CN115196046B - 一种太阳同步轨道卫星超寿运行轨控策略确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种太阳同步轨道卫星超寿运行轨控策略确定方法，属于卫星总体轨道控制技术领域，解决了现有技术只考虑单因素可能导致剩余燃料不够用于离轨，或离轨高度过低，无法获取有用图像的问题，技术方案包括：确定目标降交点地方时；确定离轨时的轨道高度；计算当前轨高降至离轨高度所需离轨燃料；扣除所述离轨燃料后，计算可用于变倾角的燃料、倾角改变量及可达到的降交点地方时；判断变倾角燃料及可达到的降交点地方时的值是否符合要求。本发明综合考虑能源、姿轨控、成像及离轨因素，选择合适的轨控策略，获得期望的降交点地方时范围，使燃料消耗量分配合理，使卫星发电能力、姿轨控敏感器视场、成像降交点地方时等得以改善。

Description

一种太阳同步轨道卫星超寿运行轨控策略确定方法

技术领域

本发明涉及一种太阳同步轨道卫星超寿运行轨控策略确定方法，属于卫星总体轨道控制技术领域。

背景技术

太阳同步轨道卫星的降交点地方时是轨道的重要考核指标，影响降交点地方时的 两个因素是①太阳引力摄动引起轨道倾角变化，②大气阻力引起升交点赤经变化，前者影 响占主要因素。卫星入轨时进行了轨道倾角偏置，以保证卫星考核寿命N年内降交点地方时 漂移范围在

以内。若在轨期间受太阳引力摄动影响，轨道倾角降低，出现当前降 交点地方时

的情况。同时降交点地方时降低，会出现太阳电池阵发电功率降低，地 面成像的光照条件变暗，太阳入射太阳敏感器的角度超出其视场要求等现象。以运行于 645Km太阳同步轨道的可见光遥感卫星为例，设计寿命8年，在超寿命运行到第9年时，降交 点地方时已漂出规定的[10:00，11:00]范围，卫星在轨运行降交点地方时超下限如图2所 示，降交点地方时降至9:58，引起能源系统方阵电流较高值时下降9A，发电功率降低275W， 降低了20%。轨道倾角控制是解决抬高轨道倾角和使降交点地方时回漂至

的有 效方案。改变轨道倾角需要消耗巨大的燃料。以重量为1000kg的低轨卫星为例，变轨改变倾 角0.1°，需要消耗至少10kg燃料，因此变倾角的轨控策略必须使燃料最大化利用，且倾角控 制回漂到相同的降交点地方时顶点，越早轨控，所需的燃料越少。应在降交点地方时刚超出

的初期，越早实施轨道倾角控制越好。

现有变倾角技术存在的不足是：只考虑降交点地方时一个因素，确定倾角调整量的过程没有考虑离轨、遥感器最低成像轨道高度等因素。杨永安等在《控制与决策》2008年6月第23卷第6期发表的《太阳同步卫星降交点地方时漂移控制策略的研究》文中，提出通过轨道偏置设计、轨道高度和轨道倾角保持控制等方法，将降交点地方时漂移限制在允许的范围内。该方法假设卫星倾角偏置量，仅考虑降交点地方时允差，没有考虑其他因素。张国云等在《上海航天》第31卷2014年第2期发表的《近圆太阳同步卫星轨道倾角偏差的影响和调整》文中，分析了降交点地方时漂移的影响，未考虑离轨、成像最低轨道高度等因素。可能导致剩余燃料不够用于离轨，或留有燃料离轨，而离轨高度过低，导致成像行采样漏缝，无法获取有用图像。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，公开了一种太阳同步轨道卫星超寿运行轨控策略确定方法，综合考虑能源、姿轨控、成像及离轨因素，选择合适的轨道倾角控制量，获得期望的降交点地方时范围，使燃料消耗量尽可能少。变倾角轨控兼有改善轨道阳光入射角及抬高降交点地方时的作用，使太阳电池阵的发电输出功率增大，遥感器成像的光照条件亦得以改善。

