CN106458337A - 部署卫星群的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种部署卫星群的方法，所述方法包括以下步骤：使用单个发射器在相同的初始轨道上以相同的初始高度部署(10)多个卫星；以下述方式控制(20)所述卫星：根据初始轨道，使得每个卫星到达移位集合中的移位高度，其中各个卫星的轨道在地球引力势的影响下在相应移位高度相对于彼此移位(30)；和控制(40)所述卫星使得所述卫星依次移动以达到相同的最终高度，所述依次移动以这样的方式执行：使得所述卫星的最终轨道相对于彼此角偏移。

Description

部署卫星群的方法

技术领域

本发明涉及发射卫星并使它们进入轨道，更具体地说，本发明涉及部署卫星群。

背景技术

卫星群用于需要广泛和连续覆盖的许多应用。

这种卫星群包括具有围绕地球的不同轨道的一组卫星。

然而，在通常相对于彼此成角度地偏移的不同轨道上部署多个卫星需要使用多个发射器，这是非常有限制性。

例如，在低轨道上的观测卫星的群(每小时一次观测)需要在不同的轨道上部署12颗卫星。不幸的是，部署这样的卫星群目前需要12次不同的发射，这是非常昂贵的，或者需要非常大量的机载推进剂，以便能够在卫星被部署之后修改卫星的轨道，在机载质量方面非常成问题。

已经提出了使用单个发射器来部署多个卫星的解决方案。然而，这些解决方案基本上依赖于发射器到达相继轨道以便在其上部署各种卫星的能力，或者要求卫星本身能够在它们已经部署之后修改它们自己的轨道，并且考虑到所需的推进剂的量，在机载质量方面仍然存在问题。

因此，本发明寻求提出对该问题的解决方案。

内容

为此，本发明提出了一种部署卫星群的方法，该方法包括以下步骤：

·使用单个发射器在相同的初始轨道上以相同的初始高度部署(10)多个卫星；

·以下述方式控制(20)所述卫星：根据初始轨道，使得每个卫星到达从移位集合中选择的移位高度，其中各个卫星的轨道在地球引力势的影响下在相应移位高度相对于彼此移位(30)；和

·控制(40)所述卫星使得所述卫星依次移动以达到相同的最终高度，所述依次移动以这样的方式执行：使得所述卫星的最终轨道具有相同的轨迹，所述轨迹具有相同的相对于赤道面的倾斜角，但对于所述的升交点呈现不同的经度。

在特定实施方式中，所述卫星的最终轨道绕地球旋转轴线相对于彼此角偏移。

所述最终轨道然后在两个相继的最终轨道之间呈现恒定的角偏移。

作为示例，所述移位集合包括高移位高度和低移位高度，分别具有高于所述初始高度的高度和低于所述初始高度的高度。

作为示例，所述初始高度、所述高移位高度、所述低移位高度和所述最终高度位于150km至75,000km的范围内。

所述卫星的最终高度然后位于所述初始高度和所述低移位高度之间。

作为示例，所述最终高度位于200km至800km的范围内。

在另一变型中，初始高度在33,000km至38,000km的范围内，并且最终高度在20,000km至25,000km的范围内。

所述卫星的最终轨道通常具有不同于其初始轨道的倾斜角。

因此，本发明使得可以在单次发射中部署群的一些或所有卫星，有利地利用地球的重力势，以便修改以这种方式部署的卫星中的一些或全部卫星的轨道。

附图说明

本发明的其它特征、目的和优点从以下描述中变得显而易见，所述描述纯粹是说明性的而非限制性的，并且应当参考附图来阅读，其中：

·图1和图2是示出卫星的轨道参数的图；

·图3是示出本发明的一个方面的方法的步骤的图；

·图4是示出用于部署卫星群的本发明的一个方面的方法的示例的图；

·图5示出了在图4所示的示例中卫星的各种轨道的移位如何变化的示例；和

·图6示出了通过本发明的一个方面的方法部署的卫星群的示例。

在附图中，共同的元件由相同的附图标记表示。

具体实施方式

图1和图2是示出卫星的轨道的参数的图。

在这些图中，地球A由球体、赤道E和穿过地球的极的轴线P表示。

这些数字还定义：

·包含赤道E的赤道面PE；

·春分点g，定义为黄道和天赤道之间的交点；春分点方向也被定义为连接春分点和地球中心。

围绕地球的卫星的轨道O在图1和图2中示意性地示出。

在这些图中，可以看出：

·轨道平面PO(即包含轨道的平面)相对于赤道平面PE的倾斜角i。倾斜角为零意味着轨道平面PO与赤道平面PE重合；

·卫星的行进方向，以任意方式由箭头标识；

·当卫星从南半球到北半球时，对应于轨道和赤道平面PE之间的交点的升交点NA；

·当卫星从南半球到北半球时，对应于轨道和赤道平面PE之间的交点的降交点ND；和

·远地点B和近地点T，对应于分别具有最高高度的点和具有最低高度的点的椭圆轨道。近地点相对于升交点和降交点的线的倾斜角由近地点的ω测量。在所示的实施例中，轨道O是圆形的，并且远地点T和近地点B基本上处于相同的高度，其中ω＝90°。

