一种发射观测卫星到冻结轨道的偏心率控制方法
【专利摘要】一种发射观测卫星到冻结轨道的偏心率控制方法，针对观测卫星的发动机配置特性，首先设计了卫星的初始入轨轨道，以避免180°的姿态机动和减速机动，提高了卫星发射过程中的安全系数，减少了发射过程中的燃料消耗。卫星发射进入初始入轨轨道后，为保证后续的轨道机动中不出现减速机动，又给出了初始入轨轨道到冻结轨道偏心控制律和半长轴控制之间的约束条件；同时为了降低轨道机动的时间，给偏心率控制还额外施加了新的约束条件。最后根据半长轴控制律和同时满足两个约束条件的偏心率控制律设计了从初始入轨轨道到冻结轨道的轨道机动控制策略，降低了轨道转移的控制时间，减小了控制时间过长导致的轨道降交点漂移的问题，提高了发射效率。
【专利说明】
-种发射观测卫星到冻结轨道的偏心率控制方法
技术领域
[0001] 本发明属于卫星轨道控制技术领域，设及一种将观测卫星发射至冻结轨道的方 法，特别适用于配置+X方向推力发动机的观测卫星。
【背景技术】
[0002] 冻结轨道的应用起始于上世纪八九十年代，随着对地观测卫星的技术不断发展。 冻结轨道由于其保持卫星地面高度在同一地区几乎不变，因此在对地观测卫星中有很强的 优越性。对于对地观测卫星，首选轨道为冻结轨道，冻结轨道的发射入轨技术重要性由此而 得。如何更安全、更高效的将对地观测卫星送入预期的冻结轨道已经成为未来重要的发展 方向。
[0003] 由于条件限制，对地观测卫星一般仅装配一个推力沿速度方向（+X方向）的固定轨 控发动机。如图1所示，xyz为卫星的惯性主轴，其中X轴指向速度方向，Z轴指向地屯、，y轴与X 轴、Z轴组成右手坐标系。图中，XiYiZi为地球惯性坐标系的=轴，Xi轴指向春分点，Zi轴指向 地球北极，Yi轴与Xi轴、Zi轴组成右手坐标系。如果轨道控制存在加速和减速脉冲时，那么在 进行加减速切换时卫星需要进行180°的姿态机动，运样会大大降低卫星的安全系数。
[0004] -般发射观测卫星的步骤为：（1)将卫星发射到的近冻结轨道的轨道(初始进入轨 道）；（2)卫星从初始进入轨道自行机动到预定的冻结轨道。在卫星机动过程中，由于安全的 需要，卫星应尽量避免加速脉冲和减速脉冲共存。结合节约燃料的要求，在发射观测卫星过 程中一般采用初始轨道半长轴负偏置得方法。但为保证轨道机动过程中不出现减速机动， 对初始轨道的约束条件不仅需要半长轴负偏置。其次，现有的从初始轨道到目标冻结轨道 的机动策略耗时过长，轨道降交点的偏移大，对机动后的轨道影响较大。
【发明内容】
[0005] 本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种发射观测卫星到冻 结轨道的偏屯、率控制方法，可W避免180°的姿态机动和减速机动，减少了轨道机动所需的 时间，轨道机动可在一个周期内完成，提高了卫星入轨的效率和安全系数，并能够准确入 轨。
[0006] 本发明的技术解决方案是：一种发射观测卫星到冻结轨道的偏屯、率控制方法，包 括如下步骤：
[0007] (1)将观测卫星发射到初始轨道;所述的初始轨道相对于目标冻结轨道为半长轴 负偏置，并且初始轨道与目标冻结轨道的轨道参数满足关系式
，其 中A曰日二a广a日为目标冻结轨道半长轴af和初始轨道半长轴a日的偏差，A Gx = GfCOS O f-e〇cos ?0、A Gy = GfSin O f-eosin W日为目标冻结轨道和初始轨道的拟偏屯、率偏差，ef、e日分别为目 标冻结轨道和初始轨道的偏屯、率矢量，《 f、《 0分别为目标冻结轨道和初始轨道的缔度幅 角；
[000引（2)在卫星的一个轨道周期内，通过施加 n组加速脉冲，每组脉冲均包含两个速度 脉冲的方式，将观测卫星通过n次轨道机动从初始轨道送入目标冻结轨道;其中第i次轨道 机动时的加速脉冲式
两个速度脉冲的位置满足关系式
巧个速度脉冲的大小满足关系式：
其中，Aai, Aeix, Aeiy为每组加速脉冲产生的半长轴和偏屯、率的变化量，并且满足关系式
[0009]
[0010]
[00川其中，V为卫星的轨道速度。
[0012] 所述的加速脉冲之间的位置满足关系式黄W,i，1《k《n，1《s《n，k声S。所述的 A Bi= A ao/n。
[0013] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0014] (1)本发明方法中，对初始轨道的选取，充分考虑了始终加速机动的策略，设计了 轨道半长轴负偏置且偏屯、率满足约束条件，使得初始轨道到目标冻结轨道的机动不出现减 速机动，不仅避免了观测卫星180度的姿态机动，而且提高了卫星姿态机动的安全性，并且 节约了燃料；
