CN111619828B - 一种同步轨道卫星离轨的方法及装置 - Google Patents

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CN111619828B CN202010312419.6A CN202010312419A CN111619828B CN 111619828 B CN111619828 B CN 111619828B CN 202010312419 A CN202010312419 A CN 202010312419A CN 111619828 B CN111619828 B CN 111619828B
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Abstract

本申请公开了一种同步轨道卫星离轨的方法及装置，该方法包括：根据同步轨道卫星的特性参数确定所述同步轨道卫星的离轨控制策略，其中，所述特性参数用于表征所述同步轨道卫星特性的参数；确定所述同步轨道卫星的剩余推进剂的第一质量，并根据所述第一质量从预设的燃料排空策略中选择出所述推进剂所对应的燃料排空策略；根据所述燃料排空策略以及所述离轨参数控制所述同步轨道卫星执行离轨操作。本申请解决了现有技术中对于超期服役的卫星执行离轨操作还处于空白的技术问题。

Description

一种同步轨道卫星离轨的方法及装置
技术领域
本申请涉及航天器在轨管理技术领域，尤其涉及一种同步轨道卫星离轨的方法及装置。
背景技术
随着卫星通信技术的迅猛发展，地球同步轨道卫星被广泛应用于多个领域，卫星的数量也急剧增加，每年都有部分卫星因故障或燃料耗尽失去控制；当卫星失控时其轨道位置会在地球同步轨道附近振荡，进而对正常在轨或未来发射的卫星造成潜在的危险；超期服役的卫星是指超过预设的工作年限的卫星，超期服役的卫星存在着较高失控的危险。
常见的对同步轨道卫星执行离轨操作，主要是针对故障或燃料即将耗尽的同步轨道卫星。为了降低对正常在轨或未来发射的卫星造成危险的可能性，需要考虑对超期服役的卫星执行离轨操作。由于超期服役的卫星的状态与故障或燃料即将耗尽的同步轨道卫星状态不同，执行离轨操作需要考虑的因素也不同，因此，故障或燃料即将耗尽的同步轨道卫星所对应的离轨方案并不适用于超期服役的卫星，并且对于超期服役的卫星执行离轨操作还处于空白。
发明内容
本申请解决的技术问题是：针对现有技术中对于超期服役的卫星执行离轨操作还处于空白的问题，提供了一种同步轨道卫星离轨的方法及装置，本申请实施例所提供的方案中，根据剩余推进剂的第一质量确定燃料排空策略，然后，根据第一质量确定出燃料排空策略，根据所述燃料排空策略以及所述离轨参数控制所述同步轨道卫星执行离轨操作，填补了现有技术中针对超期服役同步轨道卫星离轨的空白。
第一方面，本申请实施例提供一种同步轨道卫星离轨的方法，该方法包括：
根据同步轨道卫星的特性参数确定所述同步轨道卫星的离轨控制策略，其中，所述特性参数用于表征所述同步轨道卫星特性的参数；
确定所述同步轨道卫星的剩余推进剂的第一质量，并根据所述第一质量从预设的燃料排空策略中选择出所述推进剂所对应的燃料排空策略；
根据所述燃料排空策略以及所述离轨参数控制所述同步轨道卫星执行离轨操作。
本申请实施例所提供的方案中，根据同步轨道卫星的特性参数确定所述同步轨道卫星的离轨参数；确定所述同步轨道卫星的剩余推进剂的第一质量，并根据所述第一质量从预设的燃料排空策略中选择出所述推进剂所对应的燃料排空策略；根据所述燃料排空策略以及所述离轨参数控制所述同步轨道卫星执行离轨操作。因此，本申请实施例所提供的方案中，根据剩余推进剂的第一质量确定燃料排空策略，然后，根据第一质量确定出燃料排空策略，根据所述燃料排空策略以及所述离轨参数控制所述同步轨道卫星执行离轨操作，填补了现有技术中针对超期服役同步轨道卫星离轨的空白。
