CN117208231B - 基于卫星推进剂约束的geo卫星最低入轨高度计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开的基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法，包括：计算卫星推进剂可以产生的总速度增量；计算卫星正常入轨情况下初始远、近地点速度；计算卫星地球静止轨道对应的远地点速度；计算卫星由正常标称转移轨道控制至地球静止轨道时所需速度增量；计算卫星可用于进行入轨异常轨道控制的剩余速度增量；计算卫星入轨异常情况下转移轨道需满足的最小近地点速度；计算卫星入轨异常情况下转移轨道需满足的最小远地点高度。本发明针对GEO卫星入轨异常情况下核算卫星推进剂是否满足任务需求问题，提供一种精度好、可操作性强、易推广和使用的燃料快速核算方法，可有效提高GEO卫星入轨异常情况下的推进剂核算效率。

Description

基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法

技术领域

本发明属于航天测量与控制方法技术领域，具体涉及基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法。

背景技术

地球同步静止轨道卫星(GEO卫星)通常由运载火箭发射至准同步或同步转移轨道，随后通过4-6次变轨完成转移轨道控制。如火箭发射入轨过程出现异常，将导致卫星远地点高度不能达到同步高度，需要利用卫星推进剂对轨道远地点高度进行修正并完成转移轨道控制。受火箭运载能力限制，卫星携带推进剂有限。在发射异常情况下，若未根据实际入轨情况核算卫星推进剂能否满足后续控制需求，盲目进行轨道控制，容易导致地面测控资源和人力资源的过度浪费。因此，有必要对卫星推进剂进行复核，分析卫星推进剂可以满足的异常情况处置条件，以便提前制定应急预案，合理高效的应对GEO卫星火箭发射入轨异常问题。本发明讨论了一种基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法，可有效提高GEO卫星入轨异常情况下的推进剂核算效率。

发明内容

本发明的目的在于提供基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法，可有效提高GEO卫星入轨异常情况下的推进剂核算效率。

本发明所采用的技术方案是：基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法，包括以下步骤：

步骤1、计算卫星推进剂可以产生的总速度增量Δv；

步骤2、计算卫星正常入轨情况下初始远地点速度V_a1、近地点速度V_p1；

步骤3、计算卫星地球静止轨道对应的远地点速度V_as；

步骤4、基于步骤2所得V_a1及步骤3所得V_as计算卫星由正常标称转移轨道控制至地球静止轨道时所需速度增量Δv₁；

步骤5、基于步骤1所得Δv及步骤4所得Δv₁计算卫星可用于进行入轨异常轨道控制的剩余速度增量Δv₀；

步骤6、基于步骤2所得V_p1及步骤5所得Δv₀计算卫星入轨异常情况下转移轨道需满足的最小近地点速度V_p0；

步骤7、基于步骤6所得V_p0计算卫星入轨异常情况下转移轨道需满足的最小远地点高度h_a0。

本发明的特点还在于，

步骤1具体为：计算卫星推进剂可以产生的总速度增量Δv：

m_f＝m₀-Δm

其中，m₀是卫星初始质量，m_f是卫星控后质量，Δm是卫星可用于轨控的推进剂消耗量，m_thrust是卫星携带的总推进剂，η为推进剂系数，I_sp是推力器比冲，g是重力加速度，Δv_deorbit是卫星寿命末期离轨控制需要的速度增量。

步骤2具体为：根据卫星正常入轨情况下的转移轨道对应的初始标称远地点高度h_a1和近地点高度h_p1，计算正常入轨情况下初始远地点速度V_a1、近地点速度V_p1：

r_a1＝h_a1+Re

r_p1＝h_p1+Re

其中，r_a1是卫星标称远地点地心距，r_p1是卫星标称近地点地心距，h_a1是卫星标称远地点高度，h_p1是卫星标称近地点高度，a₁是卫星标称半长轴，Re是地球平均半径，μ是万有引力常数。

步骤3具体为：计算卫星地球静止轨道对应的远地点速度V_as：

其中，a_s是地球静止轨道的标称半长轴，e_s是地球静止轨道的偏心率，μ是万有引力常数。

步骤4具体为：基于步骤2所得V_a1及步骤3所得V_as计算卫星由正常标称转移轨道控制至地球静止轨道时所需速度增量Δv₁：

Δi＝i₀-i_as

其中，i₀是初始轨道倾角，i_as是目标轨道倾角。

步骤5具体为：基于步骤1所得Δv及步骤4所得Δv₁计算卫星可用于进行入轨异常轨道控制的剩余速度增量Δv₀：

Δv₀＝Δv-Δv₁。

步骤6具体为：基于步骤2所得V_p1及步骤5所得Δv₀计算卫星入轨异常情况下转移轨道需满足的最小近地点速度V_p0：

V_p0＝V_p1-Δv₀。

步骤7具体为：基于步骤6所得V_p0计算卫星入轨异常情况下转移轨道需满足的最小远地点高度h_a0：

其中，r_p0是入轨时刻标称近地点高度，Re是地球平均半径，μ是万有引力常数。

本发明的有益效果是：本发明的基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法，针对GEO卫星入轨异常情况下核算卫星推进剂是否满足任务需求问题，提供一种精度好、可操作性强、易推广和使用的燃料快速核算方法，可有效提高GEO卫星入轨异常情况下的推进剂核算效率。

