CN109533404A - 一种同步卫星寿命末期共位策略方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种同步卫星寿命末期共位策略方法，包括共位基本方法、倾角和偏心率矢量联合隔离共位策略和A星寿命末期与B星共位策略，所述A星寿命末期与B星共位策略包括绝对偏心率隔离方法和A星寿命末期与B星共位策略实现，本发明科学合理，使用安全方便，本发明主要研究了同步卫星停止在倾角控制后如何制定新的共位策略，从而保证双星安全，隔离选用绝对偏心率方式，但在设置该同步卫星偏心率保持圆圆心时需要考虑双星倾角矢量差变化规律，以保证当法向距离最小时，偏心率差可以产生足够径向隔离距离，根据制订的共位控制策略，该策略在实际应用中得到了很好的检验，对于后续卫星的共位可以起到一定的借鉴作用。
Description
技术领域
本发明涉及同步卫星共位技术领域，具体为一种同步卫星寿命末期共位策略方法。
背景技术
随着地球同步卫星日益增多，静止轨道也随之紧张，如何提高地球同步轨道弧段的利用率也日益受到重视，某同步卫星A星与B星原采用偏心率与倾角矢量联合隔离方案共轨，但A星已处于寿命末期，需要停止卫星南北控制，因此无法满足偏心率与倾角矢量联合隔离的要求，本发明主要研究了如何在倾角不控的条件下制定新的共位策略，从而保证双星安全，该策略在实际应用中得到了很好的检验对于后续卫星共位策略的制定起到一定的借鉴作用，人们利用一种同步卫星寿命末期共位策略方法来解决上述问题。
发明内容
本发明提供一种同步卫星寿命末期共位策略方法，可以有效解决上述背景技术中提出的静止轨道也随之紧张，如何提高地球同步轨道弧段的利用率的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种同步卫星寿命末期共位策略方法，所述双星运动方程为：
在同一平赤道经度l上共置双星，若偏心率e＜＜1，倾角i＜＜1时，双星间的相对运动方程可简化为：
其中：r、x和y分别表示共置双星在径、切和法向的相对运动参数；
δex和δey为共置双星的偏心率差；
δix和δiy为共置双星的轨道倾角矢量差；
as为静止轨道半长轴；
l＝Ω+ω+M为卫星的平赤经。
根据上述技术方案，所述双星基本隔离方法为：
在多星共位方法的选取上，主要考虑并置卫星的数量、地面测控站的布局、保持环的大小、轨道确定精度和推力器精度的因素，根据这些因素，常用的有完全经度隔离、偏心率隔离、偏心率和倾角联合隔离的方法，
(1)完全经度隔离；
将整个保持范围经度分成若干个比较小的保持区域，每个卫星占用一个；
(2)偏心率隔离；
所有卫星共同占据整个经度保持范围，但由于偏心率矢量不同，卫星在轨道平面内沿径向和切向方向被隔离开；
(3)偏心率和倾角联合隔离；
所有卫星共同占据整个经度保持范围，设置卫星具有不同的倾角矢量，使得在法向方向产生隔离，但由于卫星轨道面一天内有两次相交，因此法向距离不能完全达到隔离要求，设置卫星偏心率矢量不同，并使得倾角偏置与偏心率偏置之间平行，当法向距离为零时，偏心率差产生径向隔离距离。
根据上述技术方案，根据双星运动方程，当考虑法向隔离时，仅靠倾角差并不能完全达到双星隔离的要求，因为双星在一天内两次法向距离为零，若使得倾角偏置与偏心率偏置之间平行，则双星法向距离为零时可以保证偏心率差产生径向隔离距离；
采用偏心率矢量和倾角矢量联合隔离的主要思想：
(1)卫星平面内运动采用“太阳指向近地点控制”方式，对卫星偏心率矢量定期进行控制，使卫星偏心率矢量在保持圆内运动；
(2)倾角矢量控制在死区内，倾角矢量差与偏心率矢量差维持平行关系，这样可以使双星法向距离为零时，径向距离最大，实现平面内外联合隔离，其中A星和B星为两颗同步卫星；
A星倾角矢量要求：(-0.18°≤ix≤-0.1°,-0.14°≤iy≤0.14°)，偏心率保持圆圆心为(-2.3×10-4,0)，保持圆半径为ec＝3.0×10-4，摄动圆半径为es＝3.0×10-4，B星倾角矢量相应要求：(-0.04°≤ix≤0.1°,-0.1°≤iy≤0.1°)，偏心率保持圆圆心为(2.2×10-4,0.4×10-4)，保持圆半径为ec＝3.0×10-4，摄动圆半径为es＝3.0×10-4。
