CN113184220A - 一种地球同步轨道通信卫星的轨道控制方法及装置 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种地球同步轨道通信卫星的轨道控制方法及装置，该方法包括：确定南北机动的第一控制时刻以及第一控制量，根据所述第一控制时刻以及所述第一控制量控制轨道倾角；确定东西机动的第二控制时刻以及第二控制量，根据所述第二控制时刻以及所述第二控制量控制卫星平经度；确定双脉冲机动的第三控制时刻以及第三控制量，根据所述三控制时刻以及所述第三控制量控制轨道偏心率。本申请解决了现有技术中轨道控制操控风险较大、人员设备压力大以及卫星燃料消耗较多的技术问题。

Description

一种地球同步轨道通信卫星的轨道控制方法及装置

技术领域

本申请涉及卫星在轨管理技术领域，尤其涉及一种地球同步轨道通信卫星 的轨道控制方法及装置。

背景技术

地球同步轨道通信卫星是指在地球赤道上空预设距离(例如，36400Km) 处围绕地球运行的圆形轨道上运行的卫星，该卫星与地球之间处于相对静止状 态，但是，在地球同步轨道通信卫星在围绕地球运行的过程中，由于存在地球 非球性、日月引力以及太阳光压等诸多摄动力影响使得地球同步轨道通信卫星 偏离原始定点位置和圆形轨道，因此如何保持地球同步轨道通信卫星在原始圆 形轨道上运行是同步轨道通信卫星控制领域中一个重要的环节。

目前，常见的同步轨道通信卫星常见的轨道控制策略主要是固定控制周期 策略。具体的，固定控制周期策略一般平经度控制周期一般为14天(每隔14 天做一次东西机动)，倾角控制周期一般为30天(每隔30天做一次南北机动)， 因此现有的固定控制周期策略机动频次较多，进而导致操控风险加大、人员设 备压力增加以及卫星燃料消耗增多。

发明内容

本申请解决的技术问题是：针对现有技术中轨道控制操控风险加大、人员 设备压力增加以及卫星燃料消耗增多。本申请提供了一种地球同步轨道通信卫 星的轨道控制方法及装置，本申请实施例所提供的方案中，通过采用最大控制 周期间隔来对南北机动进行控制，减少了南北机动的机动次数，进而减少卫星 轨道控制的操控风险，节省燃料以及延长卫星寿命。

第一方面，本申请实施例提供一种地球同步轨道通信卫星的轨道控制方法， 该方法包括：

确定南北机动的第一控制时刻以及第一控制量，根据所述第一控制时刻以 及所述第一控制量控制轨道倾角，其中，所述第一控制量为最大控制周期间隔；

确定东西机动的第二控制时刻以及第二控制量，根据所述第二控制时刻以 及所述第二控制量控制卫星平经度，其中，所述第二控制量为最大控制周期间 隔；

确定双脉冲机动的第三控制时刻以及第三控制量，根据所述三控制时刻以 及所述第三控制量控制轨道偏心率。

可选地，确定南北机动的第一控制时刻以及第一控制量，包括：

根据地球同步轨道通信卫星的测量轨道确定倾角矢量一年内的演化趋势， 并计算全年平均漂移方向；

根据所述全年平均漂移方向确定倾角矢量控制方向，以及根据所述倾角矢 量控制方向确定所述第一控制时刻，其中，所述倾角矢量控制方向为全年平均 漂移方向的反方向；

根据预设的最大周期控制策略以及所述第一控制时刻计算得到所述第一控 制量。

可选地，确定东西机动的第二控制时刻以及第二控制量，包括：

确定太阳头可见太阳的第一时间段，其中，所述第一时间段是指所述地球 同步轨道通信卫星控制日全天的太阳头可见太阳的时间段；

根据所述第一时间段确定太阳头在预设时间段内连续可见且平滑度满足预 设要求的第二时间段，从所述第二时间段中选择出所述第二控制时刻，其中， 所述第二控制时刻为全年的固定时刻；

