[发明专利]低轨卫星星座构型保持方法

说明书

本发明公开了一种低轨卫星星座构型保持方法，该方法包括获取初始的低轨卫星星座的卫星轨道参数；确定在星座寿命期间内，初始的卫星轨道参数造成的卫星间构型的第一相对漂移量；确定在星座寿命期间内，在初始的卫星轨道参数下，由大气阻力摄动造成的卫星间构型的第二相对漂移量；根据第一相对漂移量和第二相对漂移量，确定在星座寿命期间内，在初始的卫星轨道参数下，由其它摄动造成的卫星间构型的第三相对漂移量；确定抵消第三相对漂移量所需的卫星轨道参数的偏置量；根据偏置量调整初始的低轨卫星星座的卫星轨道参数以获得被偏置后的卫星轨道参数，以保持低轨卫星星座构型。采用上述卫星星座构型保持方法能够解决低轨星座构型长期保持的难题。

技术领域

本发明涉及低轨卫星星座领域，尤其是涉及一种低轨卫星星座构型保持方法。

背景技术

当前国内外低轨卫星星座发展迅速，国外铱星二代系统建设完成后，SpaceX公司的starlink系统和一网公司的Oneweb系统都在建设过程中；国内鸿雁、虹云等低轨星座系统也在规划建设中。

卫星在空间中除了受到地球中心引力外，还将受到地球扁率、日月引力、大气阻力及太阳光压等各项摄动力，低轨卫星一般运行于500km～1500km之间，相对于中高轨卫星受到的大气阻力摄动更大，星座的构型保持难度更大，传统用于GPS、Compass等中高轨星座的构型保持方法也不再适用。

SpaceX的starlink系统采用电推进的技术进行卫星轨位保持，但电推进功率需求较大，因此对卫星平台带来了较大的负担；另外，此方法不适用于低轨导航星座，因为电推进是小推力长时间工作变轨机制，卫星变轨过程中，低轨星的导航服务将长时间中断，不利于低轨导航星座的业务开展。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是如何长期保持低轨卫星星座构型。

为解决上述技术问题，本发明针对低轨卫星系统特点，提出了一种在考虑大气阻力摄动情况下的基于轨道参数偏置的低轨卫星星座构型保持方法，该方法包括以下步骤：

步骤一：获取初始的低轨卫星星座的卫星轨道参数；

步骤二：确定在星座寿命期间内，所述初始的卫星轨道参数造成的卫星间构型的第一相对漂移量；

步骤三：确定在所述星座寿命期间内，在所述初始的卫星轨道参数下，由大气阻力摄动造成的卫星间构型的第二相对漂移量；

步骤四：根据所述第一相对漂移量和所述第二相对漂移量，确定在所述星座寿命期间内，在所述初始的卫星轨道参数下，由其它摄动造成的卫星间构型的第三相对漂移量；

步骤五：确定抵消所述第三相对漂移量所需的卫星轨道参数的偏置量；

步骤六：根据所述偏置量调整所述初始的低轨卫星星座的卫星轨道参数以获得被偏置后的卫星轨道参数，以保持所述低轨卫星星座构型。

在上述方法中，还包括：

设置所述低轨卫星星座的卫星轨道参数中的沿迹角和升交点赤经作为同一轨道面内卫星间相对构型保持情况的判断标准，所述沿迹角为所述卫星轨道参数中的近地点辐角和平近点角之和。

在上述方法中，所述步骤三还包括：

在所述大气阻力摄动下，所述卫星轨道参数中的近地点辐角和平近点角的摄动公式为：

其中