可选地，根据同步轨道卫星的特性参数确定所述同步轨道卫星的离轨控制策略，包括：
根据所述同步轨道卫星的特性参数确定所述同步轨道卫星的离轨高度以及偏心率；
根据所述离轨高度和所述偏心率确定所述离轨控制策略。
可选地，根据所述离轨高度和所述偏心率确定所述离轨控制策略，包括：
根据所述离轨高度确定所述同步轨道卫星切向的速度增量；
根据所述速度增量以及所述偏心率确定所述离轨控制策略。
可选地，所述离轨控制策略包括：
控制进行多组点火，且每组点火执行两次机动，其中，所述每组点火中两次机动的时间间隔为6个小时，且运动方向相同速度相等；所述两次机动的位置分别为赤道经度90゜处或270゜处。
可选地，所述预设的燃料排空策略包括：
通过多组大小相等，方向相反并间隔8小时或12小时的东西机动进行燃料排空；或
通过一组南北机动进行燃料排空。
可选地，根据所述第一质量从预设的燃料排空策略中选择出所述推进剂所对应的燃料排空策略，包括：
根据所述第一质量确定需要排空的推进剂的第二质量，并根据所述第二质量计算排空的机动量；
判断所述机动量是否大于预设阈值；
若大于，则确定所述燃料排空策略为通过多组大小相等，方向相反并间隔8小时或12小时的东西机动进行燃料排空。
可选地，通过多组大小相等，方向相反并间隔8小时或12小时的东西机动进行燃料排空，包括：
控制推进器每隔8小时做一组大小相等方向相反的东西机动，并每隔24小时启动所述同步轨道卫星中的快速精确测定轨系统进行测距定轨；
控所述推进器进行多组东西机动，其中，任意相邻两组东西机动的时间间隔为12小时，机动量为1.35m/s，直至燃料排空。
可选地，所述方法，还包括：
若所述同步轨道卫星中电池卸放电阻故障，根据所述同步轨道卫星的电池容量和负载确定星载太阳能电池帆板的转动的时间、巡航的时间以及停止的时间；
根据所述转动的时间、所述巡航的时间以及所述停止的时间控制所述星载太阳能电池帆板转动，使得所述电池放电。
可选地，所述方法，还包括：
若电池放电结束之后，则按照先非关键器件、后关键器件的顺序，依次关闭星上设备，其中，所述非关键器件包括地球敏感器、太阳敏感器、推力器或电池，所述关键器件包括星载计算机或遥测发射机。
本申请实施例所提供的方案中，在所述同步轨道卫星中电池卸放电阻故障情况下，根据所述同步轨道卫星的电池容量和负载确定星载太阳能电池帆板的转动的时间、巡航的时间以及停止的时间；根据所述转动的时间、所述巡航的时间以及所述停止的时间控制所述星载太阳能电池帆板转动，使得所述电池放电。因此，本申请实施例所提供的方案中，通过星载太阳能电池帆板转动，使得所述电池放电，实现了在同步轨道卫星中电池卸放电阻故障的情况下，蓄电池以及整星的钝化操作。
第二方面，本申请实施例提供了一种同步轨道卫星离轨的装置，该装置包括：
确定单元，用于根据同步轨道卫星的特性参数确定所述同步轨道卫星的离轨控制策略，其中，所述特性参数用于表征所述同步轨道卫星特性的参数；
选择单元，用于确定所述同步轨道卫星的剩余推进剂的第一质量，并根据所述第一质量从预设的燃料排空策略中选择出所述推进剂所对应的燃料排空策略；
控制单元，用于根据所述燃料排空策略以及所述离轨参数控制所述同步轨道卫星执行离轨操作。
可选地，所述确定单元，具体用于：
根据所述同步轨道卫星的特性参数确定所述同步轨道卫星的离轨高度以及偏心率；
根据所述离轨高度和所述偏心率确定所述离轨控制策略。
可选地，所述确定单元，具体用于：
根据所述离轨高度确定所述同步轨道卫星切向的速度增量；
根据所述速度增量以及所述偏心率确定所述离轨控制策略。
可选地，所述离轨控制策略包括：
控制进行多组点火，且每组点火执行两次机动，其中，所述每组点火中两次机动的时间间隔为6个小时，且运动方向相同速度相等；所述两次机动的位置分别为赤道经度90゜处或270゜处。
可选地，所述预设的燃料排空策略包括：
