CN113483766B - 静止轨道卫星在轨自主月影预报方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种静止轨道卫星在轨自主月影预报方法及系统，包括以下步骤：步骤S1，根据当前时刻T₀的卫星轨道参数递推预报时刻T₁的轨道参数，将T₁的轨道参数转换为卫星质心在J2000.0惯性坐标系下的位置矢量

步骤S2，计算T₁的太阳矢量

和月球矢量

步骤S3，计算卫星质心到太阳中心的矢量

计算卫星质心到月球中心的矢量

计算A_ssm；步骤S4，计算月影区阈值A_gate，比较A_ssm和A_gate大小，预报进出月影时间T_in和间T_out；步骤S5，计算进出月影进行操作的时间T_{op_in}和T_{op_out}，通过T₀分别与T_{op_in}和T_{op_out}比较结果发出进出月影操作指令。本发明不依赖地面操控处理，在轨自主完成月影预报及操作，避免由于地面系统漏报造成的卫星能源危机和安全问题。

Description

静止轨道卫星在轨自主月影预报方法及系统

技术领域

本发明涉及空间飞行器总体技术和试验与测试技术，具体地，涉及静止轨道卫星在轨自主月影预报方法及系统。

背景技术

卫星在轨绕地球运行期间，月球会周期性地运动到太阳和卫星之间，当三者正好处于一条直线时，月球就会挡住太阳射向卫星的光线，从而月球阴影会投射到卫星上形成月影。由于卫星所在位置太阳受月球情况的不同，月影可分为全影、半影及环影。卫星进出月影前后由于太阳光的突然消失和出现，会导致电源、太阳阵、热控、姿轨控、载荷等分系统工作环境改变，如不采取措施会造成整星安全性问题。历史上曾多次发生卫星由于月影影响而进入安全模式，从而暂停服务的异常现象。因此，现有在轨的很多卫星都加入了月影管理，并通过人工干预的方式控制卫星在月影期的自主控制动作以降低风险。但这种方式极大增加了地面操控人员的工作量，并且存在漏报和误操作等风险。

专利文献201410522091.5、名称为“基于低轨道地球卫星的地影时刻预报的星上确定方法”，介绍了以轨道要素表征的变换矩阵作为信息输入，利用星载计算机中设置的时间节点、上注星历，获得上注星历精确预报卫星在每个时间节点上的地影时刻的方法，但未涉及星上自主月影预报计算和预报相关内容。

贾向华，徐明，陈罗婧在宇航学报第37卷第1期(2016年1月)的文章《近地轨道卫星的地影预报算法》中，通过构造降维坐标系将卫星进出地影过程转换为“星-地-日”平面内的几何问题，依据实时轨道参数可精确预报卫星在每个节点上的地影时刻，并在任意两个节点之间采用解析算法进行近似预报，但未阐述星上自主月影预报计算和预报相关内容。

朱兴鸿，苗园青，袁仕耿在飞行器测控学报第35卷第2期(2016年4月)的文章《低轨卫星月影事件预报优化》中，提出了基于太阳与白道面的位置关系和月影临界角对低轨卫星月影事件的优化预报方法，将月影预报频率从每月1次降低到每年2次，可以有效提高目前低轨卫星在轨管理时对月影事件预报的效率，简化了低轨卫星在轨运行管理的任务复杂度，但未阐述星上自主月影预报计算和预报相关内容。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种静止轨道卫星在轨自主月影预报方法及系统。

根据本发明提供的一种静止轨道卫星在轨自主月影预报方法，包括以下步骤：

步骤S1，设置星载计算机，所述星载计算机根据当前时刻T₀的卫星轨道参数递推预报时刻T₁的轨道参数，将T₁的轨道参数转换为卫星质心在J2000.0惯性坐标系下的位置矢量

