CN112769466A - 低轨卫星星座构型保持方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种低轨卫星星座构型保持方法，该方法包括获取初始的低轨卫星星座的卫星轨道参数；确定在星座寿命期间内，初始的卫星轨道参数造成的卫星间构型的第一相对漂移量；确定在星座寿命期间内，在初始的卫星轨道参数下，由大气阻力摄动造成的卫星间构型的第二相对漂移量；根据第一相对漂移量和第二相对漂移量，确定在星座寿命期间内，在初始的卫星轨道参数下，由其它摄动造成的卫星间构型的第三相对漂移量；确定抵消第三相对漂移量所需的卫星轨道参数的偏置量；根据偏置量调整初始的低轨卫星星座的卫星轨道参数以获得被偏置后的卫星轨道参数，以保持低轨卫星星座构型。采用上述卫星星座构型保持方法能够解决低轨星座构型长期保持的难题。

Description

低轨卫星星座构型保持方法

技术领域

本发明涉及低轨卫星星座领域，尤其是涉及一种低轨卫星星座构型保持方法。

背景技术

当前国内外低轨卫星星座发展迅速，国外铱星二代系统建设完成后，SpaceX公司的starlink系统和一网公司的Oneweb系统都在建设过程中；国内鸿雁、虹云等低轨星座系统也在规划建设中。

卫星在空间中除了受到地球中心引力外，还将受到地球扁率、日月引力、大气阻力及太阳光压等各项摄动力，低轨卫星一般运行于500km～1500km之间，相对于中高轨卫星受到的大气阻力摄动更大，星座的构型保持难度更大，传统用于GPS、Compass等中高轨星座的构型保持方法也不再适用。

SpaceX的starlink系统采用电推进的技术进行卫星轨位保持，但电推进功率需求较大，因此对卫星平台带来了较大的负担；另外，此方法不适用于低轨导航星座，因为电推进是小推力长时间工作变轨机制，卫星变轨过程中，低轨星的导航服务将长时间中断，不利于低轨导航星座的业务开展。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是如何长期保持低轨卫星星座构型。

为解决上述技术问题，本发明针对低轨卫星系统特点，提出了一种在考虑大气阻力摄动情况下的基于轨道参数偏置的低轨卫星星座构型保持方法，该方法包括以下步骤：

步骤一：获取初始的低轨卫星星座的卫星轨道参数；

步骤二：确定在星座寿命期间内，所述初始的卫星轨道参数造成的卫星间构型的第一相对漂移量；

步骤三：确定在所述星座寿命期间内，在所述初始的卫星轨道参数下，由大气阻力摄动造成的卫星间构型的第二相对漂移量；

步骤四：根据所述第一相对漂移量和所述第二相对漂移量，确定在所述星座寿命期间内，在所述初始的卫星轨道参数下，由其它摄动造成的卫星间构型的第三相对漂移量；

步骤五：确定抵消所述第三相对漂移量所需的卫星轨道参数的偏置量；

步骤六：根据所述偏置量调整所述初始的低轨卫星星座的卫星轨道参数以获得被偏置后的卫星轨道参数，以保持所述低轨卫星星座构型。

在上述方法中，还包括：

设置所述低轨卫星星座的卫星轨道参数中的沿迹角和升交点赤经作为同一轨道面内卫星间相对构型保持情况的判断标准，所述沿迹角为所述卫星轨道参数中的近地点辐角和平近点角之和。

在上述方法中，所述步骤三还包括：

在所述大气阻力摄动下，所述卫星轨道参数中的近地点辐角和平近点角的摄动公式为：

其中

式中，n为卫星平均角速度，n_e为地球自转角速度，v为卫星运动速度，C_D为卫星的大气阻力系数，S为卫星迎风面面积，m为卫星质量，f为当前真近点角，a为当前半长轴平根数，e为当前平根数偏心率，i为当前平根数轨道倾角。

在上述方法中，所述步骤三还包括：

根据所述大气阻力摄动造成的所述卫星轨道参数中的近地点辐角和平近点角的变化以及无摄动标称轨道参数确定所述第二相对漂移量中的沿迹角；

所述大气阻力摄动造成的所述卫星轨道参数中的近地点辐角和平近点角的变化公式为：

式中，GM为地球引力常数，a为有大气阻力摄动影响的轨道参数中的半长轴，a_标称为无摄动标称轨道参数中的半长轴。

在上述方法中，所述步骤四还包括：

对所述第一相对漂移量和所述第二相对漂移量求差，以获得所述第三相对漂移量。

在上述方法中，所述步骤五还包括：

根据消除公式确定卫星抵消所述第三相对漂移量所需的偏置量；

所述消除公式为：

式中，Δa_total为初始的卫星轨道参数中的半长轴的偏置量，Δi为初始的卫星轨道参数中的轨道倾角的偏置量，ΔΩ为卫星相对升交点赤经偏差，Δu为卫星相对沿迹角偏差，Δt为模拟时长，即所述星座寿命期。