本发明的技术方案是：

本发明公开了一种太阳同步轨道卫星超寿运行轨控策略确定方法，步骤如下：

S1：确定目标降交点地方时T；

S2：确定离轨高度H；

S3：计算当前轨高降至所述离轨高度H所需离轨燃料W1；

S4：根据现有燃料W和离轨燃料W1，计算可用于变倾角的消耗燃料W2；若消耗燃料W2大于0，计算消耗燃料W2可达到的倾角增量Δi₂，绘制降交点地方时曲线，得到降交点地方时T2，进入步骤S5，否则，进入步骤S6；

S5：若降交点地方时T2大于目标降交点地方时T，则将消耗燃料W2、降交点地方时T2及倾角增量Δi₂输出为轨控策略，退出计算，否则，进入步骤S6；

S6：将现有燃料W用以变倾角，确定倾角改变量Δi及燃料消耗量W3；若燃料消耗量W3小于现有燃料W，则将燃料消耗量W3、目标降交点地方时T及倾角改变量Δi输出为轨控策略；否则，调整倾角改变量Δi的值，计算并输出新的降交点地方时T、倾角改变量 Δi及燃料消耗量W3为轨控策略。

在上述轨控策略确定方法中，所述步骤S1中确定目标降交点地方时T，计算公式为：

T≥T₀∩T_β

式中，T₀为降交点地方时中值，T_β为β角对应的降交点地方时，β为阳光与轨道面夹角。

在上述轨控策略确定方法中，所述步骤S2中确定离轨高度H，具体方法为：

H≥H₂₅∩H_int

式中，H₂₅为25年内陨落的起始高度，H_int为最小积分时间

对应的轨道高度。

在上述轨控策略确定方法中，所述最小积分时间

对应的轨道高度H_int，计算公 式为：

式中，d为遥感器像元尺寸；f为遥感器焦距；

为最小积分时间；a为轨道半长轴。

在上述轨控策略确定方法中，所述步骤S3中计算当前轨高降至离轨高度H所需离轨燃料W1，具体方法为：

式中，W₁为离轨燃料的消耗质量；M为卫星质量；I为推力器比冲，g=9.80665m/s²；△v为圆轨道单脉冲轨道速度增量，计算公式为：

△v=v*△a/(2*a)