步骤S2，计算在J2000.0惯性坐标系下T₁的太阳矢量

和月球矢量

步骤S3，计算卫星质心到太阳中心的第一矢量

计算卫星质心到月球中心的第二矢量

计算

和

之间日-星-月夹角A_ssm；

步骤S4，计算月影区阈值A_gate，A_gate设置为当卫星即将脱离月影区时所述第一矢量

和所述第二矢量

之间夹角，比较A_ssm和A_gate大小并进行卫星进出月影判断，预报卫星进入月影的时间T_in和离开月影的时间T_out；

步骤S5，通过T_in和T_out计算卫星进入月影进行操作的时间T_{op_in}和卫星离开月影进行操作的时间T_{op_out}，所述星载计算机通过T₀分别与T_{op_in}和T_{op_out}比较结果发出进出月影操作指令。

优选地，卫星在T₀的轨道参数包括：轨道半长轴a₀、偏心率e₀、轨道倾角i₀、升交点赤经Ω₀、近地点幅角ω₀和平近点角M₀；

T₁和T₀之间预报时间提前量设置为ΔT，T₁＝T₀+ΔT，当ΔT≤3天时，不考虑外干扰力对卫星轨道的影响，则T₁轨道参数包括：轨道半长轴a₁、偏心率e₁、轨道倾角i₁、升交点赤经Ω₁、近地点幅角ω₁、平近点角M₁；

a₁＝a₀，e₁＝e₀，i₁＝i₀，Ω₁＝Ω₀，ω₁＝ω₀，

式中，μ为地球引力常数，μ＝3.9860044×10⁵km³/s²。

优选地，计算卫星质心到太阳中心的矢量

计算卫星质心到月球中心的矢量

计算A_ssm，

优选地，依据太阳平均半径R_sun及

计算T₁时刻卫星位置处的太阳半张角

依据月球平均半径R_mon及星-月相对位置矢量

计算T₁时刻卫星位置处的月球半张角

A_gate由卫星所在位置的太阳半张角A_sun、月球半张角A_mon确定，A_gate＝A_sun+A_mon。

优选地，所述星载计算机采用连续多个计算周期均进出月影的方式对卫星进出月影进行判断；

所述月影区包括：半影、全影和环影；从卫星位置观察，当月影完全遮住太阳时为全影，当月影与太阳相交时为半影，当月影包含于太阳时为环影。

优选地，比较A_ssm与A_gate相对关系并对卫星进出月影进行判断；

当A_ssm≤A_gate时，卫星进月影计数Num_in＝Num_in+1，卫星出月影计数Num_out＝0；

当A_ssm＞A_gate时，Num_in＝0，Num_out＝Num_out+1；

卫星进月影标志设置为Flag_eclipse，当Num_in≥10时，Flag_eclipse＝True；

当Num_out≥10时，Flag_eclipse＝False。

优选地，上一周期卫星进月影标志设置为Flag_eclipse_last，比较Flag_eclipse和Flag_eclipse_last并获取T_in和T_out；

当Flag_eclipse_last＝False且Flag_eclipse＝True时，判断卫星真实进入月影，并将此时T₁赋值给T_in，T_in＝T₁；

当Flag_eclipse_last＝True且Flag_eclipse＝False时，判断卫星真实离开月影，并将此时T₁赋值给T_out，T_out＝T₁。

优选地，卫星进入月影操作时间比实际进入月影时刻T_in提前ΔT_adv，ΔT_adv设置为1天＜ΔT_adv≤3天；

卫星离开月影操作时间比实际出影时刻T_out滞后ΔT_del，ΔT_del设置为1天＜ΔT_del≤3天。

优选地，计算T_{op_in}＝T_in-ΔT_adv；

计算T_{op_out}＝T_out+ΔT_del；

当T₀≥T_{op_in}时，所述星载计算机自主发送程控指令进行进月影设置；

当T₀≥T_{op_out}时，所述由星载计算机自主发送程控指令进行出月影设置。

本发明还提供一种静止轨道卫星在轨自主月影预报系统，包括：

模块M1，设置星载计算机，所述星载计算机根据当前时刻T₀的卫星轨道参数递推预报时刻T₁的轨道参数，将T₁的轨道参数转换为卫星质心在J2000.0惯性坐标系下的位置矢量

