一种地球同步轨道偏心率矢量和轨道幅角同时保持方法技术

本发明专利技术公开了一种地球同步轨道偏心率矢量和轨道幅角同时保持方法，包括如下步骤：S1，确定位保策略的计算时机；S2，计算位保策略；S3，根据所计算的轨道策略，在满足相应条件的轨道幅角处执行相应的电推发动机的开关指令。轨道幅角处执行相应的电推发动机的开关指令。轨道幅角处执行相应的电推发动机的开关指令。

【技术实现步骤摘要】
一种地球同步轨道偏心率矢量和轨道幅角同时保持方法


[0001]本专利技术涉及地球同步卫星东西位保方法，特别涉及一种地球同步轨道偏心率矢量和轨道幅角同时保持方法。

技术介绍

[0002]理想的地球静止轨道是从地球任意一点看，卫星在地球上方静止不动，需要满足三个条件：1.卫星轨道周期与地球自转周期一致；2.轨道偏心率为0，以使轨道为正圆形；3.轨道倾角为0，以使卫星轨道与地球瞬时赤道面重合。满足这三个条件的卫星星下点处于赤道上某个固定点，也称地球静止轨道卫星的定点经度。对于多星共位卫星，除了通过经度隔离，还能通过偏心率矢量、轨道倾角矢量或偏心率矢量+轨道倾角矢量组合的方式实现共位保持，此类卫星星下点轨迹不再与固定与地球赤道上某一点，而是在一定范围内运动，此类卫星称为地球同步卫星。
[0003]卫星在轨会受到各种环境摄动力的作用，比如：地球非球形引起摄动力，日月引力，太阳光压等。在这些环境摄动力的作用下，卫星星下点会逐渐偏离标称的定点经度，因此需要基于动量交换原理，定期采用介质交换的方式对卫星产生反向推力，实现卫星定点经度的保持，也称“位置保持”。
[0004]地球同步卫星“位置保持”分为“东西保持”和“南北保持”。其中，“东西保持”包括轨道高度和轨道偏心率保持，属于轨道面内控制；“南北保持”及轨道倾角保持，属于轨道面外控制。众所周知，轨道面内控制和面外控制相互解耦，互不影响，同步保持技术将重点针对轨道面内控制，包括轨道幅角保持和偏心率矢量保持，即地球同步卫星的“东西保持”。
[0005]东西保持中的轨道幅角保持所需速度增量每年不超过2m/s，偏心率保持根据卫星面质比不同，每年所需速度增量每年一般不超过8m/s。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的是提供一种地球同步轨道偏心率矢量和轨道幅角同时保持方法，可实现对轨道面内参数的捕获及保持，属于最低燃耗保持。
[0007]为了实现以上目的，本专利技术是通过以下技术方案实现的：
[0008]一种地球同步轨道偏心率矢量和轨道幅角同时保持方法，其特点是，包括如下步骤：
[0009]S1，确定位保策略的计算时机；
[0010]S2，计算位保策略；
[0011]S3，根据所计算的轨道策略，在满足相应条件的轨道幅角处执行相应的电推发动机的开关指令。
[0012]所述的步骤S1包括：若当前卫星地方时theta_s1大于约定地方时theta_s0，且轨道保持执行结束标志：SK_step_t＝＝0,SK_step_r＝＝0，则认为位保策略计算时机到，否则位保策略计算时机未到。
[0013]所述的当前卫星地方时theta_s1大于约定地方时theta_s0为：
[0014]Mod(theta_s1
‑
theta_s0+12,24)
‑
12>0
[0015]theta_s1＝12/pi
×
[Lon+alphaG
‑
atan2(ys,xs)]‑
12
[0016]其中：Mod为取余函数，ys为当前太阳位置在J2000坐标系y轴投影；xs为当前太阳位置在J2000坐标系x轴投影；Lon为卫星当前星下点地理平经度；alphaG为当前时刻格林尼治恒星时角；atan2()为反正切函数。
[0017]所述的步骤S2包括：
[0018]S2.1，计算偏心率保持所需的切向速度增量大小delta_V；
[0019]S2.2，确定位保轨控所处的轨道幅角，若delta_V<0.000000001，选择点火点对应轨道幅角ufire_m_EW，ufire_m_EW＝π，对应角度为180
°
，V_r＝0，V_r为径向点火速度增量；若delta_V>＝0.000000001，则执行步骤S2.2.1；
[0020]S2.2.1，计算临时点火点：u_std＝atan2(eyMEAN,exMEAN)；
[0021]eyMEAN和exMEAN分别代表卫星轨道偏心率矢量的y分量和x分量；
[0022]S2.2.2，计算当前地理精度与目标地理精度的误差：
[0023]delta_lon＝lonMEAN
‑
lon_Target，其中lon_Target为目标定点经度；
[0024]S2.2.3，计算轨道幅角控制精度：
[0025]u_yuzhi＝
‑
0.125
×
ddu
×
864002，其中，ddu为卫星自然摄动状态下漂移加速度；
[0026]S2.2.4，计算当前时刻卫星相对漂移速度dn0：
[0027]dn0＝
‑
1.5
×
we
×
(smaMEAN
‑
sma0)/sma0，其中，smaMEAN为当前时刻卫星平轨道半长轴；
[0028]S2.2.5，计算迹向速度增量V_t：
[0029]若delta_lon+u_yuzhi<0
[0030]V_t＝