式中，Δa为半长轴调整量，Δa=h-H；h当前轨道高度；H为离轨高度；a为轨道半长轴，v为近圆轨道速度。

在上述轨控策略确定方法中，所述v为近圆轨道速度，公式为：

式中，

为地心引力常数，a为轨道半长轴。

在上述轨控策略确定方法中，所述步骤S4中根据现有燃料W和离轨燃料W1，计算可用于变倾角的消耗燃料W2，具体方法为：

W2=W-W1

式中，W为现有燃料，W1为离轨燃料。

在上述轨控策略确定方法中，所述步骤S4中计算消耗燃料W2可达到的倾角增量Δi₂，绘制降交点地方时曲线，得到降交点地方时T2，具体方法为：

式中， M为卫星质量，I为推力器比冲，g=9.80665m/s²，v为近圆轨道速度；Δi₂为倾角增量；

计算Δi₂对应的降交点地方时LTDN，绘制LTDN曲线，LTDN曲线的顶点为降交点地方时T2。

在上述轨控策略确定方法中，所述计算Δi₂对应的降交点地方时LTDN，绘制LTDN曲线，LTDN曲线的顶点为降交点地方时T2，具体方法为：

S41：使用仿真工具建立当前卫星sat，加载卫星的轨道根数；

S42：设置仿真时长从当前时间至n年，仿真步长为月；

S43：将倾角设置为i+Δi₂，仿真工具输出降交点的UTC时间、降交点地理经度，其中，i为初始倾角；

S44：根据降交点的UTC时间、降交点地理经度，计算降交点地方时LTDN，方法如下：

LTDN=UTCG+deg/360

其中，UTCG为降交点的UTC时间，deg为降交点地理经度；

S45：绘制横坐标为仿真时间，纵坐标为降交点地方时LTDN的LTDN曲线， LTDN曲线的顶点处降交点地方时LTDN的值为降交点地方时T2。

在上述轨控策略确定方法中，所述步骤S6中调整倾角改变量Δi的值，计算并输出新的降交点地方时T、倾角改变量Δi及燃料消耗量W3为轨控策略，具体方法为：

S51：改变倾角增量Δi，计算Δi对应的降交点地方时LTDN，绘制LTDN曲线， LTDN曲线的顶点为降交点地方时T；

S52：计算燃料消耗量W3，公式为：

式中， M为卫星质量，I为推力器比冲，g=9.80665m/s²，v为近圆轨道速度；Δi为倾角增量；

S53：比较燃料消耗量W3是否小于现有燃料W，若是，则进入步骤S54；若否，则减小倾角增量Δi，进入步骤S52；

S54：输出新的降交点地方时T、倾角增量Δi和燃料消耗量W3。

本发明与现有技术相比的优点在于：

（1）本发明的技术方案考虑了包括降交点地方时要求、能源系统能量平衡、姿轨控系统太阳敏感器视场角、遥感器成像最小积分时间、25年离轨等制约因素, 也考虑了遥感器不漏缝成像的最低轨道等，将轨控分为变高度相关的要求（从成像最低高度和离轨轨道高度）和变倾角相关要求（能源、姿控的阳光入射角和降交点地方时），综合后，提出离轨高度H和目标降交点地方时T要求；使超寿运行轨控策略的制定更有的放矢，轨控策略兼有改善轨道阳光入射角及抬高降交点地方时的作用，使太阳电池阵的发电输出功率增大，遥感器成像的光照条件亦得以改善；

（2）本发明所采用的方法流程及基于STK软件的输出结果，避免了繁琐的公式迭代，可快速获得轨控方案所需的变倾角控制量、目标降交点地方时范围、顶点及后续轨道可持续时间等相关参数；

（3）本发明采用的方法既考虑了离轨，又兼有改善轨道阳光入射角及抬高降交点地方时的作用，使太阳电池阵的发电输出功率增大，遥感器成像的光照条件亦得以改善，燃料分配合理，获得效益高。

附图说明

图1为本发明卫星在轨运行变倾角轨道策略确定流程；

图2为本发明卫星在轨运行降交点地方时超下限示意图；

图3为本发明卫星在轨运行变倾角的制约因素关系图；

图4为本发明卫星在轨倾角调整量及降交点地方时回漂顶点示意图。

具体实施方式

如图1所示，本发明公开了一种太阳同步轨道卫星超寿运行轨控策略确定方法，步骤如下：

步骤S1：确定目标降交点地方时T；计算公式为：

T≥T₀∩T_β

式中，T₀为降交点地方时中值，T_β为β角对应的降交点地方时，β为阳光与轨道面夹角。

步骤S2：确定离轨高度H，具体方法为：

H≥H₂₅∩H_int

式中，H₂₅为25年内陨落的起始高度，H_int为最小积分时间对应的轨道高度。最小积 分时间

对应的轨道高度H_int，计算公式为：

式中，d为遥感器像元尺寸；f为遥感器焦距；

为最小积分时间；a为轨道半长轴。

步骤S3：计算当前轨高降至离轨高度H所需离轨燃料W1；

计算当前轨高降至离轨高度H所需离轨燃料W1，具体方法为：

式中，W1为离轨燃料的消耗质量；M为卫星质量；I为推力器比冲，g=9.80665m/s2；△v为圆轨道单脉冲轨道速度增量，计算公式为：

△v=v*△a/(2*a)

式中，Δa为半长轴调整量，Δa=h-H；h当前轨道高度；H为离轨高度；a为轨道半长轴，v为近圆轨道速度。

v为近圆轨道速度，公式为：

式中，

为地心引力常数，a为轨道半长轴。

步骤S4：根据现有燃料W和离轨燃料W1，计算可用于变倾角的消耗燃料W2；若W2大于0，计算消耗燃料W2可达到的倾角增量Δi₂，绘制降交点地方时曲线，得到降交点地方时T2，进入步骤S5，否则，进入步骤S6；