根据预设的最大周期控制策略计算得到所述第二控制量。

可选地，若所述东西机动在所述南北机动之前，确定东西机动的第二控制 时刻以及第二控制量，还包括：

确定南北机动在切向和径向耦合量的历史数据，根据所述历史数据调整所 述第二控制量；将预设全年的控制时刻作为所述第二控制时刻。

可选地，所述双脉冲两次机动时间间隔为12小时；

确定双脉冲机动的第三控制时刻以及第三控制量，包括：

确定地球同步轨道通信卫星的测量轨道以及目标圆圆心，根据所述测量轨 道计算偏心率矢量在一年内随时间变化的演化曲线，根据所述演化曲线计算演 化圆圆心到所述目标圆圆心的矢量长度和矢量方向；

将所述矢量方向作为偏心率矢量的控制方向，根据所述控制方向确定所述 第三控制时刻，以及根据所述矢量长度及预设卫星平经度窗口为约束条件确定 所述第三控制量。

第二方面，本申请实施例提供了一种地球同步轨道通信卫星的轨道控制 装置，该装置包括：

第一控制单元，用于确定南北机动的第一控制时刻以及第一控制量，根 据所述第一控制时刻以及所述第一控制量对轨道倾角进行控制，其中，所述 第一控制量为最大控制周期间隔；

第二控制单元，用于确定东西机动的第二控制时刻以及第二控制量，根 据所述第二控制时刻以及所述第二控制量进行东西机动实现对卫星平经度进 行控制，其中，所述第二控制量为最大控制周期间隔；

第三控制单元，用于确定双脉冲机动的第三控制时刻以及第三控制量， 根据所述三控制时刻以及所述第三控制量进行双脉冲机动实现对轨道偏心率 控制。

可选地，所述第一控制单元，具体用于：

根据地球同步轨道通信卫星的测量轨道确定倾角矢量一年内的演化趋势， 并计算全年平均漂移方向；

根据所述全年平均漂移方向确定倾角矢量控制方向，以及根据所述倾角矢 量控制方向确定所述第一控制时刻，其中，所述倾角矢量控制方向为全年平均 漂移方向的反方向；

根据预设的最大周期控制策略以及所述第一控制时刻计算得到所述第一控 制量。

可选地，所述第二控制单元，具体用于：

确定太阳头可见太阳的第一时间段，其中，所述第一时间段是指所述地球 同步轨道通信卫星控制日全天的太阳头可见太阳的时间段；

根据所述第一时间段确定太阳头在预设时间段内连续可见且平滑度满足预 设要求的第二时间段，从所述第二时间段中选择出所述第二控制时刻，其中， 所述第二控制时刻为全年的固定时刻；

根据预设的最大周期控制策略计算得到所述第二控制量。

可选地，若所述东西机动在所述南北机动之前，第二控制单元，还用于：

确定南北机动在切向和径向耦合量的历史数据，根据所述历史数据调整所 述第二控制量；将预设全年的控制时刻作为所述第二控制时刻。

可选地，所述双脉冲两次机动时间间隔为12小时；

所述第三控制单元，具体用于：

确定地球同步轨道通信卫星的测量轨道以及目标圆圆心，根据所述测量 轨道计算偏心率矢量在一年内随时间变化的演化曲线，根据所述演化曲线计 算演化圆圆心到所述目标圆圆心的矢量长度和矢量方向；

将所述矢量方向作为偏心率矢量的控制方向，根据所述控制方向确定所 述第三控制时刻，以及根据所述矢量长度及预设卫星平经度窗口为约束条件 确定所述第三控制量。

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。

与现有技术相比，本申请实施例所提供的方案具有如下有益效果：

1、在本申请实施例所提供的方案中，通过采用最大控制周期间隔来对南北 机动和东西机动进行控制，减少了总的机动次数，进而减少卫星轨道控制的操 控风险，节省燃料以及延长卫星寿命。