与现有技术相比，本申请所提供的技术方案，至少具有如下有益效果：

(1)对于低轨通信卫星星座来说，本申请中的星座构型保持方法有利于提升星座构型的稳定性，保证对地通信覆盖波束稳定，避免出现覆盖缝隙影响用户使用，另外，可减轻卫星推进系统携带的推进剂重量，减小系统平台压力，提升卫星寿命，增加系统可靠性；

(2)对于低轨导航星座和低轨导航增强星座，本申请中的星座构型保持方法有利于提升星座构型的稳定性，可避免出现因卫星调轨调相带来的导航服务中断，另外，同样可以减轻卫星推进剂的携带量，减小平台压力。

本申请的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本申请而了解。本申请的目的和其他优点可通过在说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。

附图说明

图1为本申请实施例提供的一种低轨卫星星座构型保持方法的流程图；

图2为本申请实施例提供的星座构型保持方法的实际应用流程图；

图3为本申请实施例提供的大气阻力摄动分析软件的计算流程图。

具体实施方式

为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。

需要说明的是，虽然在装置示意图中进行了功能模块划分，在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于装置中的模块划分，或流程图中的顺序执行所示出或描述的步骤。说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而非用于描述特定的顺序或先后次序。

本申请的一个实施例提供了一种低轨卫星星座构型保持方法，如图1所示，该方法包括以下步骤：

步骤一：获取初始的低轨卫星星座的卫星轨道参数。

在步骤一中，可以通过诸如STK等软件与原始的低轨卫星星座构型建立连接，以设置并获取原始的低轨卫星星座的相关参数。其中，卫星星座的相关参数包括构成星座构型的每颗卫星的重量、迎风面面积、光照面积以及地球重力场模型阶数、大气阻力模型参数、太阳辐射通量、模拟周期、模拟步长、模拟时长、卫星轨道参数等。卫星轨道参数即卫星轨道六根数参数，包括半长轴(α)、偏心率(e)、轨道倾角(i)、升交点赤经(Ω)、近地点辐角(υ)、平近点角(θ)。

步骤二：确定在星座寿命期间内，初始的卫星轨道参数造成的卫星间构型的第一相对漂移量。

在步骤二中，可以利用诸如STK等软件配合其空间环境模拟功能，对星座构型中的每颗卫星的真实轨道运行情况进行高精度模拟，以获得由初始的卫星轨道参数造成的卫星间构型的相对漂移量，即第一相对漂移量。

其中，第一相对漂移量包括构成星座构型的每颗卫星的升交点赤经相对漂移角度和沿迹角相对漂移角度，沿迹角为近地点辐角和平近点角之和，模拟时长即星座寿命期。

步骤三：确定在星座寿命期间内，在初始的卫星轨道参数下，由大气阻力摄动造成的卫星间构型的第二相对漂移量。

在步骤三中，可以利用诸如大气阻力摄动分析等软件，采用与步骤一中相同的初始的卫星轨道参数，对星座构型中的每颗卫星的真实轨道运行情况进行高精度模拟，以获得由大气阻力摄动造成的的卫星间构型的相对漂移量，即第二相对漂移量。

其中，第二相对漂移量包括构成星座构型的每颗卫星的升交点赤经相对漂移角度和沿迹角相对漂移角度，在步骤三中，每颗卫星的升交点赤经相对漂移角度为0。

步骤四：根据第一相对漂移量和所述第二相对漂移量，确定在星座寿命期间内，在初始的卫星轨道参数下，由其它摄动造成的卫星间构型的第三相对漂移量。

在步骤四中，将步骤二中的卫星间构型的相对漂移量减去步骤三中的卫星间构型的相对漂移量，即可获得由其它摄动造成的卫星间构型的相对漂移量，即第三相对漂移量。

其中，第三相对漂移量包括构成星座构型的每颗卫星的升交点赤经相对漂移角度和沿迹角相对漂移角度。在该步骤中的每颗卫星的升交点赤经相对漂移角度与步骤二中的每颗卫星的升交点赤经相对漂移角度相同。其它摄动指的是排除大气阻力以外的摄动。