根据上述技术方案，所述A星和B星为同步卫星，A星与B星共轨原先采用偏心率矢量与倾角矢量联合隔离方案，根据方案要求，A星每年需进行6次南北控制以保证隔离要求，若停止A星南北保持控制工作，则必须采用新的共轨隔离方案，基于B星当前轨道控制策略不变的基础上，可以采用绝对偏心率隔离方案，所述A星寿命末期与B星共位策略包括绝对偏心率隔离方法和A星寿命末期与B星共位策略实现，所述A星寿命末期与B星共位策略实现包括A星与B星倾角变化规律和A星初始偏心率设置。
根据上述技术方案，所述绝对偏心率隔离方法是根据双星相对运动方程，法向运动与赤道面的径向和切向的相对运动独立，双星在径向和切向的相对运动为平赤道经度l作为变量的一个椭圆，椭圆方程为：
其中：
椭圆中心(δasasδl)，椭圆短半轴δeas在径向，长半轴2δeas在切向，若仅考虑偏心率差引起的相对运动，若要求最小隔离距离为dmin公里，偏心率隔离圆半径满足下式：
根据最小隔离距离计算偏心率隔离圆半径，卫星偏心率方向沿太阳运动方向，使卫星偏心率矢量在各自保持圆内运动。
根据上述技术方案，所述轨道倾角的长期摄动是由太阳和月亮引力产生，周期项摄动是由于地球扁率产生，轨道倾角摄动方程如下所示：
式中ne为地球自转角速度，Ωms为月球白道升交点的黄经；
当倾角矢量模值两年年变化在1.8度时，B星倾角变化范围保持不变，仍为(-0.04°≤ix≤0.1°,-0.1°≤iy≤0.1°)。
根据上述技术方案，所述A星初始偏心率设置是在B星保持当前控制策略不变的条件下，采用绝对偏心率隔离方法，需要重新设置A星偏心率控制圆；
若不考虑法向隔离，按照偏心率隔离最小距离要求，设置偏心率隔离圆半径为ecmin＝6.0×10-4，摄动圆半径为es＝3.0×10-4，控制目标应使得偏心率控制量Δe最小，并且A星偏心率保持圆与隔离圆相切，方向指向太阳视线方向，选择控制量最小时的目标偏心率。
根据上述技术方案，所述偏心率控制目标计算公式如下：
其中：αs为控制当天太阳赤经；
β为偏心率滞后太阳方向角度；
ec为偏心率保持圆半径；
ex0和ey0为偏心率保持圆圆心坐标。
根据上述技术方案，为满足条件，必须对双星的倾角矢量和偏心率矢量进行控制，保证隔离条件。
本发明的有益效果：本发明科学合理，使用安全方便，本发明主要研究了同步卫星停止在倾角控制后如何制定新的共位策略，从而保证双星安全，隔离选用绝对偏心率方式，但在设置该同步卫星偏心率保持圆圆心时需要考虑双星倾角矢量差变化规律，以保证当法向距离最小时，偏心率差可以产生足够径向隔离距离，根据制订的共位控制策略，该策略在实际应用中得到了很好的检验，对于后续卫星的共位可以起到一定的借鉴作用。
附图说明
附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。
在附图中：
图1是本发明的偏心率保持环示意图；
图2是本发明的倾角保持范围示意图；
图3是本发明的双星相对距离最小值示意图；
图4是本发明的倾角矢量变化示意图；
图5是本发明的A星偏心率保持圆圆心设置示意图；
图6是本发明的A星偏心率控制量示意图；
图7是本发明的A星与B星偏心率保持圆设置示意图；
图8是本发明的A星与B星偏心率保持圆设置示意图；
图9是本发明的一个东西控制周期内A星与B星相对距离变化示意图；
图10是本发明的设置倾角后一个东西控制周期内A星与B星相对距离变化示意图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例1：如图1-8所示，本发明提供一种技术方案，一种同步卫星寿命末期共位策略方法，所述双星运动方程为：
在同一平赤道经度l上共置双星，若偏心率e＜＜1，倾角i＜＜1时，双星间的相对运动方程可简化为：
其中：r、x和y分别表示共置双星在径、切和法向的相对运动参数；
δex和δey为共置双星的偏心率差；
δix和δiy为共置双星的轨道倾角矢量差；
as为静止轨道半长轴；
l＝Ω+ω+M为卫星的平赤经。
根据上述技术方案，所述双星基本隔离方法为：