根据现有燃料W和离轨燃料W1，计算可用于变倾角的消耗燃料W2，具体方法为：

W2=W-W1

式中，W为现有燃料，W1为离轨燃料。

计算消耗燃料W2可达到的倾角增量Δi₂，绘制降交点地方时曲线，得到降交点地方时T2，具体方法为：

式中， M为卫星质量，I为推力器比冲，g=9.80665m/s²，v为近圆轨道速度；Δi₂为倾角增量；

计算Δi₂对应的降交点地方时LTDN，绘制LTDN曲线，LTDN曲线的顶点为降交点地方时T2，具体方法为：

步骤S41：基于STK工具，建立当前卫星sat，加载该星的轨道根数；

步骤S42：设置仿真时长从当前时间至n年，仿真步长为月；

步骤S43：将倾角设置为i+Δi2，新建sat报告，输出降交点的UTC时间、降交点地理经度；

步骤S44：根据降交点的UTC时间、降交点地理经度，计算降交点地方时LTDN，方法如下：

LTDN=UTCG+deg/360

其中，UTCG为降交点的UTC时间，deg为降交点地理经度；

步骤S45：绘制横坐标为仿真时间，纵坐标为降交点地方时LTDN的LTDN曲线， LTDN曲线的顶点处降交点地方时LTDN值为降交点地方时T2。

步骤S5：若降交点地方时T2大于目标降交点地方时T，则将消耗燃料W2、降交点地方时T2及倾角增量Δi2输出为轨控策略，退出计算，否则，进入步骤S6；

步骤S6：将现有燃料W用以变倾角，确定倾角改变量Δi及燃料消耗量W3；若燃料消耗量W3小于现有燃料W，则将燃料消耗量W3、目标降交点地方时T及倾角改变量Δi输出为轨控策略；否则，调整倾角改变量Δi的值，计算并输出新的降交点地方时T、倾角改变量Δi及燃料消耗量W3为轨控策略。

调整倾角改变量Δi的值，计算并输出新的降交点地方时T、倾角改变量Δi及燃料消耗量W3为轨控策略，具体方法为：

步骤S51：改变倾角增量Δi，计算Δi对应的降交点地方时LTDN，绘制LTDN曲线，LTDN曲线的顶点为降交点地方时T；

步骤S52：计算燃料消耗量W3，公式为：

式中， M为卫星质量，I为推力器比冲，g=9.80665m/s²，v为近圆轨道速度；Δi为倾角增量。

步骤S53：比较燃料消耗量W3是否小于现有燃料W，若是，则进入步骤S54；若否，则减小倾角增量Δi，进入步骤S52；

步骤S54：输出新的降交点地方时T、倾角增量Δi和燃料消耗量W3。

实施例1

以运行于645kmKm太阳同步轨道的可见光遥感卫星为例，设计寿命8年，在超寿命运行到第9年时，降交点地方时已漂出规定的[10:00，11:00]范围，卫星在轨运行降交点地方时超下限如图2所示，降交点地方时降至9:58，引起能源系统方阵电流较高值时下降9A，发电功率降低275W，降低了20%。为延寿运行，需择机轨控。本发明将轨控策略涉及因素分为变高度相关的要求（从成像最低高度和离轨轨道高度）和变倾角相关要求（能源、姿控的阳光入射角和降交点地方时），如图3所示，综合后，提出离轨高度H和目标降交点地方时T要求（图3粗框结果）。使轨控策略的制定更有的放矢，变倾角轨控策略兼有改善轨道阳光入射角及抬高降交点地方时的作用，使太阳电池阵的发电输出功率增大，遥感器成像的光照条件亦得以改善。