2、在本申请实施例所提供的方案中，通过采用固定时刻作为东西机动的控 制时刻，以使得东西机动期间太阳角变化平稳，降低风险，进而抵消偏心率控 制的影响，避免在经度控制过程中增加偏心率的控制，使得轨道控制操作简单。

3、在本申请实施例所提供的方案中，在南北机动倾角控制前后，通过分 析南北机动在切向和径向耦合量的历史数据，调整东西机动的控制计划，可减 少经度控制机动量和机动次数，可节省燃料延长卫星寿命。

附图说明

图1为本申请实施例所提供的一种地球同步轨道通信卫星的轨道控制方法 的流程示意图；

图2为本申请实施例所提供的一种地球同步轨道通信卫星倾角漂移规律的 示意图；

图3为本申请实施例所提供的一种现有技术中地球同步轨道通信卫星的漂 移与轨道控制方向示意图；

图4为本申请实施例所提供的一种地球同步轨道通信卫星的漂移与轨道控 制方向示意图；

图5为本申请实施例所提供的一种地球同步轨道通信卫星轨道控制过程中 切向摄动平衡点的示意图；

图6为本申请实施例所提供的一种摄动加速度与经度之间的关系图；

图7为本申请实施例所提供的一种现有技术中地球同步轨道通信卫星的经 度控制策略示意图；

图8为本申请实施例所提供的一种偏心率矢量的年漂移规律示意图；

图9为本申请实施例所提供的一种演化圆圆心到目标圆圆心的矢量示意 图；

图10为本申请实施例所提供的一种目标圆圆心与控制圆圆心的矢量示意 图；

图11为本申请实施例所提供的一种地球同步轨道通信卫星的轨道控制装 置的结构示意图；

图12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

本申请实施例提供的方案中，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例， 而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做 出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本申请保护的范围。

为了更好的理解上述技术方案，下面通过附图以及具体实施例对本申请技 术方案做详细的说明，应当理解本申请实施例以及实施例中的具体特征是对本 申请技术方案的详细的说明，而不是对本申请技术方案的限定，在不冲突的情 况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。

以下结合说明书附图对本申请实施例所提供的一种地球同步轨道通信卫星 的轨道控制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，确定南北机动的第一控制时刻以及第一控制量，根据所述第一 控制时刻以及所述第一控制量控制轨道倾角，其中，所述第一控制量为最大控 制周期间隔。

具体的，在本申请实施例所提供的方案中，地球同步轨道通信卫星由于摄 动会导致漂移，为了保持地球同步轨道通信卫星与地球保持相对静止的状态需 要对地球同步轨道通信卫星的倾角、经度以及偏心率进行调整。

为了便于理解，下面先对地球同步轨道通信卫星的倾角调整过程进行简要 介绍。

进一步，为了实现对地球同步轨道通信卫星的倾角进行调整，在地球同步 轨道通信卫星运行过程中需要周期性进行南北机动。具体的，在地球同步轨道 通信卫星运行过程中倾角i的漂移主要是i_y分量的漂移，其漂移方向也随月球轨 道升交点黄经Ωm的变化有±9°的振荡,从81.2度变化到98.8度,大小从0.74度 /年变化到0.94度/年。倾角的漂移规律参见图2所示，在图2中，i_x和i_y分量 如下式所示：

i_x＝i*cosΩ

i_y＝i*sinΩ

其中，i表示轨道倾角；Ω表示卫星轨道的升交点赤经。

进一步，为了控制地球同步轨道通信卫星的漂移，采取的控制方案应该是 克服这种漂移，使倾角沿270度左右的方向变化。由日月引力摄动引起的轨道 倾角摄动方程如下所示：

其中，n_e表示地球自转速度；Ω_ms表示当年夏至对应的白道的升交点黄经。

进一步，每次南北控制的倾角控制方向如下所示：

Ω_i ^-＝artan2(0.074Ω_ms+0.648-0.099sinΩ_ms)