在多星共位方法的选取上，主要考虑并置卫星的数量、地面测控站的布局、保持环的大小、轨道确定精度和推力器精度的因素，根据这些因素，常用的有完全经度隔离、偏心率隔离、偏心率和倾角联合隔离的方法，
(1)完全经度隔离；
将整个保持范围经度分成若干个比较小的保持区域，每个卫星占用一个；
(2)偏心率隔离；
所有卫星共同占据整个经度保持范围，但由于偏心率矢量不同，卫星在轨道平面内沿径向和切向方向被隔离开；
(3)偏心率和倾角联合隔离；
所有卫星共同占据整个经度保持范围，设置卫星具有不同的倾角矢量，使得在法向方向产生隔离，但由于卫星轨道面一天内有两次相交，因此法向距离不能完全达到隔离要求，设置卫星偏心率矢量不同，并使得倾角偏置与偏心率偏置之间平行，当法向距离为零时，偏心率差产生径向隔离距离。
根据上述技术方案，根据双星运动方程，当考虑法向隔离时，仅靠倾角差并不能完全达到双星隔离的要求，因为双星在一天内两次法向距离为零，若使得倾角偏置与偏心率偏置之间平行，则双星法向距离为零时可以保证偏心率差产生径向隔离距离；
采用偏心率矢量和倾角矢量联合隔离的主要思想：
(1)卫星平面内运动采用“太阳指向近地点控制”方式，对卫星偏心率矢量定期进行控制，使卫星偏心率矢量在保持圆内运动；
(2)倾角矢量控制在死区内，倾角矢量差与偏心率矢量差维持平行关系，这样可以使双星法向距离为零时，径向距离最大，实现平面内外联合隔离，其中A星和B星为两颗同步卫星；
A星倾角矢量要求：(-0.18°≤ix≤-0.1°,-0.14°≤iy≤0.14°)，偏心率保持圆圆心为(-2.3×10-4,0)，保持圆半径为ec＝3.0×10-4，摄动圆半径为es＝3.0×10-4，B星倾角矢量相应要求：(-0.04°≤ix≤0.1°,-0.1°≤iy≤0.1°)，偏心率保持圆圆心为(2.2×10-4,0.4×10-4)，保持圆半径为ec＝3.0×10-4，摄动圆半径为es＝3.0×10-4。
自双星共位以来，双星距离最小值为10公里，满足共位要求的双星最小安全距离。
根据上述技术方案，所述A星和B星为同步卫星，A星与B星共轨原先采用偏心率矢量与倾角矢量联合隔离方案，根据方案要求，A星每年需进行6次南北控制以保证隔离要求，若停止A星南北保持控制工作，则必须采用新的共轨隔离方案，基于B星当前轨道控制策略不变的基础上，可以采用绝对偏心率隔离方案，所述A星寿命末期与B星共位策略包括绝对偏心率隔离方法和A星寿命末期与B星共位策略实现，所述A星寿命末期与B星共位策略实现包括A星与B星倾角变化规律和A星初始偏心率设置。
根据上述技术方案，所述绝对偏心率隔离方法是根据双星相对运动方程，法向运动与赤道面的径向和切向的相对运动独立，双星在径向和切向的相对运动为平赤道经度l作为变量的一个椭圆，椭圆方程为：
其中：
椭圆中心(δasasδl)，椭圆短半轴δeas在径向，长半轴2δeas在切向，若仅考虑偏心率差引起的相对运动，若要求最小隔离距离为dmin公里，偏心率隔离圆半径满足下式：
根据最小隔离距离计算偏心率隔离圆半径，卫星偏心率方向沿太阳运动方向，使卫星偏心率矢量在各自保持圆内运动。
根据上述技术方案，所述轨道倾角的长期摄动是由太阳和月亮引力产生，周期项摄动是由于地球扁率产生，轨道倾角摄动方程如下所示：
式中ne为地球自转角速度，Ωms为月球白道升交点的黄经；
当倾角矢量模值两年年变化在1.8度时，B星倾角变化范围保持不变，仍为(-0.04°≤ix≤0.1°,-0.1°≤iy≤0.1°)，可以看出，随着A星倾角矢量模值的增大，双星倾角矢量差近似等于A星倾角矢量。。
根据上述技术方案，所述A星初始偏心率设置是在B星保持当前控制策略不变的条件下，采用绝对偏心率隔离方法，需要重新设置A星偏心率控制圆；
若不考虑法向隔离，按照偏心率隔离最小距离要求，设置偏心率隔离圆半径为ecmin＝6.0×10-4，摄动圆半径为es＝3.0×10-4，控制目标应使得偏心率控制量Δe最小，并且A星偏心率保持圆与隔离圆相切，方向指向太阳视线方向，选择控制量最小时的目标偏心率，设置A星目标偏心率保持圆圆心为(-6.8×10-4,0.94×10-4)，目标偏心率为(-9.4×10-4,-0.56×10-4)。
