CN109507909B

CN109507909B - 基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法及系统

Info

Publication number: CN109507909B
Application number: CN201811102709.7A
Authority: CN
Inventors: 杨学猛; 赵悦; 许珩; 张东旭; 朱新昱; 李玉群
Original assignee: China Satellite Communications Co ltd
Current assignee: China Satellite Communications Co ltd
Priority date: 2018-09-20
Filing date: 2018-09-20
Publication date: 2021-11-16
Anticipated expiration: 2038-09-20
Also published as: CN109507909A

Abstract

本发明公开了一种基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法及系统，其中，该方法包括：对A星、共轨01星和共轨02星采用偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略；得到A星的轨控策略、共轨01星的轨控策略和共轨02星的轨控策略；根据A星的轨控策略和质量、光压系数、卫星有效光照面积、电推力器配置和化学推力器配置进行建模仿真；根据共轨01星的轨控策略和质量、光压系数、卫星有效光照面积和化学推力器配置进行建模仿真；根据共轨02星的轨控策略和质量、光压系数、卫星有效光照面积和化学推力器配置进行建模仿真。本发明解决了基于混合动力卫星共位方案和轨控方案设计仿真困难，共位管理风险性不确定的问题。

Description

基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法及系统

技术领域

本发明属于空间航天器在轨管理领域，尤其涉及一种基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法及系统。

背景技术

某卫星(以下以A星表示)是一颗基于东方红三号B平台的技术试验和通信卫星，星载化学推进和电推进两种混合动力，长期处于三星共位任务环境下。东方红三号B平台属于新研制平台，使用混合动力进行位保控制在国内尚属首次，传统的化学推进器轨控策略不适用于电推进器轨控。电推进器比冲高但推力小、机动频繁导致轨控策略设计场景复杂、约束条件多、分析数据量巨大、仿真和实际轨控运行困难。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法及系统，解决了基于混合动力卫星共位方案和轨控方案设计仿真困难，共位管理风险性不确定的问题，从而满足三星长期共位运行的需求。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法，所述方法包括如下步骤：步骤一：对A星、共轨01星和共轨02星采用偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略；步骤二：根据步骤一中的偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略对A星、共轨01 星和共轨02星具体共位策略进行分析，得到A星的轨控策略；根据步骤一中的偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略对A星、共轨01星和共轨 02星具体共位策略进行分析，得到共轨01星的轨控策略；根据步骤一中的偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略对A星、共轨01星和共轨02星具体共位策略进行分析，得到共轨02星的轨控策略；步骤三：根据步骤二中的A星的轨控策略和A星的质量、光压系数、卫星有效光照面积、电推力器配置和化学推力器配置进行建模仿真；根据步骤二中的共轨01星的轨控策略和共轨 01星的质量、光压系数、卫星有效光照面积和化学推力器配置进行建模仿真；根据步骤二中的共轨02星的轨控策略和共轨02星的质量、光压系数、卫星有效光照面积和化学推力器配置进行建模仿真；步骤四：根据步骤三中的A星建模仿真结果、共轨01星建模仿真结果和共轨02星建模仿真结果确认A星、共轨01星、共轨02星在轨期间满足最小10公里的共位安全距离。

上述基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法中，在步骤一中，A 星为混合动力卫星；共轨01星及共轨02星为化学推进卫星。

上述基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法中，在步骤二中，A 星的轨控策略为：A星偏心率控制圆圆心设置在(-300μ，-400μ)，A星控制偏心率圆半径等于200μ；A星倾角控制范围:i_x为-0.03°～0.03°，i_y为0.01°～0.1°； A星南北位保周期为在倾角年自然增长最大年份外每7天内需要进行5天南北位保控制，每天实施两次控制；在倾角年自然增长最大年份，每7天内需要进行6天南北位保控制，每天实施两次控制；A星南北位保的中心时刻定为倾角长期摄动自然增长反方向位置处；其中，μ为10^-6，i_x为A星轨道倾角在X轴方向的分量，i_y为A星轨道倾角在Y轴方向的分量，i_x＝i*cosΩ，i_y＝i*sinΩ，i 为卫星轨道倾角，Ω为卫星轨道平面升交点赤经；A星东西位保周期为7天。