Ω_ms＝125.0445°-1934.136°T

其中，

表示倾角矢量控制方向；Ω_i ^-表示倾角矢量漂移方向；T表示从 预设时刻起算的儒略世纪数；JED表示与UTC对应的儒略历书时。

进一步，实现对地球同步轨道通信卫星进行周期性进行南北机动，需要确 定南北机动的倾角控制方向以及控制量。具体的，确定南北机动的倾角控制方 向以及控制量的方式有多种，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，确定南北机动的第一控制时刻以及第一控制量， 包括：根据地球同步轨道通信卫星的测量轨道确定倾角矢量一年内的演化趋势， 并计算全年平均漂移方向；根据所述全年平均漂移方向确定倾角矢量控制方向， 以及根据所述倾角矢量控制方向确定所述第一控制时刻，其中，所述倾角矢量 控制方向为全年平均漂移方向的反方向；根据预设的最大周期控制策略以及所 述第一控制时刻计算得到所述第一控制量。

具体的，在现有技术地球同步轨道通信卫星的倾角控制过程中，一般采用 的控制方向为控制时刻的倾角矢量漂移方向的反方向，其中，控制矢量是从控 制环的一端边界拉至另一端边界，其漂移方向与控制时刻的月球轨道升交点黄 经有关，其规律如图3所示。进一步参见图4，为本申请实施例提供的一种漂 移与控制方向示意图；在图4中，南北机动的倾角控制方向为当前全年倾角矢 量平均漂移方向的反方向，为简化计算，可取当年7月1日的方向，控制量为 最大控制周期间隔。

步骤102，确定东西机动的二控制时刻以及第二控制量，根据所述第二控 制时刻以及所述第二控制量控制卫星平经度，其中，所述第二控制量为最大控 制周期间隔。

具体的，在本申请实施例所提供的方案中，除了采用南北机动对地球同步 轨道通信卫星的倾角控制之外，还需要通过东西机动对地球同步轨道通信卫星 的经度和偏心率进行控制。

进一步，球同步轨道通信卫星的经度与地球摄动有关，其中，地球引力位 函数田谐项摄动(又称地球椭状摄动)主要产成径向和切向摄动，产生的径向 加速度是一阶小量，可以忽略，但是，切向摄动加速度不可忽略，其与卫星的 经度位置有关，使卫星受到的摄动漂移是不恒定的，在轨道上存在着四个切向 摄动加速度为零的平衡点。平衡经度的位置分别为11.5°W、161.9°E、75.1°E 和105.3°W。参见图5所示，为本申请实施例所提供的一种切向摄动平衡点的 示意图；参见图6所示，为本申请实施例所提供的一种摄动加速度和经度的关 系示意图。

具体的，在有技术中地球同步轨道通信卫星的经度控制策略一般是采用控 制经度漂移率的同时控制偏心率，然后通过一次初始化的双脉冲机动，使初始 偏心率e₀的方向滞后太阳方向α角，而在一个控制周期后偏心率的方向又超前太 阳方向α角，偏心率的大小保持不变为e_c。然后在适当的时刻控制漂移率的同时 使偏心率的方向再次滞后太阳方向α角，如图7所示。在卫星寿命早期，e_c< 0.000357，按照这种策略进行控制，理想状态下可以不需要双脉冲机动，在控 制平经度漂移的同时就可解决。但是在卫星寿命中后期，卫星面质比变大导致 偏心率自然演化半径增加，该方法已不能满足偏心率控制要求，因此需要控制 策略相应调整。

进一步，为了使得地球同步轨道通信卫星轨道控制过程中偏心率满足实际 需求，需要确定东西机动的控制时刻。具体的，确定东西机动的控制时刻的方 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，确定东西机动的第二控制时刻以及第二控制量， 包括：确定太阳头可见太阳的第一时间段，其中，所述第一时间段是指所述地 球同步轨道通信卫星控制日全天的太阳头可见太阳的时间段；根据所述第一时 间段确定太阳头在预设时间段内连续可见且平滑度满足预设要求的第二时间段， 从所述第二时间段中选择出所述第二控制时刻，其中，所述第二控制时刻为全 年的固定时刻；根据预设的最大周期控制策略计算得到所述第二控制量。