卫星已知参数示例如表1。包括以下步骤：

表1 卫星已知参数示例

S1：第一步考虑以下几项能源、姿轨控及总体对降交点地方时的需求，求交集，确定变倾角后期望达到的目标降交点地方时T，详见图2。

S11：随着轨道倾角的降低，阳光与轨道面夹角β越来越大，表明太阳入射角度越小，能源系统的发电功率越低。根据卫星发电与用电的能量平衡关系，当β角大于要求值θ₁时，将导致能量不平衡，因此，卫星能源系统要求阳光与轨道面夹角β需≤θ₁。本例为θ₁≤61°；

S12：此外姿轨控系统的模拟太阳敏感器用于敏感阳光入射角的部件，阳光与轨道面夹角β需≤θ₂，否则入射阳光将超出模拟太阳敏感器视场，使帆板驱动控制无法采用模拟太阳控制。本例为θ₂≤55°；

S13：综上S11、S12，考虑能源及姿轨控系统对阳光与轨道面夹角β的要求，阳光与轨道面夹角β<θ₁∩θ₂，本实施例为β<55°。在STK软件中，新建一个卫星场景，加载卫星轨道根数（如两行根数），仿真时长、步长加大，或分段计算，右键生成报告，输出3个数据，降交点的UTC时间Time of Descen Node (UTCG)，降交点地理经度Lon Descen Node (°)，β角BetaAngle (°)，使用excel计算降交点地方时LTDN：

LTDN=Time of Descen Node (UTCG)+Lon Descen Node (°)/360

得到不含日期的降交点地方时的方法为：D2-floor（D2，1），D2为第4列第2行元素，floor函数为将参数向下舍入到最接近的倍数，其他元素依次类推。

本实施例中，加载卫星两行根数如下：

1 39150U 13018A 21152.92798511 .00000095 00000-0 20732-4 0 9996

2 39150 97.8312 226.1536 0020594 70.6110 289.7312 14.76575207436582

STK输出结果及计算的降交点地方时结果如表2所示。

表2 STK输出结果及计算的降交点地方时结果示例

输出β=55°时，对应的降交点地方时T_β。本实施例中T_β≥8：20

S14：根据研制总要求或任务书，卫星的降交点地方时范围为T_min≤T₀≤T_max，降交点地方时曲线类似双曲线，将曲线的顶点设为降交点地方时中值T₀。

S14：根据以上因素，求降交点地方时需求的交集，暂定的目标降交点地方时T≥T₀∩T_β。后面根据第S52步的燃料可用情况，最终的目标降交点地方时顶点可能调整为T’。本实施例中降交点地方时范围为[10:00，11:00]，中值为T₀=10:30。暂定的目标降交点地方时T≥T₀∩T_β=10:30∩（≥8:20）=10:30。

S2：第二步考虑以下几项轨道高度需求，求交集。确定离轨时的轨道高度，为后面计算离轨所需燃料做准备。

S21：遥感卫星线阵推扫成像的工作原理要求遥感器积分时间与卫星推扫速度匹配，积分时间等于遥感器瞬时视场角IFOV与卫星速高比之比，轨道高度越低，积分时间越短。遥感器研制完成后其积分时间的最小值是已知且不可改变的。如果一味追求离轨高度越低越好，虽满足了离轨，但遥感器在超出最小积分时间的轨道高度上，成像行会有漏缝。最小积分时间与可清晰、无漏缝成像的最低轨道高度的对应关系如公式(1)所示。

计算最小积分时间对应轨道高度的方法如下：

计算星下点地速

（1）

式中，V——不考虑地球自转的星下点地速，Km/s；

R_e——地球平均半径，通常取6371.004Km；

μ——地心引力常数。μ＝398600.5Km³/s²；

a——轨道半长轴，Km；a=h+Re，h为轨道高度，Km。

最小积分时间与速高比V/H的关系如下，已知最小积分时间

，可反求对应的 轨道高度H_int：

（2）

式中，d为遥感器像元尺寸，m；f为遥感器焦距，m；

为最小积分时间，s；

本实施例中，d=10e-6m；f=3.3m，最小积分时间为0.259e-3s，按公式（2）算得最小积分时间对应轨道高度为592Km，记为H_int≥592Km。

S22：考虑我国空间碎片相关要求，期望卫星离轨时能在25年内陨落。用STK软件可计算25年陨落的起始高度H₂₅。计算方法如下：

本实施例中，在STK软件中，建立卫星场景，右键选择卫星--satellite—lifetime，设置卫星半长轴a；迎风面积=帆板面积+星体本体迎风面积，均为已知数，如5.66m²+2.25m²；输入卫星重量，Kg；输入阻力系数；输入计算步长，如10；输入计算终止时近地点高度，Km，如65Km。计算时长填选大于25*365=9125天的数值，如36525天。