上述基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法中，在步骤二中，共轨01星的轨控策略为：共轨01星的偏心率控制圆圆心设置在(300μ，0μ)，共轨01星的控制偏心率圆半径等于300μ；共轨01星的倾角矢量维持在倾角坐标系的第一象限，共轨01星的升交点赤经大于3°；共轨01星的南北位保周期为 300天，共轨01星的东西位保周期为14天，其中，μ为10^-6。

上述基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法中，在步骤二中，共轨02星的轨控策略为：共轨02星的偏心率控制圆圆心设置在(-300μ，0μ)，共轨02星的控制偏心率圆半径等于200μ；共轨02星的倾角矢量倾角控制范围: i_x为-0.03°～0.03°，i_y为-0.01°～-0.1°；共轨02星的南北位保周期为14天，共轨 02星的东西位保周期为14天，其中，μ为10^-6。

上述基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法中，倾角年自然增长最大年份为0.95°/年。

一种基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模系统，包括：第一模块，用于对A星、共轨01星和共轨02星采用偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略；第二模块，用于根据第一模块中的偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略对A星、共轨01星和共轨02星具体共位策略进行分析，得到A星的轨控策略；用于根据第一模块中的偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略对A星、共轨01星和共轨02星具体共位策略进行分析，得到共轨01星的轨控策略；用于根据第一模块中的偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略对A星、共轨01星和共轨02星具体共位策略进行分析，得到共轨02星的轨控策略；第三模块，用于根据第二模块中的A星的轨控策略和A 星的质量、光压系数、卫星有效光照面积、电推力器配置和化学推力器配置进行建模仿真；用于根据第二模块中的共轨01星的轨控策略和共轨01星的质量、光压系数、卫星有效光照面积和化学推力器配置进行建模仿真；用于根据第二模块中的共轨02星的轨控策略和共轨02星的质量、光压系数、卫星有效光照面积和化学推力器配置进行建模仿真；第四模块，用于根据第三模块中的A星建模仿真结果、共轨01星建模仿真结果和共轨02星建模仿真结果确认A星、共轨01星、共轨02星在轨期间满足最小10公里的共位安全距离。

上述基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模系统中，A星为混合动力卫星；共轨01星及共轨02星为化学推进卫星。

上述基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模系统中，A星的轨控策略为：A星偏心率控制圆圆心设置在(-300μ，-400μ)，A星控制偏心率圆半径等于200μ；A星倾角控制范围:i_x为-0.03°～0.03°，i_y为0.01°～0.1°；A星南北位保周期为在倾角年自然增长最大年份外每7天内需要进行5天南北位保控制，每天实施两次控制；在倾角年自然增长最大年份，每7天内需要进行6天南北位保控制，每天实施两次控制；A星南北位保的中心时刻定为倾角长期摄动自然增长反方向位置处；其中，μ为10^-6，i_x为A星轨道倾角在X轴方向的分量，i_y为A星轨道倾角在Y轴方向的分量，i_x＝i*cosΩ，i_y＝i*sinΩ，i为卫星轨道倾角，Ω为卫星轨道平面升交点赤经；A星东西位保周期为7天。

上述基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模系统中，共轨01星的轨控策略为：共轨01星的偏心率控制圆圆心设置在(300μ，0μ)，共轨01星的控制偏心率圆半径等于300μ；共轨01星的倾角矢量维持在倾角坐标系的第一象限，共轨01星的升交点赤经大于3°；共轨01星的南北位保周期为300天，共轨01 星的东西位保周期为14天，其中，μ为10^-6。

上述基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模系统中，共轨02星的轨控策略为：共轨02星的偏心率控制圆圆心设置在(-300μ，0μ)，共轨02星的控制偏心率圆半径等于200μ；共轨02星的倾角矢量倾角控制范围:i_x为 -0.03°～0.03°，i_y为-0.01°～-0.1°；共轨02星的南北位保周期为14天，共轨02星的东西位保周期为14天，其中，μ为10^-6。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)本发明根据A星、共轨01星和共轨02星的轨控策略能够确保基于混合动力轨控技术的卫星与两颗传统化推卫星长期安全运行于其定点位置±0.1°控制窗口内，同时共位星各自燃料消耗与一轨单星一致，不因为多星共位损失任何一颗卫星在轨寿命；