具体的，在本申请实施例所提供的方案中，设置东西机动的控制时刻为指 定的固定时刻，其中，固定时刻选取太阳头连续可见且相对平滑的时间段中某 一时刻，这段时间基本上是固定的，由卫星定点位置和太阳头安装位置决定。 该方法操作简单，机动期间太阳角变化平稳因此风险较小，统计分析全年对偏 心率的控制影响可相互抵消，不会增加更多的偏心率控制，使得轨道控制操作 简单。另外在南北机动倾角控制前后，通过分析倾角控制在切向和径向耦合量 的历史数据，调整东西机动的控制计划，可减少经度控制机动量和机动次数， 可节省燃料延长卫星寿命。

进一步，在一种可能实现的方式中，若所述东西机动在所述南北机动之前， 确定东西机动的第二控制时刻以及第二控制量，还包括：

确定南北机动在切向和径向耦合量的历史数据，根据所述历史数据调整所 述第二控制量；将预设全年的控制时刻作为所述第二控制时刻。

步骤103，确定双脉冲机动的第三控制时刻以及第三控制量，根据所述三 控制时刻以及所述第三控制量控制轨道偏心率。

在一种可能实现的方式中，所述双脉冲两次机动时间间隔为12小时；

确定双脉冲机动的第三控制时刻以及第三控制量，包括：

确定地球同步轨道通信卫星的测量轨道以及目标圆圆心，根据所述测量 轨道计算偏心率矢量在一年内随时间变化的演化曲线，根据所述演化曲线计 算演化圆圆心到所述目标圆圆心的矢量长度和矢量方向；

将所述矢量方向作为偏心率矢量的控制方向，根据所述控制方向确定所 述第三控制时刻，以及根据所述矢量长度及预设卫星平经度窗口为约束条件 确定所述第三控制量。

根据地球同步轨道通信卫星的测量轨道计算偏心率矢量e一年内的演化趋 势，并计算演化圆圆心到目标圆圆心的矢量长度和方向，以所述矢量方向作为 偏心率矢量的控制方向，并由此控制方向确定东西机动的控制时刻；

以所述矢量长度及卫星平经度窗口为限定条件，确定东西机动的控制量。

偏心率矢量e的年漂移规律参见图8所示，在图8中，e_x和e_y分量如下式所 示：

e_x＝e*cos(Ω+ω)

e_y＝e*sin(Ω+ω)

其中，e表示轨道偏心率；Ω表示卫星轨道的升交点赤经；ω表示卫星轨道 的近地点幅角。

演化圆圆心到目标圆圆心的矢量参见图9所示。矢量方向和大小决定双脉 冲机动的控制方向以及控制量，并由所述控制方向计算双脉冲机动的控制时刻。

目标圆圆心与控制圆圆心的矢量关系参见图10所示。控制圆圆心为远点， 控制圆半径r为给定常值(一般取0.0003)，演化圆和目标圆半径都是e_ne_n，由 下面公式计算得到，且与卫星面质比相关：

其中，C_p表示卫星表面光学特性的量；S表示卫星朝向太阳方向的帆板面积； M表示卫星质量。

进一步，目标圆圆心到控制圆圆心的矢量长度为：

进一步，目标圆圆心到控制圆圆心的矢量方向θ满足以下公式：

θ＝arcsin(r/e_n)*180/π+ψ-180

其中，ψ为控制日期与春分日在偏心率矢量坐标系下的夹角。

具体的，在卫星寿命早期，按照现有技术提到的经度控制方法，理想状态 下可以不需要双脉冲机动，在控制平经度漂移的同时就可解决。在卫星寿命中 后期，采取相隔12小时的东西机动对偏心率进行控制。除了需要抵消偏心率 长期演化趋势、还需要避开其他控制序列以及一些重要时段，综合考虑以上因 素选取最佳控制时刻，双脉冲全年大约2次左右。通过历史统计数据如能充分 利用南北机动的耦合对偏心率的影响，还可减少相关机动量节省燃料。