改变起始半长轴a，直至陨落时间<25年。则此时的半长轴a-6371.004即为25年内陨落的起始高度H₂₅，本例计算结果为H₂₅≤590Km。

S23：如果离轨高度H₂₅>H_int，则卫星在轨仍可获得不漏缝的遥感图像；反之，仅为了25年内陨落，选择较低的轨高H₂₅，则即使卫星正常，由于最小积分时间的约束，也无法获得不漏缝的遥感图像。因此兼顾离轨和最小积分时间，确定离轨高度应取为H≥H₂₅∩H_int，即离轨高度H=592Km。

S3：卫星需要消耗燃料才能到离轨高度，因此第三步需计算当前轨道高度h降至离轨高度H所需燃料W₁。步骤如下：

①近圆轨道速度：

（3）

本实施例中初始轨道高度h=645Km，a=h+Re=7016Km，Re地球平均半径，通常取6371.004Km；μ＝398600.5Km³/s²，计算得到初始轨道速度为7.537Km/s。

②近圆轨道单脉冲轨道速度增量△v与半长轴调整量△a的关系见下式：

△v=v*△a/(2*a) （4）

本实施例中，Δa=h-H=645-592=53Km，按（4）式计算得到速度增量△v约为28.469m/s。

③燃料消耗量W1与速度增量△v间的关系见下式：

（5）

其中，W₁为燃料消耗质量，kg；M为卫星质量，kg；I为推力器比冲，s；g=9.80665m/s²。

本实施例中已知推力器比冲为200s，卫星质量1000kg，代入（5）式，计算燃料消耗量W₁约为14.41kg。

S41：第四步计算扣除离轨燃料W1后，计算可用于变倾角的燃料W2=现有燃料W-W₁，判断W2是否大于0，若是，表示扣除离轨燃料后，仍有可用于变倾角的燃料，继续进入S42。若否，表示燃料不够，进入S5。

本实施例中，现有燃料30Kg，扣除离轨所需燃料W₁=14.41Kg，则可用于变倾角的燃料W2=30-14.41=15.59Kg。满足W2>0，进入S42。

S42：计算消耗燃料W₂，可达到的降交点地方时T2及倾角增量Δi₂，方法如下：

倾角调整时，速度增量

Δv_i≈v*Δi₂ （6）

其中Δi₂的单位为rad；Δv_i为变倾角的速度增量，m/s

公式（5）可改写为公式（7）：

（7）

W₂已知，即可求出变倾角Δi₂的量。本实施例中，燃料W₂=15.59Kg，用公式(7)算得Δi₂=0.234°。

S43：计算Δi₂对应的降交点地方时的方法如下：

基于STK软件，建立当前卫星sat，加载该星的轨道根数（两行根数或J2000瞬时根数），时长从当前时间至n年，步长设置为月。将倾角改为（i+Δi2），即仿真抬高了倾角，新建一个sat的报告，输出2个数据：①降交点的UTC时间Time of Descen Node (UTCG)，②降交点地理经度Lon Descen Node (°)，使用excel计算降交点地方时LTDN：

LTDN=Time of Descen Node (UTCG)+Lon Descen Node (deg)/360

本实施例中，加载卫星两行根数如下：

1 39150U 13018A 21152.92798511 .00000095 00000-0 20732-4 0 9996

2 39150 97.8312 226.1536 0020594 70.6110 289.7312 14.76575207436582

通过上面计算，考虑离轨消耗14.41kg，剩余15.59Kg用于调整倾角，可以提供速度增量30.7m/s，可改变倾角0.234°，若按照当前日期完成控制，降交点地方时LTDN曲线的顶点为2023-09-01 10:03（顶点最大值），记为T2。