模块M2，计算在J2000.0惯性坐标系下T₁的太阳矢量

和月球矢量

模块M3，计算所述卫星质心到太阳中心的第一矢量

计算所述卫星质心到月球中心的第二矢量

计算

和

之间日-星-月夹角A_ssm；

模块M4，计算月影区阈值A_gate，A_gate设置为当所述卫星即将脱离月影区时所述第一矢量

和所述第二矢量

之间夹角，比较A_ssm和A_gate大小并进行所述卫星进出月影判断，预报所述卫星进入月影的时间T_in和离开月影的时间T_out；

模块M5，通过T_in和T_out计算所述卫星进入月影进行操作的时间T_{op_in}和所述卫星离开月影进行操作的时间T_{op_out}，所述星载计算机通过T₀分别与T_{op_in}和T_{op_out}比较结果发出进出月影操作指令。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

本发明提供的一种静止轨道卫星在轨自主月影预报方法不依赖地面操控处理，在轨自主完成月影预报及操作，避免由于地面系统漏报造成的卫星能源危机和安全问题，可以大大缓解地面操控人员的压力并提升卫星的安全性与可靠性，可应用于我国静止轨道卫星研制研发过程。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为进出月影判断流程示意图；

图2A为月影的全影示意图；

图2B为月影的半影示意图；

图2C为月影的环影示意图；

图3为月影阈值角与太阳、月球半张角关系示意图；

图4为太阳受月球遮挡形成月影示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

实施例1

如图1和图3所示，一种静止轨道卫星在轨自主月影预报方法，包括以下步骤：步骤S1，设置星载计算机，星载计算机根据当前时刻T₀的卫星轨道参数递推预报时刻T₁的轨道参数，将T₁的轨道参数转换为卫星质心在J2000.0惯性坐标系下的位置矢量

步骤S2，计算在J2000.0惯性坐标系下T₁的太阳矢量

和月球矢量

步骤S3，计算卫星质心到太阳中心的第一矢量

计算卫星质心到月球中心的第二矢量

计算

和

之间日-星-月夹角A_ssm；步骤S4，计算月影区阈值A_gate，A_gate设置为当卫星即将脱离月影区时第一矢量

和第二矢量

之间夹角，比较A_ssm和A_gate大小并进行卫星进出月影判断，预报卫星进入月影的时间T_in和离开月影的时间T_out；步骤S5，通过T_in和T_out计算卫星进入月影进行操作的时间T_{op_in}和卫星离开月影进行操作的时间T_{op_out}，星载计算机通过T₀分别与T_{op_in}和T_{op_out}比较结果发出进出月影操作指令。

卫星在T₀的轨道参数包括：轨道半长轴a₀、偏心率e₀、轨道倾角i₀、升交点赤经Ω₀、近地点幅角ω₀和平近点角M₀；T₁和T₀之间预报时间提前量设置为ΔT，T₁＝T₀+ΔT，当ΔT≤3天时，不考虑外干扰力对卫星轨道的影响，则T₁轨道参数包括：轨道半长轴a₁、偏心率e₁、轨道倾角i₁、升交点赤经Ω₁、近地点幅角ω₁、平近点角M₁；

a₁＝a₀，e₁＝e₀，i₁＝i₀，Ω₁＝Ω₀，ω₁＝ω₀，

式中，μ为地球引力常数，μ＝3.9860044×10⁵km³/s²；

计算卫星质心到太阳中心的矢量

计算卫星质心到月球中心的矢量

计算A_ssm，

依据太阳平均半径R_sun及

计算T₁时刻卫星位置处的太阳半张角

依据月球平均半径R_mon及星-月相对位置矢量

计算T₁时刻卫星位置处的月球半张角

A_gate由卫星所在位置的太阳半张角A_sun、月球半张角A_mon确定，A_gate＝A_sun+A_mon。星载计算机采用连续10个计算周期均进出月影的方式对卫星进出月影进行判断。比较A_ssm与A_gate相对关系并对卫星进出月影进行判断；