步骤五：确定抵消第三相对漂移量所需的卫星轨道参数的偏置量。

在步骤五中，偏置量是卫星轨道参数中的半长轴和轨道倾角的偏置量，即根据步骤四中的每颗卫星的升交点赤经相对漂移角度和沿迹角相对漂移角度计算抵消该漂移角度所需的半长轴和轨道倾角的偏置量。

步骤六：根据偏置量调整初始的低轨卫星星座的卫星轨道参数以获得被偏置后的卫星轨道参数，以保持低轨卫星星座构型。

在步骤六中，根据步骤五中计算的半长轴和轨道倾角的偏置量调整步骤一中的初始的卫星轨道参数中的半长轴和轨道倾角，其余参数保持不变，将被调整后的卫星轨道参数经STK等软件重新进行模拟计算，并将模拟计算后的结果与步骤二中的第一相对漂移量进行对比，以验证该卫星星座构型保持方法的可行性。

在本申请的一些具体实施例中，低轨卫星星座构型保持方法还包括：

设置低轨卫星星座的卫星轨道参数中的沿迹角和升交点赤经作为同一轨道面内卫星间相对构型保持情况的判断标准，沿迹角为卫星轨道参数中的近地点辐角和平近点角之和。

在本申请的一些具体实施例中，步骤三还包括：

在大气阻力摄动下，卫星轨道参数中的近地点辐角和平近点角的摄动公式为：

其中，

式中，n为卫星平均角速度，n_e为地球自转角速度，v为卫星运动速度，C_D为卫星的大气阻力系数，S为卫星迎风面面积，m为卫星质量，f为当前真近点角，a为当前半长轴平根数，e为当前平根数偏心率，i为当前平根数轨道倾角。

在本申请的一些具体实施例中，步骤三还包括：

根据大气阻力摄动造成的卫星轨道参数中的近地点辐角和平近点角的变化以及无摄动标称轨道参数确定第二相对漂移量中的沿迹角；

大气阻力摄动造成的卫星轨道参数中的近地点辐角和平近点角的变化公式为：

式中，GM为地球引力常数，a为有大气阻力摄动影响的轨道参数中的半长轴，a_标称为无摄动标称轨道参数中的半长轴。无摄动标称轨道即理想状态下，不考虑任何摄动影响的卫星轨道。

在本申请的一些具体实施例中，步骤四还包括：

对第一相对漂移量和第二相对漂移量求差，以获得第三相对漂移量。

具体地，将步骤二中获得的每颗卫星的升交点赤经相对漂移角度减去步骤三中对应的每颗卫星的升交点赤经相对漂移角度，即得到步骤四中对应的每颗卫星的升交点赤经相对漂移角度；将步骤二中获得的每颗卫星的沿迹角相对漂移角度减去步骤三中对应的每颗卫星的沿迹角相对漂移角度，即得到步骤四中对应的每颗卫星的沿迹角相对漂移角度。

在本申请的一些具体实施例中，步骤五还包括：

根据消除公式确定卫星抵消所述第三相对漂移量所需的偏置量，即确定消除步骤四中的每颗卫星的升交点赤经相对漂移角度和沿迹角相对漂移角度的每颗卫星所需的偏置量。

消除公式为：

式中，Δa_total为初始的卫星轨道参数中的半长轴的偏置量，Δi为初始的卫星轨道参数中的轨道倾角的偏置量，ΔΩ为卫星相对升交点赤经偏差，Δu为卫星相对沿迹角偏差，Δt为模拟时长，即所述星座寿命期。

图2为本申请实施例提供的星座构型保持方法的实际应用流程图，在本实施例中，选用具有2个轨道面、每轨5颗卫星、轨道高度600km的一个低轨卫星星座，两个轨道面夹角为60°，初始的卫星轨道参数(即10颗卫星的轨道六根数平根数表)如下表1所示，其中，Sat表示卫星。

表1

STK建立场景1，场景时长3年，加入10颗卫星，卫星轨道模型选择Twobody模型，起始时间2015.5.4.00:00:00(UTC)。

STK建立场景2，场景时长3年，加入10颗卫星，卫星轨道模型选择HPOP模型，起始时间2015.5.4.00:00:00(UTC)。通过Astrogator模块对场景1中的10颗卫星的六根数进行平瞬根数转换(HPOP模型卫星六根数需输入瞬根)，用转换后的每颗卫星的六根数设置场景2中的每颗卫星。