[0015] (2)卫星进入初始轨道后，本发明方法首先根据发动机的工作能力(速度脉冲的大 小限制），确定轨道半长轴的控制律，然后根据偏屯、率控制和半长轴控制的约束关系确定偏 屯、率控制的一般约束，此约束避免了减速机动;其次，为了速度脉冲可W在一个轨道周期内 重组完成，偏屯、率的控制律的另外一个一般约束是需要使施加脉冲的位置不同；根据运两 个一般约束设计偏屯、率控制律;接着，根据半长轴控制律和偏屯、率控制律解算轨道机动的 策略，即每次轨道机动所需的速度脉冲的大小和施加位置，其中速度脉冲均为加速脉冲，且 施加位置互不相等。最后，根据施加脉冲的位置大小，相应的重组轨道机动速度脉冲的顺 序，所有的速度脉冲位置的范围在一个轨道周期内，因此排序后的机动脉冲序列就是需要 的可W在一个周期内完成的从初始轨道到冻结轨道的轨道机动策略。此由偏屯、率的控制策 略的轨道机动策略，避免了减速机动，保证了轨道机动在一个周期内完成，大大降低了轨道 机动的时间，提高了发射效率。
【附图说明】
[0016] 图1为对地观测卫星的惯性主轴及轨控发动机配置示意图；
[0017] 图2为本发明方法的流程框图；
[0018] 图3为本发明半长轴偏差和偏屯、率选取示意图一；
[0019] 图4为本发明半长轴偏差和偏屯、率选取示意图二。
【具体实施方式】
[0020] 本发明中卫星初始进入轨道采用的是半长轴负偏置，而且轨道参数相对冻结轨道 的轨道参数满足全部为加速机动的条件。发明中采用图解法描述卫星的轨道机动和偏屯、率 控制的约束条件，W保证已完成的机动和后续的机动满足全部为加速机动的条件。在偏屯、 率的约束条件下，设计了轨道机动策略，使得从初始进入轨道机动到冻结轨道能够在一个 轨道周期内完成。由于本发明方法针对的是一般情况，因此其中的策略具有可扩展性。
[0021] 如图2所示，为本发明方法的流程图，其中的主要几个关键点如下：
[0022] 1、初始轨道约束
[0023] 在观测卫星发射进入冻结轨道的过程中，运载火箭发动机首先将观测卫星发射到 近冻结轨道的初始轨道，然后卫星利用轨控发动机转移到预定的冻结轨道。由于节约燃料 的要求，初始轨道设计为半长轴负偏置。从卫星安全的角度，整个机动过程应避免180°的姿 态机动，即发射后的初始轨道和预期的目标冻结轨道之间的全部机动应为加速机动。由此 得到初始轨道相对于目标冻结轨道的半长轴和偏屯、率偏差之间的约束为：
。其中，A ao = af-ao为目标冻结轨道半长轴af和初始轨道半 ^轴日日的偏差，A 二GfCOS W f-eocos w〇、A ey = efsinw f -eosin W日为目柄冻结轨道和初始 轨道的拟偏屯、率偏差，ef、eo分别为目标冻结轨道和初始轨道的偏屯、率矢量，Of、《0分别为 目标冻结轨道和初始轨道的缔度幅角。
[0024] 2、冻结轨道控制律的约束
[0025] 为了保证已完成的轨道机动和后续的轨道机动中满足全部为加速机动，冻结轨道 的轨道机动控制律需要满足一定的约束。
[0026] 为了形象描述各组偏屯、率控制和半长轴控制的约束，下面Wn组脉冲为例说明，每 组脉冲均包含两个速度脉冲，表示3
，每组脉冲中两个速 度脉冲的位置满足关系式
，每组脉冲中两个速度脉冲的大小满足关系式：
,其中，Aai, Aeix, Aeiy为每组机动脉 冲产生的半长轴和偏屯、率的变化量。
[0027] 假设卫星的初始轨道的偏屯、率矢量为60,初始半长轴偏差为Aao,目标冻结轨道的 偏屯、率为ef，则初始轨道和目标冻结轨道之间的关系为：I A ao I >ao I I eo-ef I I。
[0028] 记第一组轨控后，卫星轨道的偏屯、率矢量和半长轴为ei、ai，半长轴偏差为A ai，贝。 该组轨控前后的偏屯、率和半长轴应满足的约束为：I Aail >ao||ei-ef I I和I Aa日-AaiI >ao |e〇-ei||。其几何含义如图3所示：（1) Aai的选择限定在楠圆1上；（2)ei的位置选择必限定 在圆弧I和2的公共部分的内部(或边缘上）。其中，楠圆I定义为Weo和ef为焦点、到两焦点距 罔为A ao/ao的楠圆上；圆弧1定义为Weo为圆屯、、W A ai为半径的圆弧；圆弧2定义为Wef为 圆屯、、如A ai-A ao巧半径的圆弧。根据此原则，可W首先确定ei和A ai的限制范围。