‑
1/3
×
sma0
×
(sqrt(2
×
ddu
×
(delta_lon+u_yuzhi))
‑
dn0)；
[0031]若delta_lon+u_yuzhi>＝0
[0032]V_t＝0；
[0033]S2.2.6，计算点火点的夹角theta：
[0034]若delta_V>|V_t|
[0035]theta＝pi/2
‑
asin(|V_t|/delta_V)
[0036]若delta_V<＝|V_t|
[0037]theta＝0；
[0038]S2.2.7，计算点火点对应轨道幅角ufire_m_EW：
[0039]ufire_m_EW＝u_std+sign_vr
×
theta
[0040]其中，sign_vr＝1表示利用卫星
‑
z面推力器，产生径向速度增量为负值；sign_vr＝
‑
1表示利用卫星z面推力器，产生径向速度增量为正值；
[0041]S2.2.8，计算径向速度增量V_r：
[0042]V_r＝sign_vr
×
delta_V
×
cos(pi/2
‑
theta)
×2[0043]S2.2.9，计算点火起始和终止时刻对应的轨道幅角：
[0044]计算迹向点火时长：t_thrust_t＝mass
×
|V_t|/F；
[0045]计算径向点火时长：t_thrust_r＝mass
×
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种地球同步轨道偏心率矢量和轨道幅角同时保持方法，其特征在于，包括如下步骤：S1，确定位保策略的计算时机；S2，计算位保策略；S3，根据所计算的轨道策略，在满足相应条件的轨道幅角处执行相应的电推发动机的开关指令。2.如权利要求1所述的地球同步轨道偏心率矢量和轨道幅角同时保持方法，其特征在于，所述的步骤S1包括：若当前卫星地方时theta_s1大于约定地方时theta_s0，且轨道保持执行结束标志：SK_step_t＝＝0,SK_step_r＝＝0，则认为位保策略计算时机到，否则位保策略计算时机未到。3.如权利要求1所述的地球同步轨道偏心率矢量和轨道幅角同时保持方法，其特征在于，所述的当前卫星地方时theta_s1大于约定地方时theta_s0为：Mod(theta_s1
‑
theta_s0+12,24)
‑
12>0theta_s1＝12/pi
×
[Lon+alphaG
‑
atan2(ys,xs)]
‑
12其中：Mod为取余函数，ys为当前太阳位置在J2000坐标系y轴投影；xs为当前太阳位置在J2000坐标系x轴投影；Lon为卫星当前星下点地理平经度；alphaG为当前时刻格林尼治恒星时角；atan2()为反正切函数。4.如权利要求1所述的地球同步轨道偏心率矢量和轨道幅角同时保持方法，其特征在于，所述的步骤S2包括：S2.1，计算偏心率保持所需的切向速度增量大小delta_V；S2.2，确定位保轨控所处的轨道幅角，若delta_V<0.000000001，选择点火点对应轨道幅角ufire_m_EW，ufire_m_EW＝π，对应角度为180
°
，V_r＝0，V_r为径向点火速度增量；若delta_V>＝0.000000001，则执行步骤S2.2.1；S2.2.1，计算临时点火点：u_std＝atan2(eyMEAN,exMEAN)；eyMEAN和exMEAN分别代表卫星轨道偏心率矢量的y分量和x分量；S2.2.2，计算当前地理精度与目标地理精度的误差：delta_lon＝lonMEAN
‑
lon_Target，其中lon_Target为目标定点经度；S2.2.3，计算轨道幅角控制精度：u_yuzhi＝
‑
0.125
×
ddu
×
864002，其中，ddu为卫星自然摄动状态下漂移加速度；S2.2.4，计算当前时刻卫星相对漂移速度dn0：dn0＝
‑
1.5
×
we
×
(smaMEAN
‑
sma0)/sma0，其中，smaMEAN为当前时刻卫星平轨道半长轴；S2.2.5，计算迹向速度增量V_t：若delta_lon+u_yuzhi<0V_t＝
‑
1/3
×
sma0
×
(sqrt(2
×
ddu
×
(delta_lon+u_yuzhi))
‑
dn0)；若delta_lon+u_yuzhi>＝0V_t＝0；S2.2.6，计算点火点的夹角theta：若delta_V>|V_t|
theta＝pi/2
‑
asin(|V_t|/delta_V)若delta_V<＝|V_t|theta＝0；S2.2.7，计算点火点对应轨道幅角ufire_m_EW：ufire_m_EW＝u_std+sign_vr
×
theta其中，sign_vr＝1表示利用卫星
‑
z面推力器，产生径向速度增量为负值；sign_vr＝
‑
1表示利用卫星z面推力器，产生径向速度增量为正值；S2.2.8，计算径向速度增量V_r：V_r＝sign_vr
×
delta_V
×
cos(pi/2
‑
...

【专利技术属性】
技术研发人员：尹海宁，叶立军，张灿恒，何毅杰，孙锦花，张家巍，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：