需要说明的是，本申请中所有的六根数均在J2000坐标系下。

场景2中地球模型选JGM3的70阶模型，考虑太阳光压摄动，光压系数设置为1，光压面质比设置为0.02m2/kg，考虑日月三体引力摄动，固体潮摄动、考虑大气阻力摄动(低轨卫星需考虑)，大气阻力系数设置为2.2，阻力面质比设置为0.005，大气阻力模型选择Harris-Priester模型，平均太阳辐射流量F10.7设置为150，卫星重量设置为1000kg。

通过STK模拟，并通过MATLAB分别读取两个场景中10颗卫星经STK软件生成的六根数瞬根状态报告，计算三年时间内，每颗卫星的升交点赤经相对漂移角度和沿迹角相对漂移的角度，也即是上述步骤二中，初始的卫星轨道参数经STK模拟后获得的卫星间构型的第一相对漂移量。如表2所示，10颗卫星的升交点赤经相对漂移的角度变化范围为-5°～5°，沿迹角相对漂移的角度变化范围为-100°～140°之间，由此可知，未处理前的低轨卫星星座构型的三年漂移角度较大。

表2

采用同样的空间环境参数和初始的卫星轨道参数，带入高精度大气阻力摄动分析软件，软件分析计算流程图如图3所示，得到由大气阻力摄动导致的每颗卫星的沿迹角相对漂移的角度，也即是上述步骤三中，初始的卫星轨道参数经大气阻力摄动分析软件模拟后获得的卫星间构型的第二相对漂移量。如表3所示，10颗卫星的沿迹角相对漂移的角度变化范围为-6°～8°。

表3

其中，大气阻力摄动分析软件计算近地点辐角和平近点角的摄动公式为：

其中，

式中，n为卫星的平均角速度，n_e为地球的自转角速度，v为卫星的运动速度，C_D为卫星的大气阻力系数，S为卫星迎风面的面积，m为卫星的质量，f为当前的真近点角，a为当前的半长轴平根数，e为当前的平根数偏心率，i为当前的平根数轨道倾角。

相对于无摄动的标称轨道，大气阻力摄动造成的低轨卫星的近地点辐角和平近点角的变化公式为：

式中，GM为地球引力常数，a为有大气阻力摄动影响的轨道参数中的半长轴，a_标称为无摄动标称轨道参数中的半长轴。

将表2中的第一相对漂移量减去表3中的第二相对漂移量即可获得上述步骤四中，由其它摄动(排除大气阻力摄动)造成的卫星间构型的第三相对漂移量，即，将表2中的每颗卫星的升交点赤经相对漂移角度减去表3中对应的每颗卫星的升交点赤经相对漂移角度，即可得到由其它摄动造成的每颗星的升交点赤经相对漂移角度；将表2中的每颗卫星的沿迹角相对漂移角度减去表3中对应的每颗卫星的沿迹角相对漂移角度，即可得到由其它摄动造成的每颗卫星的沿迹角相对漂移角度；在不考虑大气阻力摄动的情况下，由其它摄动造成的升交点赤经相对漂移和沿迹角相对漂移的角度变化范围如表4所示。

表4

根据每颗卫星在不考虑大气阻力摄动的情况下的第三相对漂移量，按照下述公式计算每颗卫星消除第三相对漂移量所需的偏置量，计算公式为：

式中，Δa_total为初始的卫星轨道参数中的半长轴的偏置量，Δi为初始的卫星轨道参数中的轨道倾角的偏置量，ΔΩ为卫星相对升交点赤经偏差，Δu为卫星相对沿迹角偏差，Δt为模拟时长，即所述星座寿命期。

由上述公式计算出初始的轨道参数中每颗卫星的半长轴的偏置量和轨道倾角的偏置量，如表5所示。

表5

将表1中初始的卫星轨道参数中的10颗卫星的半长轴与表5中对应的每颗卫星的半长轴的偏置量求和，即可得到被偏置后的每颗卫星的半长轴；将表1中初始的卫星轨道参数中的10颗卫星的轨道倾角与表5中对应的每颗卫星的轨道倾角的偏置量求和，即可得到被偏置后的每颗卫星的轨道倾角。由此得到的被偏置后的卫星轨道参数如表6所示。

