向所述天顶侧面的南区域安装并且向上取向以产生通过所述卫星的质心的推力；
东化学推进器，其安装在所述卫星平台的东侧面上以产生通过所述卫星的质心的推力；以及
西化学推进器，其安装在所述卫星平台的西侧面上以产生通过所述卫星的质心的推力；
其中所述轨道控制器经配置选择贴近升交点的所述北电推进器的燃烧的持续时长，其不同于贴近降交点的所述南电推进器的燃烧的持续时长；
所述轨道控制器经配置选择关于所述升交点的所述北电推进器的所述燃烧的偏移，其不同于关于所述降交点的所述南电推进器的所述燃烧的偏移；
其中所述北和南电推进器的燃烧持续时长的差异和所述北和南电推进器的所述燃烧的所述偏移的差异产生所述卫星的净径向速度变化，其中由于所述北和南电推进器的所述燃烧，所述净径向速度变化产生针对所述卫星的轨道的Δ-偏心率分量；
所述轨道控制器经配置控制在沿所述卫星的所述轨道的第一位置的所述东化学推进器或所述西化学推进器中的一个化学推进器的燃烧，所述一个化学推进器的燃烧产生所述卫星的第一切向速度变化，其中由于所述一个化学推进器的所述燃烧，所述第一切向速度变化产生Δ-偏心率分量；以及
其中所述一个化学推进器的所述燃烧的所述第一位置被选择以便由于所述一个化学推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量添加至由于所述北和南电推进器的所述燃烧引起的所述Δ-偏心率分量。
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