S44：如果降交点地方时T2>步骤S1的目标降交点地方时T，则燃料W₂、可达到的降交点地方时T2及倾角增量Δi2即为轨控方案的输出结果。否则说明燃料不够离轨+变倾角的用量。宜放弃离轨，不扣除离轨所需燃料W1，以变倾角为目标，进入步骤S5。

本实施例中，T2为10:03，远未达到目标降交点地方时10:30的要求。既消耗了燃料又未达到目标降交点地方时的需求，不如在卫星状态良好可实施轨道倾角调整的情况下，以改变倾角为目标，达到目标降交点地方时，兼有改善轨道阳光入射角及抬高降交点地方时的作用，使轨道、能源、姿轨控及成像条件同时受益。

S5：放弃离轨，不扣除离轨所需燃料W1，将现有燃料W用以变倾角，确定倾角改变量及燃料消耗量W3；

S51：输入目标降交点地方时T，计算倾角改变量Δi及燃料消耗量W3。方法如下：

用S43的方法，在STK软件中改变倾角增量Δi，使输出的降交点地方时曲线的拐点达到目标值T，此时倾角改变量Δi即为变倾角的控制量，按公式(7)计算燃料消耗量W3。

S52：比较燃料消耗量W3是否<现有燃料W，是，则表示燃料够用，目标降交点地方时T，倾角改变量Δi及燃料消耗量W3即为轨控方案的输出结果。否，则减小Δi，直至W3<W，则新的降交点地方时T’、Δi’、W3’ 为轨控方案的输出结果。

本实施例中，分别调整Δi为0.255°至0.296°，卫星在轨倾角调整量及降交点地方时回漂顶点示意如图4所示，最终选择调整量为0.286°，燃料消耗量W3=19kg<W=30kg，说明燃料够用。图中，2022年5月16变轨，达到的效果是未来3年（2025年9月）降交地地方时顶点回漂至10：30，未来6年（2028年）无需调整倾角，满足降交点地方时在[10，10：30]以内，且顶点为10：30，满足目标降交点地方时要求。

本发明所涉及的方法在某卫星在轨超寿运行确定轨控方案时，得到充分验证，证明方法有效。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种太阳同步轨道卫星超寿运行轨控策略确定方法，其特征在于，步骤如下：

S1：确定目标降交点地方时T；

S2：确定离轨高度H；

S3：计算当前轨高降至所述离轨高度H所需离轨燃料W1；

S4：根据现有燃料W和离轨燃料W1，计算可用于变倾角的消耗燃料W2；若消耗燃料W2大于0，计算消耗燃料W2可达到的倾角增量Δi2，绘制降交点地方时曲线，得到降交点地方时T2，进入步骤S5，否则，进入步骤S6；

S5：若降交点地方时T2大于目标降交点地方时T，则将消耗燃料W2、降交点地方时T2及倾角增量Δi2输出为轨控策略，退出计算，否则，进入步骤S6；

S6：将现有燃料W用以变倾角，确定倾角改变量Δi及燃料消耗量W3；若燃料消耗量W3小于现有燃料W，则将燃料消耗量W3、目标降交点地方时T及倾角改变量Δi输出为轨控策略；否则，调整倾角改变量Δi的值，计算并输出新的降交点地方时T、倾角改变量 Δi及燃料消耗量W3为轨控策略。

