一种发射观测卫星到冻结轨道的偏心率控制方法技术

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。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于卫星轨道控制
，涉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。
技术介绍
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。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轴指向地心，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三轴，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，这样会大大降低卫星的安全系数。一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。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：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心率控制方法，可以避免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。本专利技术的技术解决方案是：一种发射观测卫星到冻结轨道的偏心率控制方法，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Δa0＝af-a0为目标冻结轨道半长轴af和初始轨道半长轴a0的偏差，Δex＝efcosωf-e0cosω0、Δey＝efsinωf-e0sinω0为目标冻结轨道和初始轨道的拟偏心率偏差，ef、e0分别为目标冻结轨道和初始轨道的偏心率矢量，ωf、ω0分别为目标冻结轨道和初始轨道的纬度幅角；(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为两个速度脉冲的位置满足关系式两个速度脉冲的大小满足关系式:和其中，Δai,Δeix,Δeiy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 u i 1 = a r c t a n ( Δ e i y / Δ e i x ) u i 2 = u i 1 + π ]]> Δv i 1 = v 4 ( Δa i a 0 ) 2 - [ ( Δe i x ) 2 + ( 本文档来自技高网...

【技术保护点】
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Δa0＝af‑a0为目标冻结轨道半长轴af和初始轨道半长轴a0的偏差，Δex＝efcosωf‑e0cosω0、Δey＝efsinωf‑e0sinω0为目标冻结轨道和初始轨道的拟偏心率偏差，ef、e0分别为目标冻结轨道和初始轨道的偏心率矢量，ωf、ω0分别为目标冻结轨道和初始轨道的纬度幅角；(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为两个速度脉冲的位置满足关系式两个速度脉冲的大小满足关系式:和其中，Δai,Δeix,Δeiy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ui1=arctan(Δeiy/Δeix)ui2=ui1+π]]>Δvi1=v4(Δaia0)2-[(Δeix)2+(Δeiy)2][Δaia0-(Δeixcos ui1+Δeiysin ui1)]Δvi2=Δai2a0v-Δvi1]]>其中，v为卫星的轨道速度。...

【技术特征摘要】
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Δa0＝af-a0为目标冻结轨道半长轴af和初始轨道半长轴a0的偏差，Δex＝efcosωf-e0cosω0、Δey＝efsinωf-e0sinω0为目标冻结轨道和初始轨道的拟偏心率偏差，ef、e0分别为目标冻结轨道和初始轨道的偏心率矢量，ωf、ω0分别为目标冻结轨道和初始轨道的纬度幅角；(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为两个速度脉冲的位置满足关系式两个速度脉冲的大小满足关系式:和其中，Δai,Δeix,Δeiy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 u i 1 = a r c t a n ( Δ e i y / Δ e i x ) u i 2 = u i 1 + π ]]> Δv i 1 = v 4 ( Δa i a 0 ) 2 - [ ( Δe i x ) 2 + ...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐明，王召辉，林名培，贾向华，马越辰，付小宇，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11