(2)本发明在满足星星间最小安全距离(>10Km)前提下，保证A星轨道控制窗口尽量小，确保A星地面覆盖精度要求；

(3)本发明根据A星的轨控策略确保即使A星电推进器失效，3周内不做南北位保，也不会对周围两颗卫星轨控计划产生影响，更不会危及三星共位安全；

(4)本发明能够最小化对共轨01星现有轨控策略的影响；

(5)本发明能够最小化卫星的操作任务和协调工作量。

附图说明

图1是本发明实施例提供的基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法流程图；

图2是本发明实施例提供的共位星偏心率矢量差示意图；

图3是本发明实施例提供的共位星倾角矢量差示意图；

图4是本发明实施例提供的共位星偏心率控制策略图；

图5是本发明实施例提供的共位星倾角控制策略图；

图6是本发明实施例提供的A星轨控策略建模图；

图7是本发明实施例提供的共轨01星轨控策略建模图；

图8是本发明实施例提供的共轨02星轨控策略建模图；

图9是本发明实施例提供的电推力器配置建模图；

图10是本发明实施例提供的化学推力器配置建模图；

图11是本发明实施例提供的A星与共轨01星最小距离确认图；

图12是本发明实施例提供的A星与共轨02星最小距离确认图；

图13是本发明实施例提供的共轨01星与共轨02星最小距离确认图。

具体实施方式

下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

图1是本发明实施例提供的基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法流程图。如图1所示，该方法包括如下步骤：

步骤一：对A星、共轨01星和共轨02星采用偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略，分析如下；

针对A星使用电推进器作为控制分系统执行机构；电推进器推力低，位保机动频繁；电推进器首次在民用卫星上使用，性能指标无在轨运行数据；有效载荷地面覆盖精度要求高，轨道控制精度要求高；共轨01星为大倾角运行的特点，从A星、共轨01星和共轨02星在轨运行安全强壮性考虑，确定采用偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略。

步骤二：根据步骤一中的偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略对A星、共轨01星和共轨02星具体共位策略进行分析，分析如下：

A星、共轨01星和共轨02星两两间相对运动公式如下式：

以共轨01星和共轨02星为例，式(1)中：ΔR为共轨01星和共轨02星径向距离差；ΔT为共轨01星和共轨02星切向距离差；ΔN为共轨01星和共轨 02星法向距离差；Δa为共轨01星和共轨02星半长轴差；de为共轨01星和共轨02星偏心率矢量差(如图2所示)；S为共轨01星和共轨02星赤经；αe为共轨01星和共轨02星偏心率矢量夹角(如图2所示)；a_s为同步轨道理论半长轴；

为共轨01星平经度；

为共轨02星平经度；ω_e为地球自转角速度；t-t₀为共位星经历时间长度；di为共轨01星和共轨02星倾角矢量差(如图3所示)；αi为共轨01星和共轨02星倾角矢量夹角(如图3所示)。

从式(1)得到：在两星起始经度、倾角相等、半长轴一致的情况下，卫星二围绕卫星一做椭圆运动，卫星一处于该椭圆的几何中心。星星间分隔的距离由这个椭圆的大小决定，椭圆的大小正比于星星间偏心率矢量差值，理论最小距离出现在星地连线方向(R)上，绝对值等于a_sde；单独利用倾角偏差无法实现双星间安全隔离；单独利用偏心率偏差有可能实现星星间隔离，但切向上的不确定性较高，不仅与星星间初始经度差、半长轴差有关，而且与历经时间长度 (t-t0)有关。这在卫星南北位保耦合或东西位保控制精度偏差过高情况下，存在碰撞风险。

A星、共轨01星和共轨02星两两间距离公式如下：

以共轨01星和共轨02星为例，公式(2)中：r为共轨01星和共轨02星间的距离。根据公式(1)及公式(2)，当共轨01星和共轨02星切向距离差ΔT和法向距离差ΔN均为零时，共轨01星和共轨02星间距离公式如下：

r＝ΔR (3)

以共轨01星和共轨02星为例，将式(1)代入式(3)，共轨01星和共轨 02星间距离公式如下：

r＝ΔR＝Δa-a_sde·cos(α) (4)

以共轨01星和共轨02星为例，式(4)中α为共轨01星和共轨02星偏心率矢量差(de)和倾角矢量差(di)间夹角。

由式(4)得到:

当共轨01星和共轨02星偏心率矢量差和倾角矢量差平行时，原则上只要控制共轨01星和共轨02星偏心率矢量差绝对值

共轨01星和共轨02星能够安全共位；r_m为共轨01星和共轨02星之间最小分隔距离余量；

当共轨01星和共轨02星偏心率矢量差和倾角矢量差垂直时，卫星存在碰撞风险；

当共轨01星和共轨02星偏心率矢量差和倾角矢量差在0°～90°之间，共轨 01星和共轨02星安全分隔距离与α角符合余弦变化规律，即随着α角增大安全分隔距离减小，卫星碰撞风险逐步增高。

根据以上分析，在采用偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略时，尽可能将A星、共轨01星和共轨02星两两卫星间偏心率矢量差与倾角矢量差相平行，能够确保A星、共轨01星和共轨02星共位安全。

根据以上结论，得到A星的轨控策略：A星偏心率控制圆圆心设置在(-300μ， -400μ)，A星控制偏心率圆半径等于200μ；A星倾角控制范围:i_x为-0.03°～0.03°， i_y为0.01°～0.1°；A星南北位保周期为在倾角年自然增长最大年份外每7天内需要进行5天南北位保控制，每天进行两次控制；在倾角年自然增长最大年份，每7天内需要进行6天南北位保控制，每天进行两次控制；A星南北位保的中心时刻定为倾角长期摄动自然增长反方向位置处；其中，μ为10^-6，i_x为A星轨道倾角在X轴方向的分量，i_y为A星轨道倾角在Y轴方向的分量，i_x＝i*cosΩ， i_y＝i*sinΩ，i为卫星轨道倾角，Ω为卫星轨道平面升交点赤经；A星东西位保周期为7天。

根据以上结论，得到共轨01星的轨控策略：共轨01星的偏心率控制圆圆心设置在(300μ，0μ)，共轨01星的控制偏心率圆半径等于300μ；共轨01星的倾角矢量维持在倾角坐标系的第一象限，共轨01星的升交点赤经大于3°；共轨01星的南北位保周期为300天，共轨01星的东西位保周期为14天；

根据以上结论，得到共轨02星的轨控策略：共轨02星的偏心率控制圆圆心设置在(-300μ，0μ)，共轨02星的控制偏心率圆半径等于200μ，以太阳同步指向方式进行控制共轨02星；共轨02星的倾角矢量倾角控制范围:i_x为 -0.03°～0.03°，i_y为-0.01°～-0.1°；共轨02星的南北位保周期为14天，共轨02 星的东西位保周期为14天。

A星、共轨01星和共轨02星偏心率控制策略如图4所示；

A星、共轨01星和共轨02星倾角控制策略如图5所示；

步骤三：根据步骤二中获得的A星的轨控策略和A星的质量、光压系数、卫星有效光照面积、电推力器配置、化学推力器配置以及约束条件对A星进行建模仿真：

如图6所示：

根据A星质量、光压系数、卫星有效光照面积、共位分析开始时刻建立A 星初始轨道参数，包括轨道历元时刻、半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点幅角、平近点角以及A星面质比；

根据A星的轨控策略设置A星偏心率控制圆圆心坐标e_x＝-300μ，e_y＝-400μ；偏心率控制圆半径e_c＝200μ；东西位保周期为7天；控制精度为±0.05°；倾角控制圆圆心坐标i_x＝0，i_y＝-0.03°；倾角控制圆半径(控制范围)为0.03°；

根据A星的轨控策略设置A星的测距计划；

根据A星的轨控策略设置A星的偏心率控制策略，针对A星卫星平台的控制特点以及约束条件，分别选取只控经度漂移(卫星本地时18：00)以及最省燃料下的指定偏心率圆控制两种控制策略分别建模；

根据A星化学推力器特性，设置A星化学推力器比冲、化学推力器效率；

根据A星电推力器特性，设置A星单次法向机动量；

如图9所示：

根据建模时间段设置南北位保周期为每7天控5天或每7天控6天；

根据A星电推力器特性，电推力器比冲、电推力器效率、电推力器推力；

根据A星电推力器安装角度，设置A星电推力器NOR平面与法向固定偏置角，N为A星轨道平面法向方向，R为A星轨道平面径向方向；

根据A星电推力器安装角度以及建模仿真时段，设置平经度偏移量(如图所示)，分析如下：

根据A星电推力器安装角度，在进行A星南北位保时均会产生与速度增量方向相反的径向分量，考虑到每天进行的点火间隔约12小时一南一北两次机动，使得径向分量对卫星定点经度位置上有持续拉偏(经度变大)效应，对卫星偏心率矢量产生对消效应，最终表现在对卫星经度上产生一个东向偏置效果。在仿真建模时必须予以考虑；