当A_ssm≤A_gate时，卫星进月影计数Num_in＝Num_in+1，卫星出月影计数Num_out＝0；当A_ssm＞A_gate时，Num_in＝0，Num_out＝Num_out+1；卫星进月影标志设置为Flag_eclipse，当Num_in≥10时，Flag_eclipse＝True；当Num_out≥10时，Flag_eclipse＝False。

上一周期卫星进月影标志设置为Flag_eclipse_last，比较Flag_eclipse和Flag_eclipse_last并获取T_in和T_out；当Flag_eclipse_last＝False且Flag_eclipse＝True时，判断卫星真实进入月影，并将此时T₁赋值给T_in，T_in＝T₁；当Flag_eclipse_last＝True且Flag_eclipse＝False时，判断卫星真实离开月影，并将此时T₁赋值给T_out，T_out＝T₁。卫星进入月影操作时间比实际进入月影时刻T_in提前ΔT_adv，ΔT_adv设置为1天＜ΔT_adv≤3天；卫星离开月影操作时间比实际出影时刻T_out滞后ΔT_del，ΔT_del设置为1天＜ΔT_del≤3天。计算T_{op_in}＝T_in-ΔT_adv；计算T_{op_out}＝T_out+ΔT_del；当T₀≥T_{op_in}时，星载计算机自主发送程控指令进行进月影设置；当T₀≥T_{op_out}时，由星载计算机自主发送程控指令进行出月影设置。

如图2A至图4所示，所述月影区包括：半影、全影和环影；从卫星位置观察，当月影完全遮住太阳时为全影，当月影与太阳相交时为半影，当月影包含于太阳时为环影。

本发明还提供一种静止轨道卫星在轨自主月影预报系统，包括：

模块M1，设置星载计算机，所述星载计算机根据当前时刻T₀的卫星轨道参数递推预报时刻T₁的轨道参数，将T₁的轨道参数转换为卫星质心在J2000.0惯性坐标系下的位置矢量

模块M2，计算在J2000.0惯性坐标系下T₁的太阳矢量

和月球矢量

模块M3，计算所述卫星质心到太阳中心的第一矢量

计算所述卫星质心到月球中心的第二矢量

计算

和

之间日-星-月夹角A_ssm；

模块M4，计算月影区阈值A_gate，A_gate设置为当所述卫星即将脱离月影区时所述第一矢量

和所述第二矢量

之间夹角，比较A_ssm和A_gate大小并进行所述卫星进出月影判断，预报所述卫星进入月影的时间T_in和离开月影的时间T_out；

模块M5，通过T_in和T_out计算所述卫星进入月影进行操作的时间T_{op_in}和所述卫星离开月影进行操作的时间T_{op_out}，所述星载计算机通过T₀分别与T_{op_in}和T_{op_out}比较结果发出进出月影操作指令。

实施例2

实施例2作为实施例1的优选例。

一种静止轨道卫星在轨自主月影预报方法，包括如下步骤：

步骤S1：星载计算机根据当前时刻T₀的卫星轨道参数，递推T₁＝T₀+ΔT时刻的轨道参数，并将该参数转换为卫星质心在J2000.0惯性坐标系下的位置矢量

步骤S2：计算T₁时刻J2000.0惯性坐标系下的太阳矢量

月球矢量

步骤S3：分别计算卫星质心到太阳中心的矢量

卫星质心到月球中心的矢量

及日-星-月夹角A_ssm。步骤S4：比较日-星-月夹角A_ssm与月影区阈值A_gate，进行卫星进出月影判断并预报卫星进入月影时刻T_in和离开月影时刻T_out。步骤S5：计算进入月影操作时间T_{op_in}和离开月影操作时间T_{op_out}，并与当前时刻T₀比较，进行卫星进出月影操作。

