CN107506893B - 一种太阳同步轨道航天器安全管理方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供的一种太阳同步轨道航天器安全管理策略，针对太阳同步轨道区域航天器的安全管理策略问题，分析了现有太阳同步轨道区域航天器的分布特点，研究了地球非球形摄动、大气阻力摄动等因素对太阳同步轨道航天器位置的影响，据此给出了太阳同步轨道航天器轨位的划分依据，并制定了太阳同步轨道航天器安全管理策略；本发明提出的划分方法考虑了同一轨道高度的太阳同步轨道航天器通过极地上空的安全问题，太阳同步轨道航天器通过极地上空时，平均地方时保持在5分钟左右，可以保证航天器的安全。

Description

一种太阳同步轨道航天器安全管理方法
技术领域
本发明属于太阳同步轨道航天器安全管理技术领域，具体涉及一种太阳同步轨道航天器安全管理方法。
背景技术
作为一种特殊的空间轨道，太阳同步轨道(Sun Synchronous Orbit,SSO)的主要优点在于航天器的降交点地方时基本保持不变，航天器从同方向飞经同纬度的地方平太阳时相等。采用太阳同步轨道，可以使航天器的能源、观测目标的太阳高度角具有较好的特征，对于航天器对地观测领域具有很强的吸引力。
由忧思科学家联盟公布的航天器数据库显示，截至到2016年12月31日，在轨运行的航天器共1459个，在近地轨道的803颗航天器中，运行在太阳同步轨道的航天器有394颗，约占低轨航天器总数的49％。2016年底，超过5家具有实力的机构提出了低轨大型星座计划，例如OneWeb计划发射1320颗低轨航天器，波音公司计划发射2956颗低轨航天器，SpaceX计划发射11943颗低轨航天器，Telesat计划发射117颗低轨航天器，Planet计划发射67颗低轨航天器。可以预见到2025年左右，将有约16000颗新航天器进入近地轨道空间，但是这些航天器的轨道仅依据各家机构的需求而定，并没有从近地轨道空间安全的角度统筹考虑，增加了太阳同步轨道区域航天器碰撞的风险。
文献“International Space University Summer Session Program”(SpaceTraffic Management[R].Beijing,China,2007)提出了太阳同步轨道区域航天器的安全管理方法，指出在500km-1000km的太阳同步轨道区域，可以分成12个高度，每个高度上可以按照升交点赤经划分成42条轨道，每条轨道上大约分为1000个轨位，这样总的轨位数约504000个。由于太阳同步轨道航天器都是近极地轨道，如果按照这种方式，太阳同步轨道航天器将集中通过极地上空，带来很大的碰撞风险。
太阳同步轨道区域的安全管理正在引起航天领域的广泛关注。2017年5月结束的第九届国际空间轨道设计大赛，就是针对太阳同步轨道上最具危害性的123颗空间碎片，要求设计成本最低的碎片交会任务予以清除。
本文首先统计了现有太阳同步轨道空间物体的分布情况，得出现有在轨太阳同步轨道航天器主要分布在轨道高度为500km至900km、轨道倾角为97°至99°范围的结论。其次，针对太阳活动高年、低年的情况，分析了地球非球形摄动、大气阻力摄动等因素对航天器轨道位置的影响规律，从而得出了太阳同步轨道区域按轨道高度划分的依据。接着，考虑平地方时影响，研究了太阳同步轨道航天器轨位的划分依据。最后，针对太阳同步轨道空间日益拥挤的趋势，制定了发放轨道许可证的管理方法。
发明内容
针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种太阳同步轨道航天器安全管理方法，包括以下步骤：
步骤1：统计分析在轨太阳同步轨道航天器；
截至到2016年12月31日，正常在轨运行的太阳同步轨道航天器总数共394颗，这些航天器的轨道高度分布大致在392km至1201km之间，具体统计结果如表1所示；轨道倾角分布大致在96°至100.5°之间，具体倾角分布情况如表2所示。