进一步，为了更好的说明本申请实施例所提供的方案的有益效果，下面以 某卫星为例，对本申请实施例所提供的方案的应用情况作详细说明。

参见表1，为本申请实施例提供的现有技术控制策略与本申请实施例提供 的控制策略的对比结果，其中，在表1中，2011年至2016年采用的是现有技 术控制策略，2017年至2018年采用的是本申请实施例提供的控制策略。

表1

从上述表1可知，本申请实施例提供的方案将卫星的南北操作次数最小化， 实际燃料消耗量下降约10％左右。参见表2，为本申请实施例提供的一种采固 定周期法与最大周期法的经度控制机动量、机动次数的对比结果。

表2

由上表2可知，采用最大周期控制策略，机动次数大大减少，而且实际机 动量也比理论年西机动量小。综上所述，采用本申请实施例所提供的方案可有 效节省燃料，延长卫星使用寿命。以某卫星为例，2017年理论消耗燃料44.3 千克，采用本发明提出的控制策略后实际消耗40千克，整个寿命期可平均节 省5-10％左右燃料，卫星寿命可相应延长5％～10％。

基于与图1所示方法相同的发明构思，本申请实施例提供了一种地球同 步轨道通信卫星的轨道控制装置，参见图11，该装置包括：

第一控制单元1101，用于确定南北机动的第一控制时刻以及第一控制量， 根据所述倾角矢量控制方向以及所述第一控制量控制轨道倾角，其中，所述 第一控制量为最大控制周期间隔；

第二控制单元1102，用于确定东西机动的第二控制时刻以及第二控制量， 根据所述第二控制时刻以及所述第二控制量控制卫星平经度，其中，所述第 二控制量为最大控制周期间隔；

第三控制单元1103，用于确定双脉冲机动的第三控制时刻以及第三控制 量，根据所述第三控制时刻以及所述第三控制量控制轨道偏心率。

可选地，所述第一控制单元1101，具体用于：

根据地球同步轨道通信卫星的测量轨道确定倾角矢量一年内的演化趋势， 并计算全年平均漂移方向；

根据所述全年平均漂移方向确定所述倾角矢量控制方向，以及根据所述 倾角矢量控制方向确定所述第一控制时刻，其中，所述倾角矢量控制方向为 全年平均漂移方向的反方向；

根据预设的最大周期控制策略以及所述第一控制时刻计算得到所述第一 控制量。

可选地，所述第二控制单元1102，具体用于：

确定太阳头可见太阳的第一时间段，其中，所述第一时间段是指所述地 球同步轨道通信卫星控制日全天的太阳头可见太阳的时间段；

根据所述第一时间段确定太阳头在预设时间段内连续可见且平滑度满足 预设要求的第二时间段，从所述第二时间段中选择出所述第二控制时刻，其 中，所述第二控制时刻为全年的固定时刻；

根据预设的最大周期控制策略计算得到所述第二控制量。

进一步，在一种可能实现的方式中，若所述东西机动在所述南北机动之前， 确定东西机动的第二控制时刻以及第二控制量，还包括：

确定南北机动在切向和径向耦合量的历史数据，根据所述历史数据调整 所述第二控制量；将预设全年的控制时刻作为所述第二控制时刻。

所述第三控制单元1103，具体用于：

确定地球同步轨道通信卫星的测量轨道以及目标圆圆心，根据所述测量 轨道计算偏心率矢量在一年内随时间变化的演化曲线，根据所述演化曲线计 算演化圆圆心到所述目标圆圆心的矢量长度和矢量方向；