所述步骤S1包括：

星载计算机根据当前时刻T₀轨道根数(含：轨道半长轴a₀、偏心率e₀、轨道倾角i₀、升交点赤经Ω₀、近地点幅角ω₀、平近点角M₀)递推T₁时刻的轨道参数。受地球形状摄动、日月摄动、光压摄动等外干扰力的影响，静止轨道卫星星下点存在漂移。由于星载计算机计算能力有限且静止轨道卫星轨道漂移周期较长，在较短时间内ΔT≤3day可以不考虑外干扰力对卫星轨道的影响，则T₁＝T+ΔT时刻卫星轨道根数(含：轨道半长轴a₁、偏心率e₁、轨道倾角i₁、升交点赤经Ω₁、近地点幅角ω₁、平近点角M₁)可表示为：

a₁＝a₀，e₁＝e₀，i₁＝i₀，Ω₁＝Ω₀，ω₁＝ω₀，

式中，μ为地球引力常数，μ＝3.9860044×10⁵km³/s²。

将T₁时刻卫星轨道根数转换为J2000.0平赤道平春分点惯性系下的卫星位置矢量

该计算方法为航天领域通用计算方法。

所述步骤S2包括：

分别计算T₁时刻J2000.0惯性坐标系下的太阳位置矢量

月球位置矢量

该计算方法为航天领域通用计算方法。

所述步骤S3包括：

计算卫星质心到太阳中心的矢量：

计算卫星质心到月球中心的矢量：

计算日-星-月夹角：

所述步骤S4包括：

依据太阳平均半径R_sun及星-日相对位置矢量

计算T₁时刻卫星位置处的太阳半张角

依据月球平均半径R_mon及星-月相对位置矢量

计算T₁时刻卫星位置处的月球半张角

利用得到的太阳半张角A_sun、月球半张角A_mon计算卫星月影阈值A_gate＝A_sun+A_mon。比较日-星-月夹角A_ssm与月影区阈值A_gate相对关系，进行卫星进出月影判断：当A_ssm≤A_gate时，卫星进月影计数Num_in＝Num_in+1，出月影计数Num_out＝0；当A_ssm＞A_gate时，卫星进月影计数Num_in＝0，出月影计数Num_out＝Num_out+1。当Num_in≥10时，置卫星进月影标志Flag_eclipse＝True；当Num_out≥10时，置卫星进月影标志Flag_eclipse＝False。比较当前计算周期得到的卫星进月影标志Flag_eclipse与上一周期得到的卫星进月影标志Flag_eclipse_last，获取卫星进出月影时刻：Flag_eclipse_last＝False且Flag_eclipse＝True时，判断卫星真实进入月影，并将此时的卫星预报时刻T₁赋值给卫星进月影时刻T_in＝T₁。Flag_eclipse_last＝True且Flag_eclipse＝False时，判断卫星真实出月影，并将此时的卫星预报时刻T₁赋值给卫星出月影时刻T_out＝T₁。

所述步骤S5包括：

利用计算获得的卫星进月影时刻T_in及卫星进月影操作提前时间ΔT_adv，计算卫星进月影操作时刻T_{op_in}＝T_in-ΔT_adv。比较当前时刻T₀与T_{op_in}，当T₀≥T_{op_in}时，由星载计算机自主向对电源、热控、姿轨控、载荷等分系统发送程控指令进行进月影设置。利用步骤S4计算获得的卫星出月影时刻T_out及卫星进月影操作滞后时间ΔT_del，计算卫星进月影操作时刻T_{op_out}＝T_out+ΔT_del。比较当前时刻T₀与T_{op_out}，当T₀≥T_{op_out}时，由星载计算机自主向对电源、热控、姿轨控、载荷等分系统发送程控指令进行出月影设置。

由于卫星在轨飞行过程中，半影、全影、环影都会造成太阳光照强度的下降，本发明中的月影区包含了半影、全影、环影三种类型月影；为防止星载计算机计算过程中由于通信、单粒子等因素导致的轨道计算结果突跳，采用了连续10个计算周期均进月影或出月影的方式对卫星进、出月影进行判断；卫星应在实际进月影前进行各分系统进影操作，进影操作应比实际进影时刻T_in提前ΔT_adv，ΔT_adv设置为1day＜ΔT_adv≤3day；卫星应在实际出月影后进行各分系统出影操作，出影操作应比实际出影时刻T_out滞后ΔT_del，ΔT_del设置为1day＜ΔT_del≤3day。