如果按照上述原则选取偏心率控制目标，倾角偏置与偏心率偏置近似垂直，根据双星运动方程，当倾角偏置垂直于偏心率偏置时，法向距离最小时，径向距离也同时最小，会小于双星最小安全距离，因此需要重新考虑A星偏心率保持圆圆心的设置，保证在法向距离最小时，径向隔离距离大于最小安全距离，根据双星倾角矢量差的变化趋势，在绝对偏心率隔离条件下，拟设置A星目标偏心率保持圆圆心为(0,9.0×10-4)，保持圆半径为ec＝3.0×10-4，摄动圆半径为es＝3.0×10-4，偏心率隔离圆半径为ecmin＝6.0×10-4，使双星倾角矢量差的方向和偏心率矢量差的方向夹角较小，近似平行，保证在法向距离最小时，径向距离不为最小，A星偏心率保持圆与隔离圆相切，方向与太阳同向，B星偏心率保持圆不变，圆心仍为(2.2×10-4,0.4×10-4)。
根据上述技术方案，所述偏心率控制目标计算公式如下：
其中：αs为控制当天太阳赤经；
β为偏心率滞后太阳方向角度；
ec为偏心率保持圆半径；
ex0和ey0为偏心率保持圆圆心坐标。
根据上述技术方案，为满足条件，必须对双星的倾角矢量和偏心率矢量进行控制，保证隔离条件。
实施例2：如图9-10所示，根据公式计算目标偏心率为(exf＝-2.6×10-4,eyf＝7.45×10-4)，根据控后结果计算了一个东西控制周期内双星的相对距离，在一个东西控制周期内，A星与B星相对距离大于30公里，满足共位要求。
为了验证后期A星倾角矢量变化后与B星相对距离是否符合隔离要求，将A星倾角置于2度，升交点赤径95度时，仿真计算了一个东西控制内双星相对距离，最小距离大于60公里，满足共位要求。
基于上述，本发明的优点在于：本发明科学合理，使用安全方便，本发明主要研究了同步卫星停止在倾角控制后如何制定新的共位策略，从而保证双星安全，隔离选用绝对偏心率方式，但在设置该同步卫星偏心率保持圆圆心时需要考虑双星倾角矢量差变化规律，以保证当法向距离最小时，偏心率差可以产生足够径向隔离距离，根据制订的共位控制策略，该策略在实际应用中得到了很好的检验，对于后续卫星的共位可以起到一定的借鉴作用。
最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (9)
1.一种同步卫星寿命末期共位策略方法，其特征在于，所述双星运动方程为：
在同一平赤道经度l上共置双星，若偏心率e＜＜1，倾角i＜＜1时，双星间的相对运动方程可简化为：
其中：r、x和y分别表示共置双星在径、切和法向的相对运动参数；
δex和δey为共置双星的偏心率差；
δix和δiy为共置双星的轨道倾角矢量差；
as为静止轨道半长轴；
l＝Ω+ω+M为卫星的平赤经。
2.根据权利要求1所述的一种同步卫星寿命末期共位策略方法，其特征在于，所述双星基本隔离方法为：
在多星共位方法的选取上，主要考虑并置卫星的数量、地面测控站的布局、保持环的大小、轨道确定精度和推力器精度的因素，根据这些因素，常用的有完全经度隔离、偏心率隔离、偏心率和倾角联合隔离的方法，
(1)完全经度隔离；
将整个保持范围经度分成若干个比较小的保持区域，每个卫星占用一个；
(2)偏心率隔离；
所有卫星共同占据整个经度保持范围，但由于偏心率矢量不同，卫星在轨道平面内沿径向和切向方向被隔离开；
(3)偏心率和倾角联合隔离；
所有卫星共同占据整个经度保持范围，设置卫星具有不同的倾角矢量，使得在法向方向产生隔离，但由于卫星轨道面一天内有两次相交，因此法向距离不能完全达到隔离要求，设置卫星偏心率矢量不同，并使得倾角偏置与偏心率偏置之间平行，当法向距离为零时，偏心率差产生径向隔离距离。
3.根据权利要求1所述的一种同步卫星寿命末期共位策略方法，其特征在于：根据双星运动方程，当考虑法向隔离时，仅靠倾角差并不能完全达到双星隔离的要求，因为双星在一天内两次法向距离为零，若使得倾角偏置与偏心率偏置之间平行，则双星法向距离为零时可以保证偏心率差产生径向隔离距离；
采用偏心率矢量和倾角矢量联合隔离的主要思想：
(1)卫星平面内运动采用“太阳指向近地点控制”方式，对卫星偏心率矢量定期进行控制，使卫星偏心率矢量在保持圆内运动；
