近地卫星无动力星座保持控制方法与流程

本发明属于航天器制造与航天器工程应用领域，是一种在无动力条件下实现近地卫星星座保持控制的方法。

背景技术：

为了获得良好的对地覆盖和观测效果，近地卫星系统通常由几颗、几十颗甚至成百上千颗卫星组成。以遥感卫星为例，多颗卫星组成的系统可以在一定时间内获得更多的对地观测图像，或者在短时间内可以快速获得地球上任意一点的图像。这些卫星入轨后可以分布在一个轨道面，也可以分布在多个轨道面，每个轨道面上又分布多颗卫星。通常情况下，一个轨道面上的卫星均匀分布可以获得最好的应用效果，为了达到多颗卫星在一个轨道面上均匀分布，需要地面对该轨道面内的每个卫星进行轨道控制，调整它们的位置，从而实现整个卫星星座均匀分布构型。

卫星通常由火箭携带发射入轨，为了节省成本，一个火箭可以一次携带多颗卫星入轨。按照设计，火箭从发射开始，经历起飞、转弯、级间分离和星箭分离等阶段，最后将卫星送入轨道。对于携带的多颗卫星，通常在火箭快接近入轨点时，将所有卫星释放，这些卫星同时进入空间轨道。

火箭在星箭分离点同时释放的多个卫星起初是聚集在一起沿预定的轨道飞行，要想使这些聚集在一起的卫星分开并实现在一个轨道面上均匀分布，目前的做法是给每个卫星安装主动推力装置，这些推力装置工作时产生动力，改变卫星的运行速度，从而改变卫星的轨道位置。地面测控系统通过精确控制每个卫星的推力装置的工作时间、工作长度和工作位置等，就可以实现一个轨道面内所有卫星均匀分布。卫星上的主动推力装置主要有压缩空气推进器、化学燃料推进器和电离子推进器三大类，每一类装置都需要占用一定的卫星体积、重量和能源。对于大卫星，由于有足够的空间、重量和能源裕量，这些要求能够很好满足，对于小卫星，甚至微纳卫星，卫星本身就小，体积、重量和功耗都受限，如果再增加主动推力装置，会给卫星设计带来复杂性，并增加卫星生产成本，在一定情况下甚至不具备可行性。

如上所述，卫星主动推力装置工作的实质是通过改变卫星的速度实现卫星位置的变化，最终达到星座保持控制的目的。考虑到卫星在近地轨道运行，大气阻力会影响卫星的速度，而且速度的改变与卫星的迎风面积有关的特点，通过精确控制卫星姿态，可以控制卫星的迎风面积，从而获得需要的速度变化量，最终可以实现在近地卫星没有加装主动推力装置情况下，一个轨道面内所有卫星的相对位置可以按需控制，从而实现星座的保持控制。

技术实现要素：

本发明目的在于找到一种近地卫星无动力星座保持控制的方法，它利用近地太空中残存的大气阻力降低卫星运行速度的特点，调整一个轨道面内不同卫星的迎风面积，为每个卫星获得特定的运行速度，通过时间的积累，最终可以在无动力条件下，控制一个轨道面内所有卫星的相对位置达到设计要求，完成星座构型。

本发明设计首先根据一个轨道面内卫星的数量，计算要实现均匀分布每个卫星之间的相位差，作为均匀分布星座构型的依据。假设一个轨道面内有n个卫星，要实现均匀分布星座构型，每颗卫星之间的相位差θ的计算公式如(1)所示。

如果一个轨道面内有n个卫星，均匀分布星座构型的策略是以第一颗卫星为基准卫星，其它卫星以它为基准进行计算。例如第二颗卫星与第一颗卫星在相位上相差θ、第三颗卫星与第一颗卫星在相位上相差2θ、第三颗卫星与第一颗卫星在相位上相差3θ，.....，第n颗卫星与第一颗卫星在相位上相差(n-1)×θ。图1是4颗卫星的均匀分布情况，由(1)式计算出每颗星相位相差90°。在得到星座构型的每个卫星目标相位差后，可以进一步通过轨道控制来实现这些相位差。

卫星在空间运行的周期t计算公式如式(2)所示，

其中a为卫星轨道半长轴、μ为地球引力常数。式(2)表明：如果两颗卫星在初始的位置一致、但两颗卫星的轨道半长轴不一致，它们之间会产生相对运动，一颗星相对另一颗星每个轨道圈次产生的漂移速度λ计算公式如式(3)所示，

式中a1是一颗卫星的轨道半长轴、a2是另一颗卫星的轨道半长轴。为了实现两颗卫星从初始的位置一致，到最终相位差θ，需要卫星运行m圈，m的计算公式如(4)所示。

由式(3)和式(4)可以看出，只要使两颗卫星的轨道半长轴产生区别，就可以使它们在相位上产生相对运动，通过m圈的时间积累，实现相位差为θ的目的。

本发明在确定需要控制相位后，再确定实现的手段。当卫星轨道高度大于120km时，大气运动可以看作自由分子流。此时，相对于轨道系的大气阻力公式如(5)。

式中，cd为阻力系数，ρ为大气密度，s为迎风面面积，v为来流的单位矢量，vr为卫星与大气之间的相对速度，vr的计算公式如式(6)。从(5)式可以看出迎风面积越大，产生的阻力越大。

式中，rc为卫星到地球中心的距离，ωe为地球自转角速度，ω0和i分别为轨道角速度和轨道倾角。大气密度ρ计算公式如式(7)