根据A星电推力器切向分量，设置电推力器可调偏置角α角和β角(如图所示)，α角为电推力器NOR平面与法向可调偏置角，β角为电推力器NOT平面与法向可调偏置角，N为A星轨道平面法向方向，T为A星轨道平面切向方向，R为A星轨道平面径向方向，具体分析如下：

A星在矢量调节机构不为零时，电推力器在切向上将出现速度分量。针对该速度分量，选取不同的矢量调节机构可调偏置角分别建模。分别针对切向切向速度分量为0、切向速度分量为法向速度分量的1％以及切向速度分量为法向速度分量的5％，设置A星南侧主份、备份、北侧主份、备份推力器的α角以及β角；

根据以上A星建模场景进行仿真计算。

根据步骤二中的共轨01星的轨控策略和共轨01星的质量、光压系数、卫星有效光照面积和化学推力器配置进行建模仿真：

如图7所示：

根据共轨01星质量、光压系数、卫星有效光照面积、共位分析开始时刻建立共轨01星初始轨道参数，包括轨道历元时刻、半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点幅角、平近点角以及共轨01星面质比；

根据共轨01星的轨控策略设置共轨01星偏心率控制圆圆心坐标e_x＝300μ， e_y＝0μ；偏心率控制圆半径e_c＝300μ；东西位保周期为14天；控制精度为±0.05°；倾角控制圆圆心坐标i_x＝1.56°，i_y＝0.54°；倾角控制圆半径(控制范围)为0.27°；南北位保周期为300天；

根据共轨01星化学推力器特性，设置共轨01星化学推力器比冲、化学推力器效率；

根据以上共轨01星建模场景进行仿真计算。

根据步骤二中的共轨02星的轨控策略和共轨02星的质量、光压系数、卫星有效光照面积和化学推力器配置进行建模仿真：

如图8所示：

根据共轨02星质量、光压系数、卫星有效光照面积、共位分析开始时刻建立共轨02星初始轨道参数，包括轨道历元时刻、半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点幅角、平近点角以及共轨02星面质比；

根据共轨02星的轨控策略设置共轨02星偏心率控制圆圆心坐标e_x＝-300μ， e_y＝0μ；偏心率控制圆半径e_c＝200μ；东西位保周期为14天；控制精度为±0.05°；倾角控制圆圆心坐标i_x＝0°，i_y＝-0.05°；倾角控制圆半径(控制范围)为0.03°；南北位保周期为14天；

如图9所示：

根据共轨02星化学推力器特性，设置共轨02星化学推力器比冲、化学推力器效率；

根据以上共轨02星建模场景进行仿真计算。

步骤四：根据步骤三中的A星建模仿真结果、共轨01星建模仿真结果和共轨02星建模仿真结果确认A星、共轨01星、共轨02星两两最小距离大于共位星最小安全距离10公里。

如图11所示，在切向距离与法向距离均为0的极端情况下，A星与共轨 01星在2017年1月1日至2017年12月31日共位时间段内最小距离大于10 公里，符合共位安全条件；

如图12所示，在切向距离与法向距离均为0的极端情况下，A星与共轨 02星在2017年1月1日至2017年12月31日共位时间段内最小距离大于10 公里，符合共位安全条件；

如图13所示，在切向距离与法向距离均为0的极端情况下，共轨01星与共轨02星在2017年1月1日至2017年12月31日共位时间段内最小距离大于 10公里，符合共位安全条件；