表1 在轨太阳同步轨道航天器轨道高度分布情况
Figure GDA0002639972460000021
表2 在轨太阳同步轨道航天器轨道倾角分布情况
Figure GDA0002639972460000022
图2给出了目前太阳同步轨道航天器分布情况，可以看出，目前太阳同步轨道航天器的轨道高度和降交点地方时呈无规律的特点。
步骤2：进行太阳同步轨道航天器摄动分析；
太阳同步轨道是航天器轨道面的进动角速度与平太阳在赤道上移动的角速度相等的轨道，轨道半长轴和轨道倾角相互约束。对于太阳同步轨道航天器而言，航天器所受到的摄动力包括地球非球形摄动、大气阻力摄动、三体引力摄动以及太阳光压摄动。
大气模型对于航天器的影响，与航天器的高度具有很高的相关性，并且与太阳活动的强弱有很高的相关性，在航天器高度为600km以下时，大气模型将对航天器在轨运行产生很大的影响。准确的说，大气的作用将会直接改变航天器的半长轴，降低航天器的高度，高度为600km的太阳同步航天器，在大气模型的作用下，轨道高度衰减速度约每年1.5km，大气作用将会使航天器的沿航迹方向速度变快。
下面利用高精度动力学模型，分析太阳活动高年和低年时，太阳同步轨道主要高度在1个月内的轨道高度变化情况。地球引力场采用EGM96模型，引力场阶数取21×21，大气阻力采用Jacchia模型，大气阻力系数Cd取2.2，面质比取0.02m2/kg，太阳光压摄动Cr取1，考虑三体引力摄动。考虑太阳活动高年和低年的影响，分析太阳辐射指数F10.7的变化：太阳活动高年时的F10.7取200，太阳活动低年时的F10.7取70。表3给出了太阳活动高年太阳同步轨道航天器平均轨道高度变化。表4给出了太阳活动低年太阳同步轨道航天器平均轨道高度变化。
表3 太阳活动高年太阳同步轨道航天器平均轨道高度变化
Figure GDA0002639972460000031
表4 太阳活动低年太阳同步轨道航天器平均轨道高度变化
Figure GDA0002639972460000032
图3和图4分别给出了在太阳活动高年和太阳活动低年，500km高度的太阳同步轨道在1个月内平均轨道高度的变化图。
由表3、表4、图3和图4可以看出，太阳活动高年和低年，对太阳同步轨道平均高度变化影响很大。以典型的500km高度为例，在太阳活动高年，平均轨道高度在1个月内下降9.69km，在太阳活动低年，平均轨道高度在1个月内下降0.67km。因此在制定太阳同步轨道区域航天器管理方法时，需要充分考虑到太阳活动高年时，太阳同步轨道的受摄情况。
步骤3：分析太阳同步轨道航天器安全管理规则；
目前在分析在轨航天器的安全时，一种常用的方法是假设航天器的周围有一个25km×25km×2km的安全盒，即沿航迹方向和法向的安全距离均为25km，径向安全距离为2km。下面结合太阳同步轨道的特点，分析太阳同步轨道航天器安全距离的设置问题。
本步骤具体包括：
步骤3.1：分析径向安全距离设置问题。
径向安全距离受J2项摄动和轨道偏心率影响。在分析J2项摄动影响时，首先假设偏心率为零，此时径向距离变化量表示为
Figure GDA0002639972460000041
其中，
a--轨道半长轴；
J2--地球非球形摄动J2项系数，J2＝0.0010826267；
Re--地球平均赤道半径，且Re＝6378.137km；
i--轨道倾角；
ω--近地点俯角；
f--真近点角。
表5给出了不同轨道高度的太阳同步轨道航天器径向摄动距离变化的最大值。由表5可以看出，由J2项引起的径向距离变化不会超过10km。
表5 J2摄动影响下太阳同步轨道航天器径向距离变化最大值
Figure GDA0002639972460000042
步骤3.2：分析偏心率变化对于径向距离的影响。
对于平均轨道高度为1000km的航天器来说，0.001的偏心率会引起近地点和远地点间大约15km的变化。因此，考虑最小径向安全距离2km，J2项摄动引起的10km变化范围，偏心率引起的15km变化范围，以及测量与摄动误差考虑的余量3km，将径向安全距离设定为30km，假定航天器在30km的轨道高度范围内变化是安全的。