通过多组大小相等，方向相同并间隔8小时或12小时的东西机动进行燃料排空；或
通过一组南北机动进行燃料排空。
可选地，所述选择单元，具体用于：
根据所述第一质量确定需要排空的推进剂的第二质量，并根据所述第二质量计算排空的机动量；
判断所述机动量是否大于预设阈值；
若大于，则确定所述燃料排空策略为通过多组大小相等，方向相反并间隔8小时或12小时的东西机动进行燃料排空。
可选地，通过多组大小相等，方向相反并间隔8小时或12小时的东西机动进行燃料排空，包括：
控制推进器每隔8小时做一组大小相等方向相反的东西机动，并每隔24小时启动所述同步轨道卫星中的快速精确测定轨系统进行测距定轨；
控所述推进器进行多组东西机动，其中，任意相邻两组东西机动的时间间隔为12小时，机动量为1.35m/s，直至燃料排空。
可选地，所述确定单元，还用于：
若所述同步轨道卫星中电池卸放电阻故障，根据所述同步轨道卫星的电池容量和负载确定星载太阳能电池帆板的转动的时间、巡航的时间以及停止的时间；
根据所述转动的时间、所述巡航的时间以及所述停止的时间控制所述星载太阳能电池帆板转动，使得所述电池放电。
可选地，所述控制单元，还用于：
若电池放电结束之后，则按照先非关键器件、后关键器件的顺序，依次关闭星上设备，其中，所述非关键器件包括地球敏感器、太阳敏感器、推力器或电池，所述关键器件包括星载计算机或遥测发射机。
第三方面，本申请提供一种计算机设备，该计算机设备，包括：
存储器，用于存储至少一个处理器所执行的指令；
处理器，用于执行存储器中存储的指令执行第一方面所述的方法。
第四方面，本申请提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，当所述计算机指令在计算机上运行时，使得计算机执行第一方面所述的方法。
附图说明
图1为本申请实施例所提供的一种同步轨道卫星离轨的方法的流程示意图；
图2为本申请实施例所提供的一种同步轨道卫星离轨的装置的结构示意图；
图3为本申请实施例所提供的一种计算机设备的结构示意图。
具体实施方式
以下结合说明书附图对本申请实施例所提供的一种同步轨道卫星离轨的方法做进一步详细的说明，该方法具体实现方式可以包括以下步骤(方法流程如图1所示)：
步骤101，根据同步轨道卫星的特性参数确定所述同步轨道卫星的离轨控制策略，其中，所述特性参数用于表征所述同步轨道卫星特性的参数。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，同步轨道卫星的特性参数包括卫星的质量、光压系数以及有效光照面积等。计算机设备根据同步轨道卫星的特性参数确定所述同步轨道卫星的离轨控制策略的方式有多种，下面以一种较佳的方式为例进行说明。
在一种可能实现的方式中，根据同步轨道卫星的特性参数确定所述同步轨道卫星的离轨控制策略，包括：根据所述同步轨道卫星的特性参数确定所述同步轨道卫星的离轨高度以及偏心率；根据所述离轨高度和所述偏心率确定所述离轨控制策略。
在本申请实施例所提供的方案中，计算机设备在获取同步轨道卫星的特性参数之后，根据GB/T32308-2015《GEO卫星任务后处置要求》，确定同步轨道卫星的离轨高度以及偏心率，其中，同步轨道卫星的离轨高度是指同步轨道卫星在运行过程中轨道的半长轴的增加量。具体的，在计算同步轨道卫星离轨高度的过程中，应保证偏心率不大于0.0003，同时应保证变轨后有足够的近地点高度，避免在100年内再次进入GEO保护区，因此，在考虑所有轨道摄动因素后，通过下式计算同步轨道卫星变轨结束后近地点处最小的离轨高度：
ΔH＝235+(1000×C_R×(A/m))
其中，ΔH表示同步轨道卫星变轨结束后近地点处最小的离轨高度；C_R表示太阳辐射压力系数；A/m表示同步轨道卫星最大受晒面积与质量之比。