表6

然后对被偏置后的卫星轨道参数进行平瞬根转换，重新进行STK模拟分析，验证偏置后的星座构型效果。

MATLAB分别读取偏置后的两个场景中10颗星的六根数瞬根状态报告，与原标称轨道的星座六根数瞬根状态报告对比分析，偏置后的10颗卫星的升交点赤经相对漂移角度和沿迹角相对漂移角度如表7所示。

表7

对比表2和表7可知，根据初始的卫星轨道参数经STK模拟后获得的卫星的升交点赤经相对漂移的角度最大为5°，沿迹角相对漂移的角度最大为126°，低轨卫星星座构型的漂移角度较大。而根据被偏置后的卫星轨道参数经STK模拟后获得的卫星的升交点赤经相对漂移的角度变化范围缩小至±0.03°以内，沿迹角相对漂移的角度最大为1.4°，低轨卫星星座构型的漂移角度较小，卫星星座构型基本稳定。

采用本申请中的低轨卫星星座构型保持方法，通过对构成星座的每颗卫星的初始的轨道参数进行偏置处理，可以有效地减小卫星星座构型的漂移角度，有利于提高星座的稳定性，有效地减少了对卫星轨道的主动控制次数，同时有利于减少卫星推进剂的携带量，降低卫星平台和低轨星座系统运行维护的复杂性。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的工作人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种低轨卫星星座构型保持方法，包括以下步骤：

步骤一：获取初始的低轨卫星星座的卫星轨道参数；

步骤二：确定在星座寿命期间内，所述初始的卫星轨道参数造成的卫星间构型的第一相对漂移量；

步骤三：确定在所述星座寿命期间内，在所述初始的卫星轨道参数下，由大气阻力摄动造成的卫星间构型的第二相对漂移量；

步骤四：根据所述第一相对漂移量和所述第二相对漂移量，确定在所述星座寿命期间内，在所述初始的卫星轨道参数下，由其它摄动造成的卫星间构型的第三相对漂移量；

步骤五：确定抵消所述第三相对漂移量所需的卫星轨道参数的偏置量；

步骤六：根据所述偏置量调整所述初始的低轨卫星星座的卫星轨道参数以获得被偏置后的卫星轨道参数，以保持所述低轨卫星星座构型。

2.根据权利要求1所述的低轨卫星星座构型保持方法，其特征在于，还包括：

设置所述低轨卫星星座的卫星轨道参数中的沿迹角和升交点赤经作为同一轨道面内卫星间相对构型保持情况的判断标准，所述沿迹角为所述卫星轨道参数中的近地点辐角和平近点角之和。

3.根据权利要求1所述的低轨卫星星座构型保持方法，其特征在于，所述步骤三还包括：

在所述大气阻力摄动下，所述卫星轨道参数中的近地点辐角和平近点角的摄动公式为：

其中

式中，n为卫星平均角速度，n_e为地球自转角速度，v为卫星运动速度，C_D为卫星的大气阻力系数，S为卫星迎风面面积，m为卫星质量，f为当前真近点角，a为当前半长轴平根数，e为当前平根数偏心率，i为当前平根数轨道倾角。

4.根据权利要求3所述的低轨卫星星座构型保持方法，其特征在于，所述步骤三还包括：

根据所述大气阻力摄动造成的所述卫星轨道参数中的近地点辐角和平近点角的变化以及无摄动标称轨道参数确定所述第二相对漂移量中的沿迹角；

所述大气阻力摄动造成的所述卫星轨道参数中的近地点辐角和平近点角的变化公式为：

式中，GM为地球引力常数，a为有大气阻力摄动影响的轨道参数中的半长轴，a_标称为无摄动标称轨道参数中的半长轴。

5.根据权利要求1所述的低轨卫星星座构型保持方法，其特征在于，所述步骤四还包括：

对所述第一相对漂移量和所述第二相对漂移量求差，以获得所述第三相对漂移量。

6.根据权利要求1所述的低轨卫星星座构型保持方法，其特征在于，所述步骤五还包括：

根据消除公式确定卫星抵消所述第三相对漂移量所需的偏置量；

所述消除公式为：

式中，Δa_total为初始的卫星轨道参数中的半长轴的偏置量，Δi为初始的卫星轨道参数中的轨道倾角的偏置量，ΔΩ为卫星相对升交点赤经偏差，Δu为卫星相对沿迹角偏差，Δt为模拟时长，即所述星座寿命期。

Images