步骤4：制定太阳同步轨道航天器安全管理方法，本步骤具体包括：
步骤4.1：轨位划分；
由步骤1的分析可知，目前在轨太阳同步轨道航天器的轨道高度分布大致在392km至1201km之间，将这个区域按照30km间隔划分的话，将所有轨位分为27个高度。对于同一高度的太阳同步轨道航天器，划分轨位的依据是地方时。地方时相差15min是安全的，这样轨位的总数为：24h/15min＝96。每一个360°的轨道的升交点赤经间隔为：ΔΩ＝360°/96＝3.75。
定义v＝2Ω为离散化的一个参量，其差值2.5°定义一个轨位。表6给出具体数值例子便于理解，例如考虑Ω在30°到41.25°的范围内：
表6 同一轨道高度的太阳同步轨道航天器轨位计算
Figure GDA0002639972460000051
由表6可以看出，每个Ω对应三个轨位，这样在同一轨道高度总共有96×3＝288个轨位。图7给出了轨位划分示意图。
图7中每一个Ω对应的轨迹为灰色轨迹，每条灰色轨迹之间相差3.75°，共有96条灰色轨迹。每一条灰色轨迹上有三个黄色的点，相当于每个Ω上的三个轨位，一个高度的轨道上共288个轨位。于是，在392km至1201km高度区间，划分27×288＝7776个太阳同步轨道航天器轨位。
步骤4.2：制定安全管理方法；
本发明制定了应对方法：采取发放轨道许可证的方式，任何想发射太阳同步轨道航天器的国家必须申请轨道和频率资源，对任何想要进入太阳同步轨道的航天器轨位进行约束。例如，除了目前在轨的太阳同步轨道航天器外，未来发射的太阳同步轨道航天器必须放置在设计的7776个轨位上。这样的管理方法对太阳同步轨道区域的可持续健康发展是有利的。
本发明提供的一种太阳同步轨道航天器安全管理方法具有以下优点：
本发明提供的一种太阳同步轨道航天器安全管理方法，针对太阳同步轨道区域航天器的安全管理方法问题，分析了现有太阳同步轨道区域航天器的分布特点，研究了地球非球形摄动、大气阻力摄动等因素对太阳同步轨道航天器位置的影响，据此给出了太阳同步轨道航天器轨位的划分依据，并制定了太阳同步轨道航天器安全管理方法；本发明提出的划分方法考虑了同一轨道高度的太阳同步轨道航天器通过极地上空的安全问题，太阳同步轨道航天器通过极地上空时，平均地方时保持在5分钟左右，可以保证航天器的安全。
附图说明
图1为本发明提供的一种太阳同步轨道航天器安全管理方法的流程图；
图2为目前太阳同步轨道航天器空间分布情况；
图3为太阳活动高年500km高度的太阳同步轨道在1个月内平均轨道高度的变化图；
图4为太阳活动低年500km高度的太阳同步轨道在1个月内平均轨道高度的变化图；
图5为分析太阳同步轨道航天器安全管理规则流程图；
图6为制定太阳同步轨道航天器安全管理方法流程图；
图7为同一轨道高度的太阳同步轨道航天器轨位划分示意图。
具体实施方式
为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。
结合图1，本发明提供一种太阳同步轨道航天器安全管理方法，包括以下步骤：
步骤1：统计分析在轨太阳同步轨道航天器；
太阳同步轨道航天器的功能主要用于技术试验、空间科学实验，以及对地观测、通信等空间应用。截至到2016年12月31日，正常在轨运行的太阳同步轨道航天器总数共394颗，这些航天器的轨道高度分布大致在392km至1201km之间，具体统计结果如表1所示；轨道倾角分布大致在96°至100.5°之间，具体倾角分布情况如表2所示。
表1 在轨太阳同步轨道航天器轨道高度分布情况
Figure GDA0002639972460000061
表2 在轨太阳同步轨道航天器轨道倾角分布情况
Figure GDA0002639972460000062
图2给出了目前太阳同步轨道航天器分布情况，可以看出，目前太阳同步轨道航天器的轨道高度和降交点地方时呈无规律的特点。
步骤2：进行太阳同步轨道航天器摄动分析；