进一步，计算机设备在计算得到离轨高度和偏心率之后，根据离轨高度以及偏心率确定所述离轨控制策略。具体的，在本申请实施例所提供的方案中，计算机设备根据离轨高度以及偏心率确定所述离轨控制策略的方式有多种，下面以一种较佳的方式为例进行说明。
在一种可能实现的方式中，根据所述离轨高度和所述偏心率确定所述离轨控制策略，包括：根据所述离轨高度确定所述同步轨道卫星切向的速度增量；根据所述速度增量以及所述偏心率确定所述离轨控制策略。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，为了改变同步轨道卫星运行轨道的半长轴，需要给同步轨道卫星施加一个切向速度增量，使其改变同步轨道卫星的轨道漂移率。通过下式计算施加的切向速度增量：
Figure BDA0002458354270000071
其中，da表示半长轴的导数；ΔVT表示切向速度增量；
Figure BDA0002458354270000072
a表示半长轴，μ表示万有引力常数与地球质量的乘积；
Figure BDA0002458354270000073
e表示偏心率；
Figure BDA0002458354270000081
ΔVR表示径向速度增量；θ表示同步轨道卫星与近地点方向的夹角。
上述计算切向速度增量的公式近似形式如下：
Figure BDA0002458354270000082
其中，Δa表示同步轨道卫星的离轨高度；as表示静止轨道半径；Vs表示静止轨道速度。
然后，将同步轨道卫星的as和Vs的值带入上述近似公式，得到下式同步轨道卫星的离轨高度与切向速度增量之间的关系式：
Δa≈27.43ΔVT
进一步，由于同步轨道卫星的偏心率很小，近似为零，因此，为了保证离轨轨道的偏心率满足需求，在控制同步轨道卫星离轨机动时，尽量不调整偏心率，使得偏心率的增量也近似为零。在控制同步轨道卫星离轨机动时，为了保证偏心率满足离轨要求，需要根据所述离轨高度以及偏心率确定离轨控制策略。
在本申请实施例所提供的方案中，计算机设备的数据库中预先存储着多个离轨控制策略，根据离轨高度以及偏心率从预设的离轨控制策略中选择出离轨控制策略。
在一种可能实现的方式中，所述离轨控制策略包括：控制进行多组点火，且每组点火执行两次机动，其中，所述每组点火中两次机动的时间间隔为6个小时，且运动方向相同速度相等；所述两次机动的位置分别为赤道经度90゜处或270゜处。
在本申请实施例所提供的方案中，为了保证偏心率满足离轨要求，则需要执行同向间隔为半个周期(约12小时)的双脉冲轨控机动，两次机动量大小相等。离轨同向双脉冲控制策略，第一次脉冲的执行相位理论上可以任意选择，第二次脉冲与第一次脉冲相隔12个小时。如果利用二阶日月项对地球同步轨道卫星弃置轨道的摄动特性，能够对地球同步轨道卫星的离轨策略进行优化，可以采用在赤经90゜或270゜进行2次轨道机动，使卫星即使在不满足前述标准中地球同步轨道弃置轨道偏心率小于0.003要求的情况下，还可以保证卫星不再进入地球同步轨道保护区域。因此，当离轨所需速度增量较大，而同步轨道卫星推进器受到温控等因素的限制，可以把离轨机动分为三个批次进行，每个批次包括相隔12个小时的两次东机动，最后一批次点火时间定于赤经90゜及270゜。
步骤102，确定所述同步轨道卫星的剩余推进剂的第一质量，并根据所述第一质量从预设的燃料排空策略中选择出所述推进剂所对应的燃料排空策略。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，在数据库中预先存储着多个燃料排空策略。预先存储的多个燃料策略有多种，下面以一种较佳的策略为例进行说明。
在一种可能实现的方式中，所述预设的燃料排空策略包括：通过多组大小相等，方向相反并间隔8小时或12小时的东西机动进行燃料排空；或通过一组南北机动进行燃料排空。
具体的，在本申实施例所提供的方案中，根据所述第一质量从预设的燃料排空策略中选择出所述推进剂对应的燃料排空策略的方式有多种，下面以一种较佳的方式为例进行说明。