将所述矢量方向作为偏心率矢量的控制方向，根据所述控制方向确定所 述第三控制时刻，以及根据所述矢量长度及预设卫星平经度窗口为约束条件 确定所述第三控制量。

参见图12，本申请提供一种计算机设备，该计算机设备，包括：

存储器1201，用于存储至少一个处理器所执行的指令；

处理器1202，用于执行存储器中存储的指令执行图1所述的方法。

进一步，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。

在本申请所提供的方案中，首先确定南北机动的倾角控制方向以及控制量， 根据倾角控制方向以及控制量对轨道倾角进行控制，然后确定东西机动的控制 时刻以及控制量，根据控制时刻以及控制量进行东西机动实现对平经度控制， 再确定双脉冲机动的控制时刻以及机动量，根据控制时刻以及机动量进行双脉 冲机动实现对轨道偏心率控制。因此，本申请所提供的方案中，通过采用最大 控制周期间隔来对南北机动和东西机动进行控制，减少了总的机动次数，进而 减少卫星轨道控制的操控风险，节省燃料以及延长卫星寿命。

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 (8)

1.一种地球同步轨道通信卫星的轨道控制方法，其特征在于，包括：

确定南北机动的第一控制时刻以及第一控制量，根据所述第一控制时刻以及所述第一控制量控制轨道倾角，其中，所述第一控制量为最大控制周期间隔；

确定东西机动的第二控制时刻以及第二控制量，根据所述第二控制时刻以及所述第二控制量控制卫星平经度，其中，所述第二控制量为最大控制周期间隔；

确定双脉冲机动的第三控制时刻以及第三控制量，根据所述三控制时刻以及所述第三控制量控制轨道偏心率。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，确定南北机动的第一控制时刻以及第一控制量，包括：

根据地球同步轨道通信卫星的测量轨道确定倾角矢量一年内的演化趋势，并计算全年平均漂移方向；

根据所述全年平均漂移方向确定倾角矢量控制方向，以及根据所述倾角矢量控制方向确定所述第一控制时刻，其中，所述倾角矢量控制方向为全年平均漂移方向的反方向；

根据预设的最大周期控制策略以及所述第一控制时刻计算得到所述第一控制量。

3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，确定东西机动的第二控制时刻以及第二控制量，包括：

确定太阳头可见太阳的第一时间段，其中，所述第一时间段是指所述地球同步轨道通信卫星控制日全天的太阳头可见太阳的时间段；

根据所述第一时间段确定太阳头在预设时间段内连续可见且平滑度满足预设要求的第二时间段，从所述第二时间段中选择出所述第二控制时刻，其中，所述第二控制时刻为全年的固定时刻；

根据预设的最大周期控制策略计算得到所述第二控制量。

4.如权利要求2-3所述的方法，其特征在于，若所述东西机动在所述南北机动之前，确定东西机动的第二控制时刻以及第二控制量，还包括：

确定南北机动在切向和径向耦合量的历史数据，根据所述历史数据调整所述第二控制量；

将预设全年的控制时刻作为所述第二控制时刻。

5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述双脉冲机动两次机动时间间隔为12小时；

确定双脉冲机动的第三控制时刻以及第三控制量，包括：

确定地球同步轨道通信卫星的测量轨道以及目标圆圆心，根据所述测量轨道计算偏心率矢量在一年内随时间变化的演化曲线，根据所述演化曲线计算演化圆圆心到所述目标圆圆心的矢量长度和矢量方向；

将所述矢量方向作为偏心率矢量的控制方向，根据所述控制方向确定所述第三控制时刻，以及根据所述矢量长度及预设卫星平经度窗口为约束条件确定所述第三控制量。

6.一种地球同步轨道通信卫星的轨道控制装置，其特征在于，包括：

第一控制单元，用于确定南北机动的第一控制时刻以及第一控制量，根据所述第一控制时刻以及所述第一控制量控制轨道倾角，其中，所述第一控制量为最大控制周期间隔；

第二控制单元，用于确定东西机动的第二控制时刻以及第二控制量，根据所述第二控制时刻以及所述第二控制量控制卫星平经度，其中，所述第二控制量为最大控制周期间隔；

第三控制单元，用于确定双脉冲机动的第三控制时刻以及第三控制量，根据所述三控制时刻以及所述第三控制量控制轨道偏心率。

7.一种计算机设备，其特征在于，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1-5任一项所述的方法。

8.一种计算机可读存储介质，其特征在于，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1-5任一项所述的方法。

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