根据以上建模仿真结果，以上共位策略可行。

本实施还提供了一种基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模系统，包括：第一模块，用于对A星、共轨01星和共轨02星采用偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略，其中，A星为混合动力卫星；共轨01星及共轨 02星为化学推进卫星；第二模块，用于根据第一模块中的偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略对A星、共轨01星和共轨02星具体共位策略进行分析，得到A星的轨控策略；用于根据第一模块中的偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略对A星、共轨01星和共轨02星具体共位策略进行分析，得到共轨01星的轨控策略；用于根据第一模块中的偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略对A星、共轨01星和共轨02星具体共位策略进行分析，得到共轨02星的轨控策略；第三模块，用于根据第二模块中的A星的轨控策略和A星的质量、光压系数、卫星有效光照面积、电推力器配置和化学推力器配置进行建模仿真；用于根据第二模块中的共轨01星的轨控策略和共轨01星的质量、光压系数、卫星有效光照面积和化学推力器配置进行建模仿真；用于根据第二模块中的共轨02星的轨控策略和共轨02星的质量、光压系数、卫星有效光照面积和化学推力器配置进行建模仿真；第四模块，用于根据第三模块中的A星建模仿真结果、共轨01星建模仿真结果和共轨02星建模仿真结果确认A星、共轨01星、共轨02星在轨期间满足最小10公里的共位安全距离。

上述实施例中，A星的轨控策略为：A星偏心率控制圆圆心设置在(-300μ， -400μ)，A星控制偏心率圆半径等于200μ；A星倾角控制范围:i_x为-0.03°～0.03°， i_y为0.01°～0.1°；A星南北位保周期为在倾角年自然增长最大年份外每7天内需要进行5天南北位保控制，每天实施两次控制；在倾角年自然增长最大年份，每7天内需要进行6天南北位保控制，每天实施两次控制；A星南北位保的中心时刻定为倾角长期摄动自然增长反方向位置处；其中，μ为10^-6，i_x为A星轨道倾角在X轴方向的分量，i_y为A星轨道倾角在Y轴方向的分量，i_x＝i*cosΩ， i_y＝i*sinΩ，i为卫星轨道倾角，Ω为卫星轨道平面升交点赤经；A星东西位保周期为7天。

上述实施例中，共轨01星的轨控策略为：共轨01星的偏心率控制圆圆心设置在(300μ，0μ)，共轨01星的控制偏心率圆半径等于300μ；共轨01星的倾角矢量维持在倾角坐标系的第一象限，共轨01星的升交点赤经大于3°；共轨01星的南北位保周期为300天，共轨01星的东西位保周期为14天，其中，μ为10^-6。

上述实施例中，共轨02星的轨控策略为：共轨02星的偏心率控制圆圆心设置在(-300μ，0μ)，共轨02星的控制偏心率圆半径等于200μ；共轨02星的倾角矢量倾角控制范围:i_x为-0.03°～0.03°，i_y为-0.01°～-0.1°；共轨02星的南北位保周期为14天，共轨02星的东西位保周期为14天，其中，μ为10^-6。

以上所述的实施例只是本发明较优选的具体实施方式，本领域的技术人员在本发明技术方案范围内进行的通常变化和替换都应包含在本发明的保护范围内。

Claims

1.一种基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：

步骤一：对A星、共轨01星和共轨02星采用偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略；

步骤二：根据步骤一中的偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略对A星、共轨01星和共轨02星具体共位策略进行分析，得到A星的轨控策略；

根据步骤一中的偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略对A星、共轨01星和共轨02星具体共位策略进行分析，得到共轨01星的轨控策略；

根据步骤一中的偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略对A星、共轨01星和共轨02星具体共位策略进行分析，得到共轨02星的轨控策略；

步骤三：根据步骤二中的A星的轨控策略和A星的质量、光压系数、卫星有效光照面积、电推力器配置和化学推力器配置进行建模仿真；

根据步骤二中的共轨01星的轨控策略和共轨01星的质量、光压系数、卫星有效光照面积和化学推力器配置进行建模仿真；

根据步骤二中的共轨02星的轨控策略和共轨02星的质量、光压系数、卫星有效光照面积和化学推力器配置进行建模仿真；

在步骤二中，A星的轨控策略为：A星偏心率控制圆圆心设置在(-300μ，-400μ)，A星控制偏心率圆半径等于200μ；A星倾角控制范围:i_x为-0.03°～0.03°，i_y为0.01°～0.1°；A星南北位保周期为在倾角年自然增长最大年份外每7天内需要进行5天南北位保控制，每天实施两次控制；在倾角年自然增长最大年份，每7天内需要进行6天南北位保控制，每天实施两次控制；A星南北位保的中心时刻定为倾角长期摄动自然增长反方向位置处；其中，μ为10^-6，i_x为A星轨道倾角在X轴方向的分量，i_y为A星轨道倾角在Y轴方向的分量，i_x＝i*cosΩ，i_y＝i*sinΩ，i为卫星轨道倾角，Ω为卫星轨道平面升交点赤经；A星东西位保周期为7天。