在一种可能实现的方式中，根据所述第一质量从预设的燃料排空策略中选择出所述推进剂所对应的燃料排空策略，包括：根据所述第一质量确定需要排空的推进剂的第二质量，并根据所述第二质量计算排空的机动量；判断所述机动量是否大于预设阈值；若大于，则确定所述燃料排空策略为通过多组大小相等，方向相反并间隔8小时或12小时的东西机动进行燃料排空。
在本申请实施例所提供的方案中，计算机设备在确定同步轨道卫星剩余推进剂的质量之后，根据GB/T32308-2015《GEO卫星任务后处置要求》，然后，确定同步轨道卫星推进剂排空所需的机动量。例如，同步轨道卫星剩余燃料为61.33公斤，除去管路残留3.25公斤燃料后，还有58公斤燃料需要排空，对应的机动量约为77m/s。
在一种可能实现的方式中，通过多组大小相等，方向相反并间隔8小时或12小时的东西机动进行燃料排空，包括：控制推进器每隔8小时做一组大小相等方向相反的东西机动，并每隔24小时启动所述同步轨道卫星中的快速精确测定轨系统进行测距定轨；控所述推进器进行多组东西机动，其中，任意相邻两组东西机动的时间间隔为12小时，机动量为1.35m/s。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，计算机设备通过多组大小相等，方向相反并间隔8小时或12小时的东西机动进行燃料排空分为以下两个阶段：
第一阶段：通过大小相等方向相反的东西机动来实现大部分燃料的排空，每8小时做一组(一对大小均为2m/s、方向相反的东西机动)，每组机动包括两次机动，两次机动支架的时间间隔为4小时，24小时共做3组(6个机动)，每24小时间隔8小时(个别批次间隔将根据地球敏感器抑制操作进行微调，但不会改变整体排空原则)，启动快速精确测定轨系统测距定轨，每次东西机动后需要上载星历表。共执行18组上述机动后，星上大部分燃料均已排空，还剩余约部分燃料需要排出。
第二阶段：进行2组间隔12小时、机动量为1.35m/s的东西机动，其中，每组机动包括两次机动，两次机动支架的时间间隔为6小时。由于剩余燃料计算误差，如果剩余燃料仍未排空，则按上述机动量和机动间隔增加一组或多组机动。燃料排空机动均采用先进行东机动、后进行西机动的方式，这样即便在任意一次机动出现问题或燃料耗尽也能够保证半长轴不会低于离轨要求。在整个排空机动过程中，偏心率最大值为1500μ，符合离轨标准中偏心率小于3000μ的要求。
步骤103，根据所述燃料排空策略以及所述离轨参数控制所述同步轨道卫星执行离轨操作。
进一步，在同步轨道卫星中电池卸放电阻故障的情况下，为了实现蓄电池以及整星的钝化操作，所述方法，还包括：若所述同步轨道卫星中电池卸放电阻故障，根据所述同步轨道卫星的电池容量和负载确定星载太阳能电池帆板的转动的时间、巡航的时间以及停止的时间；根据所述转动的时间、所述巡航的时间以及所述停止的时间控制所述星载太阳能电池帆板转动，使得所述电池放电。
在一种可能实现的方式中，所述方法，还包括：若电池放电结束之后，则按照先非关键器件、后关键器件的顺序，依次关闭星上设备，其中，所述非关键器件包括地球敏感器、太阳敏感器、推力器或电池，所述关键器件包括星载计算机或遥测发射机。
例如，若同步轨道卫星中蓄电池最大放电量为40.8AH和41.2AH，放电时为1小时11分46秒，当时负载与离轨期间差别不大，电池容量为77AH(电池标称容量为110AH，到卫星寿命末期以70％计算)，由此计算电池放空大约需要2.2小时。所有机动完成后将太阳帆板转至平行太阳光线并对日巡航(正东或正西方向，对应帆板角度为180度或360度)，由于同步轨道卫星电池卸放电阻故障，无法完成整星完全关闭后对电池的排空，只能依靠当太阳帆板无法提供足够回流时通过星上负载消耗部分电能，同时为避免寿命末期电池性能不确定性导致电池提前放空而无法完成最终钝化，当电池放电量达到30AH时停止太阳翼帆板驱动机构(Solararray Drive Assembly，SADA)转动，然后关闭SADA，此时帆板回流逐渐恢复，约1小时20分钟能回复至总线所需能量，此时电池放电深度约为75AH，此后南电池将只能通过长期的自放电完成最终的能量放空。