太阳同步轨道是航天器轨道面的进动角速度与平太阳在赤道上移动的角速度相等的轨道。在地球非球形J2项摄动的影响下，升交点赤经的长期变化率为：
Figure GDA0002639972460000071
其中，
Ω--轨道升交点赤经；
Re--地球平均赤道半径，且Re＝6378.137km；
n--轨道平均角速度；
a--轨道半长轴；
J2--地球非球形摄动J2项系数，J2＝0.0010826267；
i--轨道倾角；
e--轨道偏心率。
对于小偏心率轨道，可得：
Figure GDA0002639972460000072
太阳同步轨道航天器的轨道平面绕地球极轴进动的角速度，等于地球绕太阳公转的平均角速度0.985647°/d，有：
Figure GDA0002639972460000073
由公式(3)可以看出，轨道半长轴和轨道倾角相互约束。
对于太阳同步轨道航天器而言，航天器所受到的摄动力包括地球非球形摄动、大气阻力摄动、三体引力摄动以及太阳光压摄动。
二体条件下，地球被理想化为一个均质球体，地球对航天器的作用力只有中心引力。而实际上地球并非球对称，质量分布也不均匀，而是具有扁平度的梨形椭球体，导致地球重力场分布不均匀。所以，航天器在轨道的切线方向和法线方向同样受到引力作用，可将这些额外的力学因素统称为地球非球形摄动。因此，需在地球引力场位函数中增加一系列球面调和函数，以表示地球引力等位面与等球面的不重合。
目前广泛采用的地球引力场位函数U可表示为地心距R、地心纬度
Figure GDA0002639972460000075
和地心经度γ的函数：
Figure GDA0002639972460000074
其中，
Pn(x)--勒让德多项式；
Pmn(x)--缔和勒让德函数；
Jn--带谐项系数，对应的项为带谐项；
m--大于1的整数；
n--大于2的整数；
Cnm、Snm--田谐项系数，对应的项为田谐调和项。
对于近地轨道航天器，带谐项的影响远大于田谐项，而带谐项系数中J2最大，其它系数与其相比均为小量。因此，这里仅考虑J2项摄动对航天器位置的影响，可将上式简化为：
Figure GDA0002639972460000081
大气模型对于航天器的影响，与航天器的高度具有很高的相关性，并且与太阳活动的强弱有很高的相关性。一般来说，在航天器高度较低(600km以下)时，大气模型将对航天器在轨运行产生很大的影响。准确的说，大气的作用将会直接改变航天器的半长轴，降低航天器的高度，有资料显示，高度为600km的太阳同步航天器，在大气模型的作用下，轨道高度衰减速度约每年1.5km。将轨道近似视为圆形，这样粗略地根据万有引力方程：
MsV2/r＝GMeMs/r2 (6)
其中，
Ms--航天器质量；
V--航天器运动的速度；
r--运动半径；
G--万有引力常数；
Me--地球质量。
可以得到大气作用将会使航天器的沿航迹方向速度变快。
下面利用高精度动力学模型，分析太阳活动高年和低年时，太阳同步轨道主要高度在1个月内的轨道高度变化情况。地球引力场采用EGM96模型，引力场阶数取21×21，大气阻力采用Jacchia模型，Cd取2.2，面质比取0.02m2/kg，太阳光压摄动Cr取1，考虑三体引力摄动。考虑太阳活动高年和低年的影响，分析F10.7的变化：太阳活动高年时的F10.7取200，太阳活动低年时的F10.7取70。表3给出了太阳活动高年太阳同步轨道航天器平均轨道高度变化。表4给出了太阳活动低年太阳同步轨道航天器平均轨道高度变化。
表3 太阳活动高年太阳同步轨道航天器平均轨道高度变化
Figure GDA0002639972460000091
表4 太阳活动低年太阳同步轨道航天器平均轨道高度变化
Figure GDA0002639972460000092
图3和图4分别给出了在太阳活动高年和太阳活动低年，500km高度的太阳同步轨道在1个月内平均轨道高度的变化图。