2.根据权利要求1所述的一种太阳同步轨道卫星超寿运行轨控策略确定方法，其特征在于：所述步骤S1中确定目标降交点地方时T，计算公式为：

T≥T₀∩T_β

式中，T₀为降交点地方时中值，T_β为β角对应的降交点地方时，β为阳光与轨道面夹角。

3.根据权利要求1所述的一种太阳同步轨道卫星超寿运行轨控策略确定方法，其特征在于：所述步骤S2中确定离轨高度H，具体方法为：

H≥H₂₅∩H_int

式中，H₂₅为25年内陨落的起始高度，H_int为最小积分时间

对应的轨道高度。

4.根据权利要求3所述的一种太阳同步轨道卫星超寿运行轨控策略确定方法，其特征在于：所述最小积分时间对应的轨道高度H_int，计算公式为：

式中，d为遥感器像元尺寸；f为遥感器焦距；

为最小积分时间；a为轨道半长轴。

5.根据权利要求1所述的一种太阳同步轨道卫星超寿运行轨控策略确定方法，其特征在于：所述步骤S3中计算当前轨高降至离轨高度H所需离轨燃料W1，具体方法为：

式中，W₁为离轨燃料的消耗质量；M为卫星质量；I为推力器比冲，g=9.80665m/s²；△v为圆轨道单脉冲轨道速度增量，计算公式为：

△v=v*△a/(2*a)

式中，Δa为半长轴调整量，Δa=h-H；h当前轨道高度；H为离轨高度；a为轨道半长轴，v为近圆轨道速度。

6.根据权利要求5所述的一种太阳同步轨道卫星超寿运行轨控策略确定方法，其特征在于：所述v为近圆轨道速度，公式为：

式中，

为地心引力常数，a为轨道半长轴。

7.根据权利要求1所述的一种太阳同步轨道卫星超寿运行轨控策略确定方法，其特征在于：所述步骤S4中根据现有燃料W和离轨燃料W1，计算可用于变倾角的消耗燃料W2，具体方法为：

W2=W-W1

式中，W为现有燃料，W1为离轨燃料。

8.根据权利要求1所述的一种太阳同步轨道卫星超寿运行轨控策略确定方法，其特征在于：所述步骤S4中计算消耗燃料W2可达到的倾角增量Δi₂，绘制降交点地方时曲线，得到降交点地方时T2，具体方法为：

式中， M为卫星质量，I为推力器比冲，g=9.80665m/s²，v为近圆轨道速度；Δi₂为倾角增量；

计算Δi₂对应的降交点地方时LTDN，绘制LTDN曲线，LTDN曲线的顶点为降交点地方时T2。

9.根据权利要求8所述的一种太阳同步轨道卫星超寿运行轨控策略确定方法，其特征在于：所述计算Δi₂对应的降交点地方时LTDN，绘制LTDN曲线，LTDN曲线的顶点为降交点地方时T2，具体方法为：

S41：使用仿真工具建立当前卫星sat，加载卫星的轨道根数；

S42：设置仿真时长从当前时间至n年，仿真步长为月；

S43：将倾角设置为i+Δi₂，仿真工具输出降交点的UTC时间、降交点地理经度，其中，i为初始倾角；

S44：根据降交点的UTC时间、降交点地理经度，计算降交点地方时LTDN，方法如下：

LTDN=UTCG+deg/360

其中，UTCG为降交点的UTC时间，deg为降交点地理经度；

S45：绘制横坐标为仿真时间，纵坐标为降交点地方时LTDN的LTDN曲线， LTDN曲线的顶点处降交点地方时LTDN的值为降交点地方时T2。

10.根据权利要求1所述的一种太阳同步轨道卫星超寿运行轨控策略确定方法，其特征在于：所述步骤S6中调整倾角改变量Δi的值，计算并输出新的降交点地方时T、倾角改变量Δi及燃料消耗量W3为轨控策略，具体方法为：

S51：改变倾角增量Δi，计算Δi对应的降交点地方时LTDN，绘制LTDN曲线， LTDN曲线的顶点为降交点地方时T；

S52：计算燃料消耗量W3，公式为：

式中， M为卫星质量，I为推力器比冲，g=9.80665m/s²，v为近圆轨道速度；Δi为倾角增量；

S53：比较燃料消耗量W3是否小于现有燃料W，若是，则进入步骤S54；若否，则减小倾角增量Δi，进入步骤S52；

S54：输出新的降交点地方时T、倾角增量Δi和燃料消耗量W3。

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