本申请实施例所提供的方案中，根据同步轨道卫星的特性参数确定所述同步轨道卫星的离轨参数；确定所述同步轨道卫星的剩余推进剂的第一质量，并根据所述第一质量从预设的燃料排空策略中选择出所述推进剂所对应的燃料排空策略；根据所述燃料排空策略以及所述离轨参数控制所述同步轨道卫星执行离轨操作。因此，本申请实施例所提供的方案中，根据剩余推进剂的第一质量确定燃料排空策略，然后，根据第一质量确定出燃料排空策略，根据所述燃料排空策略以及所述离轨参数控制所述同步轨道卫星执行离轨操作，填补了现有技术中针对超期服役同步轨道卫星离轨的空白。
基于与上述图1所示方法相同的发明构思，本申请实施例提供了一种同步轨道卫星离轨的装置，参见图2，该装置包括：
确定单元201，用于根据同步轨道卫星的特性参数确定所述同步轨道卫星的离轨控制策略，其中，所述特性参数用于表征所述同步轨道卫星特性的参数；
选择单元202，用于确定所述同步轨道卫星的剩余推进剂的第一质量，并根据所述第一质量从预设的燃料排空策略中选择出所述推进剂所对应的燃料排空策略；
控制单元203，用于根据所述燃料排空策略以及所述离轨参数控制所述同步轨道卫星执行离轨操作。
可选地，所述确定单元201，具体用于：
根据所述同步轨道卫星的特性参数确定所述同步轨道卫星的离轨高度以及偏心率；
根据所述离轨高度和所述偏心率确定所述离轨控制策略。
可选地，所述确定单元201，具体用于：
根据所述离轨高度确定所述同步轨道卫星切向的速度增量；
根据所述速度增量以及所述偏心率确定所述离轨控制策略。
可选地，所述离轨控制策略包括：
控制进行多组点火，且每组点火执行两次机动，其中，所述每组点火中两次机动的时间间隔为6个小时，且运动方向相同速度相等；所述两次机动的位置分别为赤道经度90゜处或270゜处。
可选地，所述预设的燃料排空策略包括：
通过多组大小相等，方向相反并间隔8小时或12小时的东西机动进行燃料排空，其中，每组东西机动包括两次东西机动；或
通过一组南北机动进行燃料排空。
可选地，所述选择单元202，具体用于：
根据所述第一质量确定需要排空的推进剂的第二质量，并根据所述第二质量计算排空的机动量；
判断所述机动量是否大于预设阈值；
若大于，则确定所述燃料排空策略为通过多组大小相等，方向相反并间隔8小时或12小时的东西机动进行燃料排空。
可选地，通过多组大小相等，方向相反并间隔8小时或12小时的东西机动进行燃料排空，包括：
控制推进器每隔8小时做一组大小相等方向相反的东西机动，并每隔24小时启动所述同步轨道卫星中的快速精确测定轨系统进行测距定轨；
控所述推进器进行多组东西机动，其中，任意相邻两组东西机动的时间间隔为12小时，机动量为1.35m/s，直至燃料排空。
可选地，所述确定单元201，还用于：
若所述同步轨道卫星中电池卸放电阻故障，根据所述同步轨道卫星的电池容量和负载确定星载太阳能电池帆板的转动的时间、巡航的时间以及停止的时间；
根据所述转动的时间、所述巡航的时间以及所述停止的时间控制所述星载太阳能电池帆板转动，使得所述电池放电。
可选地，所述控制单元203，还用于：
若电池放电结束之后，则按照先非关键器件、后关键器件的顺序，依次关闭星上设备，其中，所述非关键器件包括地球敏感器、太阳敏感器、推力器或电池，所述关键器件包括星载计算机或遥测发射机。
参见图3，本申请提供一种计算机设备，该计算机设备，包括：
存储器301，用于存储至少一个处理器所执行的指令；
处理器302，用于执行存储器中存储的指令执行图1所述的方法。