本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (5)

1.一种静止轨道卫星在轨自主月影预报方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S1，设置星载计算机，所述星载计算机根据当前时刻T₀的卫星轨道参数递推预报时刻T₁的轨道参数，将T₁的轨道参数转换为卫星质心在J2000.0惯性坐标系下的位置矢量

步骤S2，计算在J2000.0惯性坐标系下T₁的太阳矢量

和月球矢量

步骤S3，计算卫星质心到太阳中心的第一矢量

计算卫星质心到月球中心的第二矢量

计算

和

之间日-星-月夹角A_ssm；

步骤S4，计算月影区阈值A_gate，A_gate设置为当卫星即将脱离月影区时所述第一矢量

和所述第二矢量

之间夹角，比较A_ssm和A_gate大小并进行卫星进出月影判断，预报卫星进入月影的时间T_in和离开月影的时间T_out；

步骤S5，通过T_in和T_out计算卫星进入月影进行操作的时间T_{op_in}和卫星离开月影进行操作的时间T_{op_out}，所述星载计算机通过T₀分别与T_{op_in}和T_{op_out}比较结果发出进出月影操作指令；

卫星在T₀的轨道参数包括：轨道半长轴a₀、偏心率e₀、轨道倾角i₀、升交点赤经Ω₀、近地点幅角ω₀和平近点角M₀；

T₁和T₀之间预报时间提前量设置为ΔT，T₁＝T₀+ΔT，当ΔT≤3天时，不考虑外干扰力对卫星轨道的影响，则T₁轨道参数包括：轨道半长轴a₁、偏心率e₁、轨道倾角i₁、升交点赤经Ω₁、近地点幅角ω₁、平近点角M₁；