附图说明

图1是本发明的基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法的流程示意图。

具体实施方式

下面结合附图以及具体实施方式对本发明进行详细说明。

实施例1

本发明提供了基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法，如图1所示，具体步骤如下：

步骤1、计算卫星推进剂可以产生的总速度增量Δv；

步骤2、计算卫星正常入轨情况下初始远地点速度V_a1、近地点速度V_p1；

步骤3、计算卫星地球静止轨道对应的远地点速度V_as；

步骤4、基于步骤2所得正常入轨情况下初始远地点速度V_a1及步骤3所得地球静止轨道对应的远地点速度V_as计算卫星由正常标称转移轨道控制至地球静止轨道时所需速度增量Δv₁；

步骤5、基于步骤1所得推进剂可以产生的总速度增量Δv及步骤4所得由正常标称转移轨道控制至地球静止轨道时所需速度增量Δv₁计算卫星可用于进行入轨异常轨道控制的剩余速度增量Δv₀；

步骤6、基于步骤2所得正常入轨情况下近地点速度V_p1及步骤5所得可用于进行入轨异常轨道控制的剩余速度增量Δv₀计算卫星入轨异常情况下转移轨道需满足的最小近地点速度V_p0；

步骤7、基于步骤6所得入轨异常情况下转移轨道需满足的最小近地点速度V_p0计算卫星入轨异常情况下转移轨道需满足的最小远地点高度h_a0，即为最低入轨高度。

通过上述方式，本发明的基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法，针对GEO卫星入轨异常情况下核算卫星推进剂是否满足任务需求问题，提供一种精度好、可操作性强、易推广和使用的燃料快速核算方法。通过计算的最低入轨高度h_a0与卫星实际入轨高度比较，可以快速判定卫星推进剂是否满足入轨异常处置，有效提高GEO卫星入轨异常情况下的推进剂核算效率。

实施例2

实施例1中，各步骤所得量的计算公式优选为：

步骤1具体为：计算卫星推进剂可以产生的总速度增量Δv：

m_f＝m₀-Δm

其中，m₀是卫星初始质量，m_f是卫星控后质量，Δm是卫星可用于轨控的推进剂消耗量，m_thrust是卫星携带的总推进剂，η为推进剂系数，I_sp是推力器比冲，g是重力加速度，Δv_deorbit是卫星寿命末期离轨控制需要的速度增量。

步骤2具体为：根据卫星正常入轨情况下的转移轨道对应的初始标称远地点高度h_a1和近地点高度h_p1，计算正常入轨情况下初始远地点速度V_a1、近地点速度V_p1：

r_a1＝h_a1+Re

r_p1＝h_p1+Re

其中，r_a1是卫星标称远地点地心距，r_p1是卫星标称近地点地心距，h_a1是卫星标称远地点高度，h_p1是卫星标称近地点高度，a₁是卫星标称半长轴，Re是地球平均半径，μ是万有引力常数。

步骤3具体为：计算卫星地球静止轨道对应的远地点速度V_as：

其中，a_s是地球静止轨道的标称半长轴，e_s是地球静止轨道的偏心率，μ是万有引力常数。

步骤4具体为：基于步骤2所得V_a1及步骤3所得V_as计算卫星由正常标称转移轨道控制至地球静止轨道时所需速度增量Δv₁：

Δi＝i₀-i_as

其中，i₀是初始轨道倾角，i_as是目标轨道倾角。

步骤5具体为：基于步骤1所得Δv及步骤4所得Δv₁计算卫星可用于进行入轨异常轨道控制的剩余速度增量Δv₀：

Δv₀＝Δv-Δv₁。

步骤6具体为：基于步骤2所得V_p1及步骤5所得Δv₀计算卫星入轨异常情况下转移轨道需满足的最小近地点速度V_p0：

V_p0＝V_p1-Δv₀。

步骤7具体为：基于步骤6所得V_p0计算卫星入轨异常情况下转移轨道需满足的最小远地点高度h_a0：

其中，r_p0是入轨时刻标称近地点高度，Re是地球平均半径，μ是万有引力常数。

实施例3

在具体应用中，所采用的某GEO卫星入轨质量为m₀，卫星携带推进剂总质量为Δm，星上推力器比冲为I_sp。具体步骤如下：

步骤1：计算卫星推进剂产生的可用于进行转移轨道控制的速度增量。

m_f＝m₀-Δm

其中，m₀是卫星初始质量，m_f是卫星控后质量，Δm是卫星可用于轨控的推进剂消耗量，m_thrust是卫星携带的总推进剂，η为推进剂系数，I_sp是推力器比冲，g是重力加速度，Δv_deorbit是卫星寿命末期离轨控制需要的速度增量，通常为给定值，Δv是卫星携带的总推进剂可用于进行转移轨道控制的速度增量。