2.根据权利要求1所述的基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法，其特征在于：在步骤一中，A星为混合动力卫星；共轨01星及共轨02星为化学推进卫星。

3.根据权利要求1所述的基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法，其特征在于：在步骤二中，共轨01星的轨控策略为：共轨01星的偏心率控制圆圆心设置在(300μ，0μ)，共轨01星的控制偏心率圆半径等于300μ；共轨01星的倾角矢量维持在倾角坐标系的第一象限，共轨01星的升交点赤经大于3°；共轨01星的南北位保周期为300天，共轨01星的东西位保周期为14天，其中，μ为10^-6。

4.根据权利要求1所述的基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法，其特征在于：在步骤二中，共轨02星的轨控策略为：共轨02星的偏心率控制圆圆心设置在(-300μ，0μ)，共轨02星的控制偏心率圆半径等于200μ；共轨02星的倾角矢量倾角控制范围:i_x为-0.03°～0.03°，i_y为-0.01°～-0.1°；共轨02星的南北位保周期为14天，共轨02星的东西位保周期为14天，其中，μ为10^-6。

5.根据权利要求3所述的基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法，其特征在于：倾角年自然增长最大年份为0.95°/年。

6.一种基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模系统，其特征在于包括：

第一模块，用于对A星、共轨01星和共轨02星采用偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略；

第二模块，用于根据第一模块中的偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略对A星、共轨01星和共轨02星具体共位策略进行分析，得到A星的轨控策略；用于根据第一模块中的偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略对A星、共轨01星和共轨02星具体共位策略进行分析，得到共轨01星的轨控策略；用于根据第一模块中的偏心率矢量差与倾角矢量差联合隔离的共位策略对A星、共轨01星和共轨02星具体共位策略进行分析，得到共轨02星的轨控策略；

第三模块，用于根据第二模块中的A星的轨控策略和A星的质量、光压系数、卫星有效光照面积、电推力器配置和化学推力器配置进行建模仿真；用于根据第二模块中的共轨01星的轨控策略和共轨01星的质量、光压系数、卫星有效光照面积和化学推力器配置进行建模仿真；用于根据第二模块中的共轨02星的轨控策略和共轨02星的质量、光压系数、卫星有效光照面积和化学推力器配置进行建模仿真；

A星的轨控策略为：A星偏心率控制圆圆心设置在(-300μ，-400μ)，A星控制偏心率圆半径等于200μ；A星倾角控制范围:i_x为-0.03°～0.03°，i_y为0.01°～0.1°；A星南北位保周期为在倾角年自然增长最大年份外每7天内需要进行5天南北位保控制，每天实施两次控制；在倾角年自然增长最大年份，每7天内需要进行6天南北位保控制，每天实施两次控制；A星南北位保的中心时刻定为倾角长期摄动自然增长反方向位置处；其中，μ为10^-6，i_x为A星轨道倾角在X轴方向的分量，i_y为A星轨道倾角在Y轴方向的分量，i_x＝i*cosΩ，i_y＝i*sinΩ，i为卫星轨道倾角，Ω为卫星轨道平面升交点赤经；A星东西位保周期为7天。

7.根据权利要求6所述的基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模系统，其特征在于：A星为混合动力卫星；共轨01星及共轨02星为化学推进卫星。

8.根据权利要求6所述的基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模系统，其特征在于：共轨01星的轨控策略为：共轨01星的偏心率控制圆圆心设置在(300μ，0μ)，共轨01星的控制偏心率圆半径等于300μ；共轨01星的倾角矢量维持在倾角坐标系的第一象限，共轨01星的升交点赤经大于3°；共轨01星的南北位保周期为300天，共轨01星的东西位保周期为14天，其中，μ为10^-6。

9.根据权利要求6所述的基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模系统，其特征在于：共轨02星的轨控策略为：共轨02星的偏心率控制圆圆心设置在(-300μ，0μ)，共轨02星的控制偏心率圆半径等于200μ；共轨02星的倾角矢量倾角控制范围:i_x为-0.03°～0.03°，i_y为-0.01°～-0.1°；共轨02星的南北位保周期为14天，共轨02星的东西位保周期为14天，其中，μ为10^-6。