ρ＝ρ0exp(-(h-h0)/h)(7)

式中，ρ0是参考高度为h0时的参考大气密度值，h为实际高度，h为标高。

有了力就可以计算出该力施加到卫星上产生的运动速度。对于质量为m的卫星施加力f，它产生的速度变化δv计算公式如式(8)所示

式中t1和t2分别是施加力f的开始时间和结束时间。知道了速度变化δv，就可以计算轨道半长轴的变化量δa，对于空间圆轨道δa的计算公式可以近似为式(9)

式(5)表明卫星的迎风面积越大，产生的阻力越大；式(8)表明阻力越大，对卫星速度的改变量就越大；式(9)表明速度改变量越大，卫星的轨道半长轴的变化量就越大。因此调整卫星的迎风面积大小，就可以改变卫星运行的轨道半长轴。

当前卫星普遍采用三轴稳定姿态控制方式实现卫星的姿态控制，地面可以通过遥控指令，改变卫星的运行姿态，比如对地姿态、对日姿态、空间指向姿态等等。由于卫星外形设计的特点，不同姿态条件下，卫星在前进方向的迎风面积是不同的。实际工程中，一般在卫星的侧翼安装有太阳能电池板，为了获取足够的太阳能量，通常这些电池板的面积比卫星本体面积大很多。因此当将卫星安装太阳板一侧指向卫星运动的前进方向时，可以获得最大的迎风面积。

为此，本发明定义卫星一种无动力轨控姿态模式，在此姿态模式下，卫星的最大迎风面积指向卫星的前进方向。图2是一个常见的卫星外形，它的无动力轨控姿态模式就是卫星本体的-z轴指向轨道坐标系的x轴。假设卫星的本体长l、高h、宽w，一个太阳帆板长l，当卫星以x轴沿前进方向时，它的迎风面积为h×w；当卫星以-z轴沿前进方向时，它的迎风面积为(4l+w)×l，这两种迎风面积产生的阻力值的比值如式(10)，可以看出面积相差越大，阻力值的比值相差越大。

有了公式(10)我们就可以计算出给定卫星外形条件下，同一个在不同姿态条件下卫星速度的变化差。

因此，根据公式(1)可以计算星座保持控制要求的每一颗卫星的相位控制目标、根据公式(2)和(10)可以计算出一颗卫星不同姿态条件下的阻力值和差值、根据公式(9)可以计算出阻力产生轨道半长轴变化、根据公式(3)可以计算出卫星相对漂移速度、根据公式(4)计算出实现相位控制目标卫星需要运行的轨道圈数。

至此已经介绍了一种无动力条件下近地卫星星座保持控制方法、定义了一种卫星姿态模式，它通过地面测控系统精确计算和控制，利用近地轨道空间残存大气对卫星运动产生阻力的特点，控制星座内每个卫星的姿态，通过改变卫星的迎风面积，产生不同的速度变化量，实现一个轨道内卫星间的构型保持，是一种完全无动力的轨道控制方法，。

附图说明：

图1一个轨道面内4颗卫星均匀分布的卫星星座。

图2一个常见的三轴姿态稳定卫星外形。

具体实施方式：

本发明主要应用到轨道较低的近地卫星星座保持控制，实现多颗卫星从火箭发射入轨、在一个轨道面同时分离后到最终所有卫星在该轨道面上均匀分布，完成星座构型。

首先卫星控制者根据星座保持控制的需要，针对每颗卫星设计需要控制的相位，然后计算每颗卫星的开始控制时间和整个控制需要的速度改变量，由于整个控制过程是由多次控制完成，该控制量将分解到每次控制中。

卫星过境时，地面测控系统对轨道面上的每颗卫星进行轨道测量并计算每个卫星的精确轨道，根据定轨结果，计算每颗卫星下一个圈次的控制开始时间和控制结束时间。并将控制结果通过地面测控站遥控注入到卫星星载计算机。下面以一颗卫星为例，说明操作过程，其它卫星的操作过程与此一致。

每当星座中的一个卫星运行到指定的控制开始时间时，其星载计算机执行上注的指令，控制卫星的姿态由当前姿态转为最大迎风面积姿态，即无动力轨控姿态模式，并保持该姿态运行到控制结束，控制结束后，星载计算机将卫星姿态从最大迎风面积姿态控制回到工作姿态。在控制开始到控制结束这段时间内，这颗卫星由于受到大气阻力的影响，与不采用最大迎风面积相比，卫星在轨道的运行速度有所减缓，半长轴发生变化。

上述控制完成后，在卫星过境时，地面测控系统对该卫星再次进行轨道测量并计算精确轨道。这次轨道计算结果将能反映上一次的控制效果。因此卫星控制者可以根据定轨结果，计算卫星需要在下一个圈次的控制开始时间和控制结束时间。并将控制结果通过地面测控站，发送遥控上注到卫星星载计算机。

对一个卫星进行多次上述控制后，这颗卫星相对基准卫星的漂移速度会越来越快，同时，通过时间的积累，这颗卫星相对基准卫星的相位也会由原来星箭分离时的相差为0逐渐增大，最终达到理论设计的相位差，从而实现这颗卫星相对基准卫星的星座构型。

当轨道面内所有卫星都按上述策略实现了对基准卫星的相位差控制后，即可以实现整个卫星的星座保持控制。

至此完成了在无动力情况下的卫星星座保持控制。