[发明专利]一种适用于导航倾斜轨道卫星的零偏持续天数确定方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种卫星零偏持续天数的确定方法，适用于偏航姿态控制采用动态偏置和零偏置相结合策略的导航倾斜轨道卫星。

背景技术

导航IGSO/MEO卫星轨道为倾角为55°的倾斜轨道，为满足整星供电要求，需要进行偏航姿态连续测量与控制，即偏航动态偏置。但当太阳矢量与轨道面的夹角较小时，偏航角速度较大，需要反作用轮提供的偏航控制力矩也较大。由于轮子控制力矩有限，在偏航快速变化期间控制精度将降低，进而影响帆板跟踪太阳的精度要求，为此在太阳矢量与轨道面的夹角较小时采用偏航零偏置。整星偏航姿态控制采用动态偏置和零偏置相结合的策略。

对于导航定位系统，倾斜轨道卫星的姿态控制方法不同，精密定轨的太阳光压动力学模型也将不同，直接影响卫星的定轨精度。目前，国内定轨软件的动力学模型适用于动态偏置姿态，在零偏置期间的定轨精度会降低。因此，分析导航倾斜轨道卫星零偏置的持续天数可以用于分析姿态控制对定轨影响的持续时间。

目前，已有的导航倾斜轨道卫星零偏置的持续天数计算方法是根据卫星的六个轨道根数(表征了轨道在空间的位置和卫星在轨道上的位置)通过数值计算，得到卫星零偏置的持续天数，即在卫星轨道设计完成后，卫星在轨道上的位置完全确定后方可计算得到，因此，原有方法计算复杂，需要的轨道信息多，且计算中需要进行轨道外推。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种适用于导航倾斜轨道卫星的零偏持续天数确定方法，该方法不仅计算简单，需要的轨道信息少，同时不需要进行轨道外推，可以反向应用于零偏置持续天数约束下的轨道设计。

本发明的技术解决方案是：一种适用于导航倾斜轨道卫星的零偏持续天数确定方法，步骤如下：

(1)根据导航倾斜轨道卫星的轨道升交点赤经和倾角计算黄道面与轨道面的夹角；

(2)根据黄道面与轨道面的夹角以及动偏转零偏条件中的太阳矢量与轨道面夹角得到卫星零偏期间太阳在黄道上的弧段；

(3)根据卫星零偏期间太阳在黄道上的弧段确定卫星零偏持续天数。

所述步骤(1)中黄道面与轨道面的夹角β'依据下式确定：

其中，Ω为卫星轨道升交点赤经，i为卫星轨道倾角，ε是黄道面与赤道面的夹角，β'为黄道面与轨道面的夹角，所述卫星轨道升交点赤经和卫星轨道倾角为预设值。

所述步骤(2)中卫星零偏期间太阳在黄道上的弧段u_s满足如下条件：

u_s＝asin(sinu_s),u_s>＝0

其中，ρ为动偏转零偏条件中的太阳矢量与轨道面夹角，为预设值，β'为黄道面与轨道面的夹角。

所述步骤(3)中确定卫星零偏持续天数T的公式如下：

其中，u_s为卫星零偏期间太阳在黄道上的弧段，n_s为太阳运动平均角速度。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)现有数值方法需要获取轨道全部信息即六个轨道根数，才可以进行轨道外推，计算零偏置的天数；本发明通过球面几何的分析方法，仅需要卫星的两个轨道根数(倾角和升交点赤经)即可确定零偏持续天数，计算简单，不需要轨道外推。

(2)现有数值方法由于需要获得全部轨道信息，因此通常为轨道设计已经完成后才可以使用。本发明由于需要的轨道信息少，所以可在卫星轨道设计过程中和设计完成后均可计算卫星零偏置的持续天数。

(3)现有数值方法通过轨道外推后，计算得到不同时刻太阳与轨道面的夹角，进而计算太阳与轨道面的夹角小于某个值的时间长度，该时间长度即为零偏置的天数。因此现有数值方法在已知零偏置持续天数时，无法反向计算轨道应该满足的条件，不可以用于轨道设计。本发明可以在已知零偏置持续天数时，按照步骤(3)得到卫星零偏期间太阳在黄道上的弧段，据此依照步骤(2)中的公式(2)可以得到黄道面与轨道面的夹角，再按照步骤(1)中的公式(1)计算得到轨道倾角和升交点赤经需满足的条件。因此，本方法可以反向应用于零偏持续天数约束下的轨道参数设计。

附图说明

图1为本发明方法流程图；

图2为本发明的零偏持续天数分析示意图；其中图2中(a)为0°≤Ω<180°的零偏持续天数分析示意图，图2中(b)为180°≤Ω<360°的零偏持续天数分析示意图。

具体实施方式