[0029] 第二组脉冲的改变量可W Wei和ef为焦点、到两焦点距离为A ai/ao的楠圆，按照 上述方法进行确定日2和Aas的限制范围，如图4所示所示：（I)Aas的选择限定在楠圆2上； (2)62的位置选择必限定在圆弧3和4的公共部分的内部(或边缘上）。圆弧3定义为Wei为圆 屯、、W Aas为半径的圆弧；圆弧4定义为Wef为圆屯、、W I Aas-Aail为半径的圆弧。根据此原 贝1J，可W确定62和Aas的限制范围。相同的，之后的各组脉冲机动重复此过程。
[0030] W上介绍的为整个机动过程为加速机动的偏屯、率控制约束。实际上为了降低轨道 机动的时间，偏屯、率控制需要满足的另一个约束，介绍如下：
[0031] 由于发动机工作时间的限制，每次速度脉冲的大小是受限的，整个轨道机动过程 一般由多组脉冲序列完成，为保证轨道机动过程在一个周期内完成，偏屯、率控制的加速机 动约束条件下需要满足另外一个约束：l《s《n，k声S，即每组施加脉冲 的位置不相同，确保了能将运n组(2n个)脉冲序列按照其作用位置进行排列到一个轨道周 期内，使得整个机动过程在一个轨道周期内完成。
[0032] 3、轨道机动策略
[0033] 轨道机动策略，即轨道机动过程中每组速度脉冲的大小和施加位置 O \
/
[0034] Av),Av;2]是由（Aai, AeO决定的。其中，Aai是根据发动机执行能力和任 务需求设计的（一般采取线性策略，即A ai= A ao/n)，而A ei = ei-ei-i(i = l ,2,L,n)，en = ef 是由步骤I和2确定的。.(《,1, W,2 ^的计算公式如下：
[0035]
[0036] 其中，Aeix、Aeiy分别为Aei沿x、y轴的分量。(Av,i，Av；")的计算公式如下：
[0037]
[0038] 其中，V为卫星的轨道速度。
[0039] 由步骤2中的得到的偏屯、率控制律A Gi = ei-ei-i使得：
、
在计算得到(M>,2，Av'1，Av,2)后，将 运n组(化个)脉冲序列（，Av;")按照其机动位置Ui的大小排序(按照大小排序巧Ij一个 轨道周期内，保证了整个机动过程在一个轨道周期内完成。
[0040] 本发明得到机动策略的一种情况为
(因为
所W运里不用出现《,2 ;另外就是k和S仅只是脉冲组号，数学上一般用1 《Ks《n表示），则最终的轨道机动机动策略如下表。
[0041] 表1轨道机动策略
[0042]
[0043] 该表表示了重组之后的脉冲序列，也是实际的轨道机动策略，且整个轨道机动在 一个轨道周期的[^AVii，Av；；]范围内就完成了，相对于现有的需要多个轨道周期完成的策 略，大大减小了整个轨道机动时间。
[0044] 本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
【主权项】
1. 一种发射观测卫星到冻结轨道的偏心率控制方法，其特征在于包括如下步骤： (1) 将观测卫星发射到初始轨道；所述的初始轨道相对干冻结軌道为半苌鈾伤偏 置，并且初始轨道与目标冻结轨道的轨道参数满足关系j其中Δ ao = af-ao为目标冻结轨道半长轴af和初始轨道半长轴ao的偏差，八6\ = 6￡(：〇8〇￡-eocos ω 〇、Δ ey = efsin ω f-eosin ω Q为目标冻结轨道和初始轨道的拟偏心率偏差，ef、eo分别 为目标冻结轨道和初始轨道的偏心率矢量，ωf、ω 〇分别为目标冻结轨道和初始轨道的炜度 幅角； (2) 在卫星的一个轨道周期内，通过施加 η组加速脉冲，每组脉冲均包含两个速度脉冲 的方式，将观测卫星通过η次轨道机动从初始轨道送入目标冻结轨道;其中第i次轨道机动 时的加速脉两个速度脉冲的位置满足关系式 < + 2·，两个速度脉冲的大小满足关系式：其 中，Aai, △ eix, △ eiy为每组加速脉冲产生的半长轴和偏心率的变化量，并且满足关系式其中，V为卫星的轨道速度。2. 根据权利要求1所述的一种发射观测卫星到冻结轨道的偏心率控制方法，其特征在 于:所述的加速脉冲之间的位置满足关系式>Kk<n，Ks<n，k乒s。3. 根据权利要求1或2所述的一种发射观测卫星到冻结轨道的偏心率控制方法，其特征 在于：所述的Δ ai= Δ a〇/n。
【文档编号】G06F17/50GK106021726SQ201610339746
【公开日】2016年10月12日
【申请日】2016年5月19日
【发明人】徐 明, 王召辉, 林名培, 贾向华, 马越辰, 付小宇
【申请人】北京航空航天大学