本申请提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，当所述计算机指令在计算机上运行时，使得计算机执行图1所述的方法。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器和光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (6)

1.一种同步轨道卫星离轨的方法，其特征在于，包括：
根据同步轨道卫星的特性参数确定所述同步轨道卫星的离轨控制策略，其中，所述特性参数用于表征所述同步轨道卫星特性的参数；包括：根据所述同步轨道卫星的特性参数确定所述同步轨道卫星的离轨高度以及偏心率；
根据所述离轨高度和所述偏心率确定所述离轨控制策略，包括：根据所述离轨高度确定所述同步轨道卫星切向的速度增量；根据所述速度增量以及所述偏心率确定所述离轨控制策略；
确定所述同步轨道卫星的剩余推进剂的第一质量，并根据所述第一质量从预设的燃料排空策略中选择出所述推进剂所对应的燃料排空策略；所述预设的燃料排空策略包括：通过多组大小相等，方向相反并间隔8小时或12小时的东西机动进行燃料排空；或通过一组南北机动进行燃料排空；
根据所述燃料排空策略以及离轨参数控制所述同步轨道卫星执行离轨操作；
所述离轨控制策略包括：控制进行多组点火，且每组点火执行两次机动，其中，所述每组点火中两次机动的时间间隔为6个小时，且运动方向相同速度相等；所述两次机动的位置分别为赤道经度90゜处或270゜处。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述第一质量从预设的燃料排空策略中选择出所述推进剂所对应的燃料排空策略，包括：
根据所述第一质量确定需要排空的推进剂的第二质量，并根据所述第二质量计算排空的机动量；
判断所述机动量是否大于预设阈值；
若大于，则确定所述燃料排空策略为通过多组大小相等，方向相反并间隔8小时或12小时的东西机动进行燃料排空。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，通过多组大小相等，方向相反并间隔8小时或12小时的东西机动进行燃料排空，包括：
控制推进器每隔8小时做一组大小相等方向相反的东西机动，并每隔24小时启动所述同步轨道卫星中的快速精确测定轨系统进行测距定轨；
控制推进器进行多组东西动机，其中，任意相邻两组东西机动的时间间隔为12小时，机动量为1.35m/s，直至燃料排空。
4.如权利要求1~3任一项所述的方法，其特征在于， 所述方法，还包括：
若所述同步轨道卫星中电池卸放电阻故障，根据所述同步轨道卫星的电池容量和负载确定星载太阳能电池帆板的转动的时间、巡航的时间以及停止的时间；
根据所述转动的时间、所述巡航的时间以及所述停止的时间控制所述星载太阳能电池帆板转动，使得所述电池放电。
5.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述方法，还包括：
若电池放电结束之后，则按照先非关键器件、后关键器件的顺序，依次关闭星上设备，其中，所述非关键器件包括地球敏感器、太阳敏感器、推力器或电池，所述关键器件包括星载计算机或遥测发射机。
6.一种实现如权利要求1所述同步轨道卫星离轨的方法的装置，其特征在于，包括：
确定单元，用于根据同步轨道卫星的特性参数确定所述同步轨道卫星的离轨控制策略，其中，所述特性参数用于表征所述同步轨道卫星特性的参数；
选择单元，用于确定所述同步轨道卫星的剩余推进剂的第一质量，并根据所述第一质量从预设的燃料排空策略中选择出所述推进剂所对应的燃料排空策略；
控制单元，用于根据所述燃料排空策略以及离轨参数控制所述同步轨道卫星执行离轨操作。
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