步骤2：根据卫星正常入轨情况下的转移轨道对应的初始标称远地点高度h_a1，近地点高度h_p1，计算正常入轨情况下初始远、近地点速度。

r_a1＝h_a1+Re

r_p1＝h_p1+Re

其中，r_a1是卫星标称远地点地心距，r_p1是卫星标称近地点地心距，h_a1是卫星标称远地点高度，h_p1是卫星标称近地点高度，a₁是卫星标称半长轴，Re是地球平均半径，μ是万有引力常数，V_a1是标称远地点速度，V_p1是标称近地点速度。

步骤3：计算卫星地球静止轨道对应的远地点速度V_as。

其中，a_s是地球静止轨道的标称半长轴，e_s是地球静止轨道的偏心率，通常为给定值。

步骤4：计算由正常标称转移轨道控制至地球静止轨道时所需速度增量Δv₁。

Δi＝i₀-i_as

其中，i₀是初始轨道倾角，i_as是目标轨道倾角，V_a1是标称远地点速度，V_as是地球静止轨道对应的远地点速度。

步骤5：计算卫星可用于进行入轨异常轨道控制的剩余速度增量Δv₀。

Δv₀＝Δv-Δv₁

步骤6：计算入轨异常情况下转移轨道需满足的最小近地点速度V_p0。

V_p0＝V_p1-Δv₀

步骤7：计算入轨异常情况下转移轨道需满足的最小远地点高度h_a0。

其中，r_p0是入轨时刻标称近地点高度，可以求解h_a0。

Claims (8)

1.基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、计算卫星推进剂可以产生的总速度增量Δv；步骤2、计算卫星正常入轨情况下初始远地点速度V_a1、近地点速度V_p1；步骤3、计算卫星地球静止轨道对应的远地点速度V_as；步骤4、基于步骤2所得V_a1及步骤3所得V_as计算卫星由正常标称转移轨道控制至地球静止轨道时所需速度增量Δv₁；步骤5、基于步骤1所得Δv及步骤4所得Δv₁计算卫星可用于进行入轨异常轨道控制的剩余速度增量Δv₀；步骤6、基于步骤2所得V_p1及步骤5所得Δv₀计算卫星入轨异常情况下转移轨道需满足的最小近地点速度V_p0；步骤7、基于步骤6所得V_p0计算卫星入轨异常情况下转移轨道需满足的最小远地点高度h_a0。

2.如权利要求1所述的基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法，其特征在于，所述步骤1具体为：计算卫星推进剂可以产生的总速度增量Δv：

m_f＝m₀-Δm

其中，m₀是卫星初始质量，m_f是卫星控后质量，Δm是卫星可用于轨控的推进剂消耗量，m_thrust是卫星携带的总推进剂，η为推进剂系数，I_sp是推力器比冲，g是重力加速度，Δv_deorbit是卫星寿命末期离轨控制需要的速度增量。

3.如权利要求1所述的基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法，其特征在于，所述步骤2具体为：根据卫星正常入轨情况下的转移轨道对应的初始标称远地点高度h_a1和近地点高度h_p1，计算正常入轨情况下初始远地点速度V_a1、近地点速度V_p1：

r_a1＝h_a1+Re

r_p1＝h_p1+Re

其中，r_a1是卫星标称远地点地心距，r_p1是卫星标称近地点地心距，h_a1是卫星标称远地点高度，h_p1是卫星标称近地点高度，a₁是卫星标称半长轴，Re是地球平均半径，μ是万有引力常数。

4.如权利要求1所述的基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法，其特征在于，所述步骤3具体为：计算卫星地球静止轨道对应的远地点速度V_as：

其中，a_s是地球静止轨道的标称半长轴，e_s是地球静止轨道的偏心率，μ是万有引力常数。

5.如权利要求1所述的基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法，其特征在于，所述步骤4具体为：基于步骤2所得V_a1及步骤3所得V_as计算卫星由正常标称转移轨道控制至地球静止轨道时所需速度增量Δv₁：

Δi＝i₀-i_as

其中，i₀是初始轨道倾角，i_as是目标轨道倾角。

6.如权利要求1所述的基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法，其特征在于，所述步骤5具体为：基于步骤1所得Δv及步骤4所得Δv₁计算卫星可用于进行入轨异常轨道控制的剩余速度增量Δv₀：

Δv₀＝Δv-Δv₁。

7.如权利要求1所述的基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法，其特征在于，所述步骤6具体为：基于步骤2所得V_p1及步骤5所得Δv₀计算卫星入轨异常情况下转移轨道需满足的最小近地点速度V_p0：

V_p0＝V_p1-Δv₀。

8.如权利要求1所述的基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法，其特征在于，所述步骤7具体为：基于步骤6所得V_p0计算卫星入轨异常情况下转移轨道需满足的最小远地点高度h_a0：

其中，r_p0是入轨时刻标称近地点高度，Re是地球平均半径，μ是万有引力常数。