(2)倾角矢量控制在死区内，倾角矢量差与偏心率矢量差维持平行关系，这样可以使双星法向距离为零时，径向距离最大，实现平面内外联合隔离，其中A星和B星为两颗同步卫星；
A星倾角矢量要求：(-0.18°≤ix≤-0.1°,-0.14°≤iy≤0.14°)，偏心率保持圆圆心为(-2.3×10-4,0)，保持圆半径为ec＝3.0×10-4，摄动圆半径为es＝3.0×10-4，B星倾角矢量相应要求：(-0.04°≤ix≤0.1°,-0.1°≤iy≤0.1°)，偏心率保持圆圆心为(2.2×10-4,0.4×10-4)，保持圆半径为ec＝3.0×10-4，摄动圆半径为es＝3.0×10-4。
4.根据权利要求1所述的一种同步卫星寿命末期共位策略方法，其特征在于：所述A星和B星为同步卫星，A星与B星共轨原先采用偏心率矢量与倾角矢量联合隔离方案，根据方案要求，A星每年需进行6次南北控制以保证隔离要求，若停止A星南北保持控制工作，则必须采用新的共轨隔离方案，基于B星当前轨道控制策略不变的基础上，可以采用绝对偏心率隔离方案，所述A星寿命末期与B星共位策略包括绝对偏心率隔离方法和A星寿命末期与B星共位策略实现，所述A星寿命末期与B星共位策略实现包括A星与B星倾角变化规律和A星初始偏心率设置。
5.根据权利要求4所述的一种同步卫星寿命末期共位策略方法，其特征在于：所述绝对偏心率隔离方法是根据双星相对运动方程，法向运动与赤道面的径向和切向的相对运动独立，双星在径向和切向的相对运动为平赤道经度l作为变量的一个椭圆，椭圆方程为：
其中：
椭圆中心(δasasδl)，椭圆短半轴δeas在径向，长半轴2δeas在切向，若仅考虑偏心率差引起的相对运动，若要求最小隔离距离为dmin公里，偏心率隔离圆半径满足下式：
根据最小隔离距离计算偏心率隔离圆半径，卫星偏心率方向沿太阳运动方向，使卫星偏心率矢量在各自保持圆内运动。
6.根据权利要求4所述的一种同步卫星寿命末期共位策略方法，其特征在于：所述轨道倾角的长期摄动是由太阳和月亮引力产生，周期项摄动是由于地球扁率产生，轨道倾角摄动方程如下所示：
式中ne为地球自转角速度，Ωms为月球白道升交点的黄经；
当倾角矢量模值两年年变化在1.8度时，B星倾角变化范围保持不变，仍为(-0.04°≤ix≤0.1°,-0.1°≤iy≤0.1°)。
7.根据权利要求4所述的一种同步卫星寿命末期共位策略方法，其特征在于：所述A星初始偏心率设置是在B星保持当前控制策略不变的条件下，采用绝对偏心率隔离方法，需要重新设置A星偏心率控制圆；
若不考虑法向隔离，按照偏心率隔离最小距离要求，设置偏心率隔离圆半径为ecmin＝6.0×10-4，摄动圆半径为es＝3.0×10-4，控制目标应使得偏心率控制量Δe最小，并且A星偏心率保持圆与隔离圆相切，方向指向太阳视线方向，选择控制量最小时的目标偏心率。
8.根据权利要求4所述的一种同步卫星寿命末期共位策略方法，其特征在于，所述偏心率控制目标计算公式如下：
其中：αs为控制当天太阳赤经；
β为偏心率滞后太阳方向角度；
ec为偏心率保持圆半径；
ex0和ey0为偏心率保持圆圆心坐标。
9.根据权利要求3所述的一种同步卫星寿命末期共位策略方法，其特征在于：为满足条件，必须对双星的倾角矢量和偏心率矢量进行控制，保证隔离条件。
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|---|---|---|---|---|
| CN103112601A (zh) * | 2013-02-26 | 2013-05-22 | 北京空间飞行器总体设计部 | 导航geo卫星与静止通信卫星共位方法 |
| CN106275506A (zh) * | 2015-06-29 | 2017-01-04 | 波音公司 | 响应电推进器失效的用于混合燃料系统的有效位置保持设计 |
-
2018
- 2018-12-03 CN CN201811465223.XA patent/CN109533404A/zh active Pending
Patent Citations (2)
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