由表3、表4、图3和图4可以看出，太阳活动高年和低年，对太阳同步轨道平均高度变化影响很大。以典型的500km高度为例，在太阳活动高年，平均轨道高度在1个月内下降9.69km，在太阳活动低年，平均轨道高度在1个月内下降0.67km。因此在制定太阳同步轨道区域航天器管理方法时，需要充分考虑到太阳活动高年时，太阳同步轨道的受摄情况。
步骤3：分析太阳同步轨道航天器安全管理规则；
目前在分析在轨航天器的安全时，一种常用的方法是假设航天器的周围有一个25km×25km×2km的安全盒，即沿航迹方向和法向的安全距离均为25km，径向安全距离为2km。下面结合太阳同步轨道的特点，分析太阳同步轨道航天器安全距离的设置问题。
步骤3.1：分析径向安全距离设置问题。
径向安全距离受J2项摄动和轨道偏心率影响。在分析J2项摄动影响时，首先假设偏心率为零，此时径向距离变化量表示为
Figure GDA0002639972460000093
其中，
ω--近地点俯角；
f--真近点角。
表5给出了不同轨道高度的太阳同步轨道航天器径向摄动距离变化的最大值。由表5可以看出，由J2项引起的径向距离变化不会超过10km。
表5 J2摄动影响下太阳同步轨道航天器径向距离变化最大值
Figure GDA0002639972460000101
步骤3.2：分析偏心率变化对于径向距离的影响。
对于平均轨道高度为1000km的航天器来说，0.001的偏心率会引起近地点和远地点间大约15km的变化。因此，考虑最小径向安全距离2km，J2项摄动引起的10km变化范围，偏心率引起的15km变化范围，以及测量与摄动误差考虑的余量3km，将径向安全距离设定为30km，假定航天器在30km的轨道高度范围内变化是安全的。
步骤4：制定太阳同步轨道航天器安全管理方法，本步骤具体包括；
步骤4.1：轨位划分；
由步骤1的分析可知，目前在轨太阳同步轨道航天器的轨道高度分布大致在392km至1201km之间，将这个区域按照30km间隔划分的话，将所有轨位分为27个高度。对于同一高度的太阳同步轨道航天器，划分轨位的依据是地方时。地方时相差15min是安全的，这样轨位的总数为：24h/15min＝96。每一个360°的轨道的升交点赤经间隔为：ΔΩ＝360°/96＝3.75。
定义v＝2Ω为离散化的一个参量，其差值2.5°定义一个轨位。表6给出具体数值例子便于理解，例如考虑Ω在30°到41.25°的范围内：
表6 同一轨道高度的太阳同步轨道航天器轨位计算
Figure GDA0002639972460000102
由表6可以看出，每个Ω对应三个轨位，这样在同一轨道高度总共有96×3＝288个轨位。图7给出了轨位划分示意图。
图7中每一个Ω对应的轨迹为灰色轨迹，每条灰色轨迹之间相差3.75°，共有96条灰色轨迹。每一条灰色轨迹上有三个黄色的点，相当于每个Ω上的三个轨位，一个高度的轨道上共288个轨位。于是，在392km至1201km高度区间，划分27×288＝7776个太阳同步轨道航天器轨位。
步骤4.2：制定安全管理方法；
目前，在近地轨道的803颗航天器中，运行在太阳同步轨道的航天器约占49％。而且，由于太阳同步轨道的优势，越来越多的微纳航天器也被发射到太阳同步轨道，这些航天器大多没有轨道机动能力，如何应对太阳同步轨道日益拥挤的压力，本发明制定了应对方法：采取发放轨道许可证的方式。
目前，地球静止轨道区域的管理比较规范，任何想发射地球静止轨道航天器的国家必须向国际电联申请轨道和频率资源。但是，目前发射太阳同步轨道航天器还是比较随意的，随着太阳同步轨道航天器数量越来越多，太阳同步轨道区域航天器安全管理的矛盾就越突出。可以借鉴航空管控的思想，对任何想要进入太阳同步轨道的航天器轨位进行约束。例如，除了目前在轨的太阳同步轨道航天器外，未来发射的太阳同步轨道航天器必须放置在设计的7776个轨位上。这样的管理方法对太阳同步轨道区域的可持续健康发展是有利的。
