基于卫星推进剂约束的制造技术

本发明专利技术公开的基于卫星推进剂约束的

【技术实现步骤摘要】
基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法


[0001]本专利技术属于航天测量与控制方法
，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
。

技术介绍

[0002]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
。
本专利技术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
。

技术实现思路

[0003]本专利技术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
。<br/>[0004]本专利技术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：
[0005]步骤
1、
计算卫星推进剂可以产生的总速度增量
Δ
v
；
[0006]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
；
[0007]步骤
3、
计算卫星地球静止轨道对应的远地点速度
V
as
；
[0008]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
Δ
v1；
[0009]步骤
5、
基于步骤1所得
Δ
v
及步骤4所得
Δ
v1计算卫星可用于进行入轨异常轨道控制的剩余速度增量
Δ
v0；
[0010]步骤
6、
基于步骤2所得
V
p1
及步骤5所得
Δ
v0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
；
[0011]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
。
[0012]本专利技术的特点还在于，
[0013]步骤1具体为：计算卫星推进剂可以产生的总速度增量
Δ
v
：
[0014][0015]m
f
＝
m0‑
Δ
m
[0016][0017]其中，
m0是卫星初始质量，
m
f
是卫星控后质量，
Δ
m
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，
Δ
v
deorbit
是卫星寿命末期离轨控制需要的速度增量
。
[0018]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
：
[0019]r
a1
＝
h
a1
+Re
[0020]r
p1
＝
h
p1
+Re
[0021][0022][0023][0024]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
。
[0025]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
：
[0026][0027]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
。
[0028]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
Δ
v1：
[0029][0030]Δ
i
＝
i0‑
i
as
[0031]其中，
i0是初始轨道倾角，
i
as
是目标轨道倾角
。
[0032]步骤5具体为：基于步骤1所得
Δ
v
及步骤4所得
Δ
v1计算卫星可用于进行入轨异常轨道控制的剩余速度增量
Δ
v0：
[0033]Δ
v0＝
Δ
v
‑
Δ
v1。
[0034]步骤6具体为：基于步骤2所得
V
p1
及步骤5所得
Δ
v0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
：
[0035]V
p0
＝
V
p1
‑
Δ
v0。
[0036]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
：...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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
Δ
v
；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
Δ
v1；步骤
5、
基于步骤1所得
Δ
v
及步骤4所得
Δ
v1计算卫星可用于进行入轨异常轨道控制的剩余速度增量
Δ
v0；步骤
6、
基于步骤2所得
V
p1
及步骤5所得
Δ
v0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
Δ
v
：
m
f
＝
m0‑
Δ
m
其中，
m0是卫星初始质量，
m
f
是卫星控后质量，
Δ
m
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，
Δ
v
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
+Rer
p1
＝
h
...

【专利技术属性】
技术研发人员：李超，王宝华，伍升钢，何雨帆，孙守明，靳忠涛，许可，叶修松，刘兴，高云鹏，
申请(专利权)人：中国西安卫星测控中心，
类型：发明
国别省市：