[发明专利]一种太阳同步轨道降交点地方时双偏置被动控制方法

说明书

一种太阳同步轨道降交点地方时双偏置被动控制方法，针对任务给定的太阳同步轨道高度、标称降交点地方时和设计寿命，选择降交点地方时和倾角的取值收敛方向。根据给定的偏置后初始降交点地方时，计算若干种轨道倾角偏置量对应的寿命期内降交点地方时漂移情况，判断该初始降交点地方时在特定最佳轨道倾角偏置量下的漂移精度满足最大值和最小值的绝对值相等的要求，解决更长设计寿命和更高精度降交点地方时漂移控制约束的要求，控制精度更高。

技术领域

本发明涉及一种太阳同步轨道降交点地方时双偏置被动控制方法，属于轨道地方时偏置控制领域。

背景技术

太阳同步轨道的降交点地方时是轨道变化特性的重要考核指标，寿命期内的降交点地方时漂移量越小，卫星成像时的地面光照条件越稳定，同时对于星上的各种光学敏感器、整星散热等工况也越有利。一般的来说，改变轨道面的控制需要消耗巨大的燃料。以重量为1000kg的低轨卫星为例，采用常规化学推进剂，变轨改变升交点赤经0.1°或倾角0.1°需要消耗至少10kg燃料，而0.1°的升交点赤经变化量折合降交点地方时变化量仅0.4分钟，以5年设计寿命的在轨卫星表现为例，降交点地方时漂移量可能达到30分钟，因此通过直接变轨来维持降交点地方时漂移的方法难以被工程实施接受。寿命中期对降交点地方时进行维持时，更可行的方法是通过间接改变小量的倾角，缓慢影响降交点地方时的漂移，即用一定的漂移时间换取燃料的节省。为了尽可能的节省入轨后对降交点地方时维持的燃料消耗，在入轨时对倾角进行一定量的预偏置，可以实现设计寿命内降交点地方时漂移范围相对标称值变化尽可能小。

目前工程实施中通常采用上述倾角单偏置方法，由于未来卫星设计寿命越来越长，同时降交点地方时漂移的控制精度要求也越来越高，因此如果仍然按照倾角单偏置方法进行入轨初期的轨道预偏置，则无法通过一次入轨初偏置来满足既定卫星寿命内的降交点地方时漂移量小于任务约束范围的要求，只能在卫星入轨后通过卫星寿命中期倾角的轨控干预，从而将降交点地方时维持在要求的漂移范围之内，该直接控制方式意味卫星入轨时需要携带更多的燃料，即缩减卫星携带有效载荷的能力或需要选择更大的运载火箭，同时入轨后卫星自身调整降交点地方时的轨控实施需要耗费地面的参与成本，由于轨控时还需要中断卫星常规任务，因此对卫星在轨时正常业务的展开也有一定的干扰。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对太阳同步轨道仅倾角单偏置方法时降交点地方时漂移范围较大的情况，提出降交点地方时和倾角的双偏置被动控制方法，解决更长设计寿命和更高精度降交点地方时漂移控制约束的要求，节省燃料及在轨维护成本。

本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：

一种太阳同步轨道降交点地方时双偏置被动控制方法，步骤如下：

(1)获取太阳同步轨道地方时调整任务预设的太阳同步轨道运行高度H、标称降交点地方时LTDN₀和卫星设计寿命T；

(2)根据步骤(1)所得的标称降交点地方时LTDN₀所处时间区间和允许的降交点地方时漂移范围，判断降交点地方时偏置量ΔLTDN₀与轨道倾角偏置量Δi₀的收敛方向；

(3)根据步骤(2)判断所得降交点地方时偏置量ΔLTDN₀与轨道倾角偏置量Δi₀的收敛方向，计算所有降交点地方时偏置量ΔLTDN₀及对应轨道倾角偏置量Δi₀，并选取每个降交点地方时偏置量ΔLTDN₀对应的最优对应轨道倾角偏置量Δi₀；