还定义了升交点的经度Ω，该经度是春分点g的方向和连接降交点ND与升交点NA的线之间的角度。升交点的经度Ω从春分点g的方向朝向升交点NA测量，对应于地球的旋转方向，同样由图1中的箭头指示。

因此，可以通过倾斜角i和升交点的经度Ω来定义轨道平面。

然后，卫星具有以这种方式定义的轨道平面PO中的圆形或椭圆形轨道。

对于圆形轨道，高度基本上是恒定的。

对于椭圆轨道，高度在卫星在其轨迹的最远点时的最大值和当卫星在其轨迹的近地点时的最小值之间变化。对于这种椭圆轨道，术语“高度”用于指定轨道的给定点处的高度，例如，在升交点处，在降降点处，在近地点处或在远地点处的高度。

图2示出了具有相同倾斜角i并且具有不同的升交点经度的两个圆形轨道O1和O2，从而导致轨道O1和O2之间的偏移dΩ。

图3是示出本发明的一个方面的方法的步骤的图。

图4和图5示出了本发明的一个方面的方法的实现方式。图4示出了通过本发明的一个方面的方法部署的卫星群的卫星的高度变化。图5示出了作为时间的函数的这些卫星中的每一个的升交点的经度Ω的变化。

在第一部署步骤10中，通过单个发射器部署群的多个卫星。

该多个卫星可以对应于群的所有卫星，或者仅对应于它们中的一些。在下面描述的并且在图4和5中示出的示例中，考虑在单次发射中部署六个卫星的集合。

多个卫星在公共初始轨道中以公共初始高度部署。

图4和5示出了在t＝0时的该部署步骤；在单次发射期间部署的所有六个卫星具有相同的高度和相同的轨道。

一旦已经执行了部署步骤10，执行控制以这种方式部署的卫星的高度的步骤20，以便将每个卫星保持在移位高度，同时保持在初始轨道平面中。

移位高度选自包括多个高度值的移位集合，并且包括例如初始高度。

在所示的示例中，移位集合具有三个高度：

·初始高度；

·高移位高度，高于初始高度；和

·低移位高度，低于初始高度。

在该示例中，初始高度为800km，高移位高度为1500km，低移位高度为270km。

其他实现方式也是可能的，例如。在移位集合中具有更大或更小数量的高度，并且可选地包括移位集合中的初始高度和/或最终高度。

一般来说，初始高度，高移位高度，低移位高度和最终高度都在150公里至75,000公里的范围内。

举例来说，初始高度可以在33,000km至38,000km的范围内，并且最终高度可以在20,000km至25,000km的范围内。

当该集合中的一些卫星具有不是非常高的移位高度时，可能需要施加推力以便补偿大气阻力，从而将卫星保持在移位高度。

图4示出了用于控制卫星的高度的步骤20的持续时间的跨度的示例。

如图所示，两个卫星被控制离开初始高度，以便在已经执行部署步骤10时达到它们各自的移位高度。

随后，其移位轨道相继地获取另外三颗卫星；两个卫星因此在发射步骤10之后大约50天被相继地控制到达它们各自的移位轨道，并且在部署步骤10之后大约100天控制第五卫星到达其移位轨道。第六卫星保持在初始轨道。

一旦它们的高度不同，各个卫星在移动步骤30期间相对于彼此逐渐移动。

具体来说，地球不是一个完美的球体；特别是在其极点处变平，从而导致其主重力势的显着干扰。

由于地球重力场而作用在物体上的作用力取决于物体离地球的距离，这种扰动导致在不同海拔高度运行的卫星的轨道逐渐被修改，。

因此，如果初始轨道被认为是参考轨道，则被采取与初始高度不同的移位高度的卫星具有相对于初始轨道逐渐修改的轨道。轨道的这种修改导致对升交点的经度Ω的修改，其对于具有低于初始高度的移位轨道的卫星增加，并且对于具有高于初始高度的移位轨道的卫星减小。然而，卫星的各个轨道的轨迹保持相同；只有升交点的经度Ω发生变化。