a₁＝a₀，e₁＝e₀，i₁＝i₀，Ω₁＝Ω₀，ω₁＝ω₀，

式中，μ为地球引力常数，μ＝3.9860044×10⁵km³/s²；

比较A_ssm与A_gate相对关系并对卫星进出月影进行判断；

当A_ssm≤A_gate时，卫星进月影计数Num_in＝Num_in+1，卫星出月影计数Num_out＝0；

当A_ssm＞A_gate时，Num_in＝0，Num_out＝Num_out+1；

卫星进月影标志设置为Flag_eclipse，当Num_in≥10时，Flag_eclipse＝True；

当Num_out≥10时，Flag_eclipse＝False；

上一周期卫星进月影标志设置为Flag_eclipse_last，比较Flag_eclipse和Flag_eclipse_last并获取T_in和T_out；

当Flag_eclipse_last＝False且Flag_eclipse＝True时，判断卫星真实进入月影，并将此时T₁赋值给T_in，T_in＝T₁；

当Flag_eclipse_last＝True且Flag_eclipse＝False时，判断卫星真实离开月影，并将此时T₁赋值给T_out，T_out＝T₁；

卫星进入月影操作时间比实际进入月影时刻T_in提前ΔT_adv，ΔT_adv设置为1天＜ΔT_adv≤3天；

卫星离开月影操作时间比实际出影时刻T_out滞后ΔT_del，ΔT_del设置为1天＜ΔT_del≤3天；

计算T_{op_in}＝T_in-ΔT_adv；

计算T_{op_out}＝T_out+ΔT_del；

当T₀≥T_{op_in}时，所述星载计算机自主发送程控指令进行进月影设置；

当T₀≥T_{op_out}时，所述星载计算机自主发送程控指令进行出月影设置。

2.根据权利要求1所述静止轨道卫星在轨自主月影预报方法，其特征在于：计算卫星质心到太阳中心的矢量

计算卫星质心到月球中心的矢量

计算A_ssm，

3.根据权利要求2所述静止轨道卫星在轨自主月影预报方法，其特征在于：依据太阳平均半径R_sun及

计算T₁时刻卫星位置处的太阳半张角

依据月球平均半径R_mon及星-月相对位置矢量

计算T₁时刻卫星位置处的月球半张角

A_gate由卫星所在位置的太阳半张角A_sun、月球半张角A_mon确定，A_gate＝A_sun+A_mon。

4.根据权利要求3所述静止轨道卫星在轨自主月影预报方法，其特征在于：所述星载计算机采用连续多个计算周期均进出月影的方式对卫星进出月影进行判断。

5.一种静止轨道卫星在轨自主月影预报系统，其特征在于，包括：

模块M1，设置星载计算机，所述星载计算机根据当前时刻T₀的卫星轨道参数递推预报时刻T₁的轨道参数，将T₁的轨道参数转换为卫星质心在J2000.0惯性坐标系下的位置矢量

模块M2，计算在J2000.0惯性坐标系下T₁的太阳矢量

和月球矢量

模块M3，计算所述卫星质心到太阳中心的第一矢量

计算所述卫星质心到月球中心的第二矢量

计算

和

之间日-星-月夹角A_ssm；

模块M4，计算月影区阈值A_gate，A_gate设置为当所述卫星即将脱离月影区时所述第一矢量

和所述第二矢量

之间夹角，比较A_ssm和A_gate大小并进行所述卫星进出月影判断，预报所述卫星进入月影的时间T_in和离开月影的时间T_out；

模块M5，通过T_in和T_out计算所述卫星进入月影进行操作的时间T_{op_in}和所述卫星离开月影进行操作的时间T_{op_out}，所述星载计算机通过T₀分别与T_{op_in}和T_{op_out}比较结果发出进出月影操作指令；

卫星在T₀的轨道参数包括：轨道半长轴a₀、偏心率e₀、轨道倾角i₀、升交点赤经Ω₀、近地点幅角ω₀和平近点角M₀；

T₁和T₀之间预报时间提前量设置为ΔT，T₁＝T₀+ΔT，当ΔT≤3天时，不考虑外干扰力对卫星轨道的影响，则T₁轨道参数包括：轨道半长轴a₁、偏心率e₁、轨道倾角i₁、升交点赤经Ω₁、近地点幅角ω₁、平近点角M₁；

a₁＝a₀，e₁＝e₀，i₁＝i₀，Ω₁＝Ω₀，ω₁＝ω₀，

式中，μ为地球引力常数，μ＝3.9860044×10⁵km³/s²；

比较A_ssm与A_gate相对关系并对卫星进出月影进行判断；

当A_ssm≤A_gate时，卫星进月影计数Num_in＝Num_in+1，卫星出月影计数Num_out＝0；

当A_ssm＞A_gate时，Num_in＝0，Num_out＝Num_out+1；

卫星进月影标志设置为Flag_eclipse，当Num_in≥10时，Flag_eclipse＝True；

当Num_out≥10时，Flag_eclipse＝False；

上一周期卫星进月影标志设置为Flag_eclipse_last，比较Flag_eclipse和Flag_eclipse_last并获取T_in和T_out；

当Flag_eclipse_last＝False且Flag_eclipse＝True时，判断卫星真实进入月影，并将此时T₁赋值给T_in，T_in＝T₁；

当Flag_eclipse_last＝True且Flag_eclipse＝False时，判断卫星真实离开月影，并将此时T₁赋值给T_out，T_out＝T₁；

卫星进入月影操作时间比实际进入月影时刻T_in提前ΔT_adv，ΔT_adv设置为1天＜ΔT_adv≤3天；

卫星离开月影操作时间比实际出影时刻T_out滞后ΔT_del，ΔT_del设置为1天＜ΔT_del≤3天；

计算T_{op_in}＝T_in-ΔT_adv；

计算T_{op_out}＝T_out+ΔT_del；

当T₀≥T_{op_in}时，所述星载计算机自主发送程控指令进行进月影设置；

当T₀≥T_{op_out}时，所述星载计算机自主发送程控指令进行出月影设置。

Images