本发明提供的一种太阳同步轨道航天器安全管理方法，针对太阳同步轨道区域航天器的安全管理方法问题，分析了现有太阳同步轨道区域航天器的分布特点，研究了地球非球形摄动、大气阻力摄动等因素对太阳同步轨道航天器位置的影响，据此给出了太阳同步轨道航天器轨位的划分依据，并制定了太阳同步轨道航天器安全管理方法；本发明提出的划分方法考虑了同一轨道高度的太阳同步轨道航天器通过极地上空的安全问题。
具体具有以下优点：
(1)针对太阳同步轨道区域航天器的安全管理方法问题，分析了现有太阳同步轨道区域航天器的分布规律，为分析太阳同步轨道高度范围提供了参考；
(2)研究了地球非球形摄动、大气阻力摄动等因素对太阳同步轨道航天器位置的影响，为分析太阳同步轨道航天器径向安全距离提供了基本理论依据；
(3)通过分析径向安全距离设置问题和偏心率变化对于径向距离的影响，分析了太阳同步轨道航天器安全管理规则，并据此给出了太阳同步轨道航天器轨位的划分依据，并制定了太阳同步轨道航天器安全管理方法；本发明提出的划分方法考虑了同一轨道高度的太阳同步轨道航天器通过极地上空的安全问题，太阳同步轨道航天器通过极地上空时，平均地方时保持在5分钟左右，可以保证航天器的安全。
(4)提出了一种太阳同步轨道区域航天器安全管理的方法，通过采取发放轨道许可证的方式，可以保证太阳同步轨道航天器的安全，推动太阳同步轨道的高效利用和可持续发展。
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 (5)

1.一种太阳同步轨道航天器安全管理方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：统计分析在轨太阳同步轨道航天器；
统计分析在轨太阳同步轨道航天器的高度和倾角分布情况；
步骤2：进行太阳同步轨道航天器摄动分析；
对于太阳同步轨道航天器而言，航天器所受到的摄动力包括地球非球形摄动、大气阻力摄动、三体引力摄动以及太阳光压摄动；
步骤3：分析太阳同步轨道航天器安全管理规则；
研究太阳同步轨道航天器轨位的划分依据，首先分析径向安全距离设置问题，径向安全距离受地球非球形J2项摄动和轨道偏心率影响，假设偏心率为零，由地球非球形J2项摄动引起的径向距离变化不会超过10km；其次分析偏心率变化对于径向距离的影响，认为航天器在30km的轨道高度范围内变化是安全的；
步骤4：制定太阳同步轨道航天器安全管理方法；
由步骤1的分析可知，目前在轨太阳同步轨道航天器的轨道高度分布大致在392km至1201km之间，将这个区域按照30km间隔进行划分，将所有轨位分为27个高度；对于同一高度的太阳同步轨道航天器，划分轨位的依据是地方时，地方时相差15min是安全的，这样同一高度轨位为：24h/15min＝96个；每个升交点赤径对应三个轨位，在同一轨道高度总共有96×3＝288个轨位；因此，在392km至1201km高度之间，划分27×288＝7776个太阳同步轨道航天器轨位，并根据划分轨位制定安全管理方法：采取发放轨道许可证的方式。
2.根据权利要求1所述的太阳同步轨道航天器安全管理方法，其特征在于，步骤1中：
截至到2016年12月31日，正常在轨运行的太阳同步轨道航天器总数共394颗，这些航天器的轨道高度分布大致在392km至1201km之间，其中轨道高度在500km以下的航天器有38颗，占总数比例为9.7％，轨道高度在500km-900km之间的航天器有348颗，占总数比例为88.3％，轨道高度在900km以上的航天器有8颗，占总数比例为2％；轨道倾角分布大致在96°至100.5°之间，其中轨道倾角小于97°的航天器有3颗，占总数比例为0.8％，轨道倾角在97°-99°的航天器有382颗，占总数比例为96.9％，轨道倾角大于99°的航天器有9颗，占总数比例为2.3％；
目前太阳同步轨道航天器的轨道高度和降交点地方时呈无规律的特点。
3.根据权利要求1所述的太阳同步轨道航天器安全管理方法，其特征在于，步骤2中：
太阳同步轨道是航天器轨道面的进动角速度与平太阳在赤道上移动的角速度相等的轨道，轨道半长轴和轨道倾角相互约束；
