一种卫星入轨成功评判方法技术

一种卫星入轨成功评判方法，依据卫星入轨的半长轴偏差|Δa|、倾角偏差|Δi|和偏心率偏差|Δe|等轨道量判定是否分别满足运载火箭给定的最大偏差|ΔaL|、|ΔiL|和|ΔeL|，若均满足则入轨结果为“圆满成功”。上述条件有一项或多项不满足时，除保障在轨正常维持或进行既定变轨任务消耗的燃料之外，根据燃料余量分别估算半长轴、倾角和偏心率能够修正的最大偏差值，将各项值加权相加，当总和小于1时入轨结果为“成功”。使用所有燃料量分别估算各项偏差能够修正的最大值，加权相加，当总和小于1时入轨结果为“基本成功”。使用图形法对上述三种成功结果的边界进行划分，定义三种不同成功类型的区域范围。进行入轨成功评判时，用实际的入轨偏差查找区域归属，给出本次发射的成功类型。

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】，依据卫星入轨的半长轴偏差|Δa|、倾角偏差|Δi|和偏心率偏差|Δe|等轨道量判定是否分别满足运载火箭给定的最大偏差|ΔaL|、|ΔiL|和|ΔeL|，若均满足则入轨结果为“圆满成功”。上述条件有一项或多项不满足时，除保障在轨正常维持或进行既定变轨任务消耗的燃料之外，根据燃料余量分别估算半长轴、倾角和偏心率能够修正的最大偏差值，将各项值加权相加，当总和小于1时入轨结果为“成功”。使用所有燃料量分别估算各项偏差能够修正的最大值，加权相加，当总和小于1时入轨结果为“基本成功”。使用图形法对上述三种成功结果的边界进行划分，定义三种不同成功类型的区域范围。进行入轨成功评判时，用实际的入轨偏差查找区域归属，给出本次发射的成功类型。【专利说明】
本专利技术涉及。
技术介绍
卫星发射时往往会有一定的入轨偏差，需要对运载火箭的发射情况进行及时评判以便及时向外发布结果或快速制定非正常入轨情况下的应对策略进行抢救。偏差的大小直接影响评判结果的类型，依据不同的设定条件给出卫星相应的入轨成功结论。使用不同的运载火箭执行发射任务，其入轨偏差各异，卫星发射时应根据任务需求进行选定。运载火箭依据一系列影响因素给出正常入轨时相关量的最大偏差，供卫星参考是否在其任务需求的允许范围之内，如果该最大偏差被认可则意味对卫星任务基本不存在影响，因此可以将该种落于运载火箭给定正常入轨最大偏差范围内的发射结果定义为“圆满成功”。对于绝大部分卫星而言，尤其是低轨卫星的轨道维持和地球同步轨道发射过程中的机动转移，卫星本身会携带一定的燃料以便保证其寿命期内在轨道上的正常运行或执行既定的变轨任务，而且为保证留有一定余量的可靠性，燃料携带量往往会比计算结果略多。因此，当入轨超差且又能保证多余的燃料仍然能够实现卫星自身对偏差的修正，则可将该种发射结果定义为“成功”，此时卫星寿命期内轨道维持和变轨机动的燃料需求均可不受影响。如果入轨超差继续恶化，直至需要卫星携带的所有燃料均用来进行偏差修正才能使得卫星到达任务轨道，则将该种发射结果定义为“基本成功”。三种成功评判依据的给出，量化了入轨成功的类型，可作为发射入轨成功的一种指导手段，且通过简单的不等式和直观的图形，可以快速、高效的给出发射入轨结果。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是:提供，量化不同的入轨成功类型，简便和高效的判定入轨成功结果。如图1所示，本专利技术的，依据卫星入轨的半长轴偏差Aa|、倾角偏差I Ai|和偏心率偏差I Ae|等轨道量判定是否分别满足运载火箭给定的最大偏差I Aa」、| Ai」和I A e」，若均满足则入轨结果为“圆满成功”。上述条件有一项或多项不满足时，除保障在轨正常维持或进行既定变轨任务消耗的燃料之外，根据燃料余量分别估算半长轴、倾角和偏心率能够修正的最大偏差值，将各项值加权相加，当总和小于I时入轨结果为“成功”。使用所有燃料量分别估算各项偏差能够修正的最大值，加权相加，当总和小于I时入轨结果为“基本成功”。使用图形法对上述三种成功结果的边界进行划分，定义三种不同成功类型的区域范围。进行入轨成功评判时，用实际的入轨偏差查找区域归属，给出本次发射的成功类型。具体包括如下步骤:( I)依据卫星入轨的半长轴偏差I A a 1、倾角偏差I A i |和偏心率偏差| A e |等轨道量判定是否分别满足运载火箭给定的最大偏差I Aa」、I Ai」和I Ae」。【权利要求】1.，其特征在于实现步骤如下: (1)依据卫星入轨的半长轴偏差IAa|、倾角偏差I Ai|和偏心率偏差I Ae|等轨道量判定是否分别满足运载火箭给定的最大偏差I Aa」、I Ai」和I Ae」； 【文档编号】G05D1/08GK103676954SQ201310577085【公开日】2014年3月26日 申请日期:2013年11月18日 优先权日:2013年11月18日 【专利技术者】李志武, 谭田, 陶成华, 张燕, 吕秋杰 申请人:航天东方红卫星有限公司本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种卫星入轨成功评判方法，其特征在于实现步骤如下：（1）依据卫星入轨的半长轴偏差|Δa|、倾角偏差|Δi|和偏心率偏差|Δe|等轨道量判定是否分别满足运载火箭给定的最大偏差|ΔaL|、|ΔiL|和|ΔeL|； | Δa | ≤ | Δ a L | | Δi | ≤ | Δ i L | | Δe | ≤ | Δ e L | - - - ( 1 ) 以上不等式均成立时，入轨结果为“圆满成功”；（2）除保障在轨正常维持或进行既定变轨任务消耗的燃料之外，根据燃料余量分别估算半长轴|Δamax|、倾角|Δimax|和偏心率|Δemax|能够修正的最大偏差值，各项偏差的最大值计算公式如下： | Δ a max | = - 2 a 3 2 Ig · In ( 1 - Δm M ) μ - - - ( 2 ) | Δ i max | = - 0.69244 Ig a 4 · In ( 1 - Δm M ) μ R e 3.5 sin i - - - ( 3 ) | Δ e max | = | Δ a max | a - - - ( 4 ) 其中，a为卫星标称半长轴，i为标称倾角，I为发动机额定真空比，g为重力加速度，Δm为能够使用的燃料量，M为卫星质量，Re为地球半径，μ为地球引力常数；不等式组（1）中有一个或者多个不...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：李志武，谭田，陶成华，张燕，吕秋杰，
申请(专利权)人：航天东方红卫星有限公司，
类型：发明
国别省市：北京;11