应该观察到，在该示例中的初始轨道被选择为参考轨道，但是该选择是任意的，并且仅用于描述卫星的轨道相对于彼此的移动。

在各种卫星发送到它们各自的移位高度的时间中的跨度用于获得不同的移位值，即使几个卫星被发送到相同的移位高度。

图5示出了对于所考虑的六个卫星，升交点的经度Ω随时间变化。

在图5中，可以看到曲线中斜率的几个变化，示出了升交点的经度随时间的变化，这些斜率变化对应于所考虑的卫星的高度的变化。

随后在最终控制步骤40中将卫星获取到最终轨道，其中各种卫星被控制以便从它们各自的移位高度被获取到最终高度。

最终高度通常位于初始高度和低移位高度之间。最终高度也可以属于移位集合；那么所有或一些卫星在该最终控制步骤40期间不需要改变它们的高度。最终高度通常在200km到800km的范围内，其对应于通常用于观测卫星的高度。

在所示的示例中，卫星被相继地获取到420km的最终高度。

在一个变型中，卫星可以同时被获取到最终高度，或者它们可以成组地被获取到最终高度。

该最终控制步骤被配置为使得一旦卫星已经到达最终高度，它们各自的轨道相对于彼此移位，例如，使得各种轨道相对于赤道平面具有相同的相同倾斜角i，而每个轨道的升交点的经度Ω是不同的。例如，倾斜角可以是96°。最终轨道的倾斜角可以与初始轨道的倾斜角相同或不同。

因此，各个卫星的最终轨道遵循相同但是相对于彼此移动围绕公共轴线(具体地，地球的旋转轴线)的旋转角度的轨迹。

在所示的实施例中，控制步骤20、移位步骤30和最终控制步骤40被配置为使得在两个相邻卫星的轨道之间的升交点的经度Ω的变化是恒定的，被获取到最终高度，并且在该示例中等于15°。

如图4所示，控制步骤20、换档步骤30和最终控制步骤40重叠；例如，一些卫星正在执行其最终控制步骤40，而其他卫星仍在移位步骤30中。

图6示出了使用本发明的一个方面的方法部署的卫星群的示例。

该图示出了如上参照图4和图5所述的六个卫星的轨道O1至O6。如上所述，控制步骤20、移位步骤30和最终控制步骤40被配置为：两个相邻卫星的轨道之间的升交点的经度Ω使得一旦卫星已经到达最终高度，则所得到的dΩ在任何两个相继轨道之间是恒定的。

因此，如上所述的方法使得卫星群中的多个卫星能够在单次发射中被部署，并且使得它们各自的轨道能够通过利用地球的重力势而相互移位。该方法可用于部署具有任何类型的轨道的卫星群：圆形，椭圆形，低轨道或高轨道。

因此，该方法使得可以避免消耗大量的推进剂，以便修改卫星的轨道，并且显着地减少这种部署所需的发射的数量。

作为期望的最终轨道的函数，卫星群因此可以在不到一年内就位。

例如，通过两次发射(每个携带六个卫星)并通过执行所提出的方法来部署12颗卫星的群可以在不到一年内实现方式。

Claims (10)

1.一种部署卫星群的方法，所述方法包括以下步骤：

·使用单个发射器在相同的初始轨道上以相同的初始高度部署(10)多个卫星；

·以下述方式控制(20)所述卫星：根据所述初始轨道，使得每个卫星到达从移位集合中选择的移位高度，其中各个卫星的轨道在地球引力势的影响下在相应移位高度相对于彼此移位(30)；和

·控制(40)所述卫星使得所述卫星依次移动以达到相同的最终高度，所述依次移动以这样的方式执行：使得所述卫星的最终轨道具有相同的轨迹，所述轨迹具有相同的相对于赤道面的倾斜角，但对于其升交点呈现不同的经度。

2.根据权利要求1所述的方法，其中所述卫星的最终轨道绕地球旋转轴线相对于彼此角偏移。

3.根据权利要求2所述的方法，其中所述最终轨道在两个相继的最终轨道之间呈现恒定的角偏移(dΩ)。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的方法，其中所述移位集合包括高移位高度和低移位高度，分别具有高于所述初始高度的高度和低于所述初始高度的高度。

5.根据权利要求4所述的方法，其中所述初始高度、所述高移位高度、所述低移位高度和所述最终高度位于150km至75,000km的范围内。

6.根据权利要求4或5所述的方法，其中所述卫星的最终高度位于所述初始高度和所述低移位高度之间。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的方法，其中所述最终高度位于200km至800km的范围内。

8.根据权利要求6所述的方法，其中所述初始高度为800km，所述高移位高度为1500km，所述低移位高度为270km，并且所述最终高度为420km。

9.根据权利要求5所述的方法，其中所述初始高度位于33,000km至38,000km的范围内，并且所述最终高度位于20,000km至25,000km的范围内。

10.根据权利要求1至9中任一项所述的方法，其中所述卫星的最终轨道具有不同于其初始轨道的倾斜角。