大气模型对于航天器的影响，与航天器的高度具有很高的相关性，并且与太阳活动的强弱有很高的相关性；在航天器高度为600km以下时，大气模型将对航天器在轨运行产生很大的影响；准确的说，大气的作用将会直接改变航天器的半长轴，降低航天器的高度，高度为600km的太阳同步航天器，在大气模型的作用下，轨道高度衰减速度约每年1.5km；大气作用将会使航天器的沿航迹方向速度变快；
利用高精度动力学模型，分析太阳活动高年和低年时，太阳同步轨道高度在1个月内的轨道高度变化情况；地球引力场采用EGM96模型，引力场阶数取21×21，大气阻力采用Jacchia模型，大气阻力系数Cd取2.2，面质比取0.02m2/kg，太阳光压摄动Cr取1，考虑三体引力摄动；考虑太阳活动高年和低年的影响，分析太阳辐射指数F10.7的变化：太阳活动高年时的F10.7取200，太阳活动低年时的F10.7取70；在太阳活动高年，500km、600km、700km、800km、900km轨道高度的航天器1个月轨道高度变化分别为9.69km、2.56km、0.76km、0.26km、0.07km；在太阳活动低年，500km、600km、700km、800km、900km轨道高度的航天器1个月轨道高度变化分别为0.67km、0.12km、0.04km、0.02km、0.02km；
太阳活动高年和低年，对太阳同步轨道平均高度变化影响很大，因此在制定太阳同步轨道区域航天器管理方法时，需要充分考虑到太阳活动高年时，太阳同步轨道的受摄情况。
4.根据权利要求1所述的太阳同步轨道航天器安全管理方法，其特征在于，步骤3具体包括：
步骤3.1：分析径向安全距离设置问题；
径向安全距离受地球非球形J2项摄动和轨道偏心率影响；在分析地球非球形J2项摄动影响时，首先假设偏心率为零，此时径向距离变化量表示为
Figure FDA0002618050960000021
其中，
a--轨道半长轴；
J2--地球非球形摄动，J2＝0.0010826267；
Re--地球平均赤道半径，且Re＝6378.137km；
i--轨道倾角；
ω--近地点俯角；
f--真近点角；
J2项摄动影响下，500km、600km、700km、800km、900km轨道高度的太阳同步轨道航天器径向距离变化的最大值分别为9.45km、9.29km、9.14km、9.00km、8.85km，由地球非球形J2项摄动引起的径向距离变化不会超过10km；
步骤3.2：分析偏心率变化对于径向距离的影响；
对于平均轨道高度为1000km的航天器来说，0.001的偏心率会引起近地点和远地点间大约15km的变化；因此，考虑最小径向安全距离2km，地球非球形J2项摄动引起的10km变化范围，偏心率引起的15km变化范围，以及测量与摄动误差考虑的余量3km，将径向安全距离设定为30km，假定航天器在30km的轨道高度范围内变化是安全的。
5.根据权利要求1所述的太阳同步轨道航天器安全管理方法，其特征在于，步骤4具体包括：
步骤4.1：轨位划分；
由步骤1的分析可知，目前在轨太阳同步轨道航天器的轨道高度分布大致在392km至1201km之间，将这个区域按照30km间隔划分的话，将所有轨位分为27个高度；对于同一高度的太阳同步轨道航天器，划分轨位的依据是地方时；地方时相差15min是安全的，这样轨位的总数为：24h/15min＝96；每一个360°的轨道的升交点赤经间隔为：ΔΩ＝360°/96＝3.75°；
定义v＝2Ω为离散化的一个参量，其差值2.5°定义一个轨位；每个Ω对应三个轨位，这样在同一轨道高度总共有96×3＝288个轨位；于是，在392km至1201km高度区间，划分27×288＝7776个太阳同步轨道航天器轨位；
步骤4.2：制定安全管理方法；
制定安全管理方法：采取发放轨道许可证的方式；任何想发射太阳同步轨道航天器的国家必须申请轨道和频率资源，对任何想要进入太阳同步轨道的航天器轨位进行约束。
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