1.本发明属于航空航天技术领域，具体涉及一种巨型低轨星座卫星绝对站位保持方法。


背景技术：

2.为了提供低时延、高速互联网接入服务，同时降低偏远地区互联网费用，巨型低轨星座迅速发展。由于巨型低轨星座卫星数量多，卫星部署在多个轨道面上，不同轨道面卫星在轨道面交点处的相位差较小，存在碰撞风险。为了保证星座安全稳定运行，需要星座构型长期保持稳定，把卫星维持在其理论位置附近的较小范围内。目前，星座中卫星数量较少，维持控制频次较低，维持控制主要靠地面技术人员完成，但由于巨型低轨星座卫星数量多达数千、数万颗，且对相位保持范围要求较高，维持控制频次可能达到一天数十次，远超当前地面维持控制能力，对巨型低轨星座卫星自主保持控制有着迫切的需求。


技术实现要素：

3.本发明的目的是提供一种巨型低轨星座卫星绝对站位保持方法，解决了现有技术中对巨型低轨星座卫星自主保持控制计算效率低的问题。
4.本发明所采用的技术方案是，一种巨型低轨星座卫星绝对站位保持方法，具体按照以下步骤实施：
5.步骤1、根据卫星单位时间内的轨道确定结果作为定轨数据，计算卫星平半长轴衰减速率；
6.步骤2、根据星座绝对站位保持区间要求，即卫星轨道实际相位相对于理论相位的偏差，结合步骤1得到的卫星平半长轴衰减速率，计算得到绝对站位保持半长轴理论控制量：
7.步骤3、将步骤2得到的绝对站位保持半长轴理论控制量通过轨道预报计算相位偏差，经过迭代修正后得到绝对站位保持半长轴精确控制量。
8.本发明的特点还在于，
9.步骤1中卫星平半长轴衰减速率的计算公式为：
[0010][0011]
公式(1)中，为平半长轴衰减速率，a
i
为每一天的平半长轴，n为单位时间的天数，通常选取3
‑
5天。
[0012]
步骤2具体为：设星座站位保持区间为δu0，则维持控制后平半长轴相对于理论平半长轴的正偏置量h0为：
[0013][0014]
公式(2)中，a为理论平半长轴，μ为地球引力场数，则绝对站位保持半长轴理论控制量δa为：
[0015]
δa＝a
‑
a
now
+h0ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(3)
[0016]
公式(3)中，a
now
为卫星当前平半长轴。
[0017]
步骤3具体为，通过数值积分预报h＝0时的相位偏差δu，当δu与
‑
δu0差的模值du小于收敛标准δ时，计算结束，否则根据相位偏差对绝对站位保持半长轴理论控制量进行迭代修正，直到满足收敛标准；则得到绝对站位保持半长轴精确控制量。
[0018]
计算迭代修正量δh公式如下，直到δu与
‑
δu0差的模值du小于收敛标准δ：
[0019][0020]
本发明的有益效果是，本发明一种巨型低轨星座卫星绝对站位保持方法，通过维持控制使卫星平半长轴正偏置，利用卫星平半长轴受大气阻力影响逐渐降低的特点，把卫星站位保持在要求的区间内，能够实现卫星自主维持控制，使巨型低轨星座构型长期保持稳定。本方法可操作性强、易推广和使用、能实现星上自主维持控制的巨型低轨星座卫星绝对站位保持，解决了现有技术中对巨型低轨星座卫星自主保持控制计算效率低的问题。
附图说明
[0021]
图1是本发明一种巨型低轨星座卫星绝对站位保持方法的流程图。
[0022]
图2是本发明一种巨型低轨星座卫星绝对站位保持控制示意图；
[0023]
图3是本发明一种巨型低轨星座卫星自主计算半长轴控制量的流程图；
[0024]
图4是本发明一种实施例中的卫星平半长轴变化趋势图；
[0025]
图5是本发明一种实施例中的卫星在60天内的半长轴控制量变化图；
[0026]
图6是本发明一种实施例中的卫星相位相对于理论相位偏差的变化图；
[0027]
图7是本发明一种实施例中的卫星的相位保持环图。
具体实施方式
[0028]
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
[0029]
本发明一种巨型低轨星座卫星绝对站位保持方法的流程，如图1所示，具体按照以下步骤实施：
[0030]
步骤1、根据卫星单位时间内的轨道确定结果作为定轨数据，计算卫星平半长轴衰减速率；
[0031]
步骤1中卫星平半长轴衰减速率的计算公式为：
[0032]
[0033]
公式(1)中，为平半长轴衰减速率，a
i
为每一天的平半长轴，n为单位时间的天数，通常选取3
‑
5天。
[0034]
步骤2、根据星座绝对站位保持区间要求，即卫星轨道实际相位相对于理论相位的偏差，结合步骤1得到的卫星平半长轴衰减速率，计算得到绝对站位保持半长轴理论控制量：
[0035]
如图2所示，步骤2具体为：设星座站位保持区间为δu0，则维持控制后平半长轴相对于理论平半长轴的正偏置量h0为：
[0036][0037]
公式(2)中，a为理论平半长轴，μ为地球引力场数，则绝对站位保持半长轴理论控制量δa为：
[0038]
δa＝a
‑
a
now
+h0ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(3)
[0039]
公式(3)中，a
now
为卫星当前平半长轴；
[0040]
步骤3、将步骤2得到的绝对站位保持半长轴理论控制量通过轨道预报计算相位偏差，经过迭代修正后得到绝对站位保持半长轴精确控制量：
[0041]
如图3所示，步骤3具体为：通过数值积分预报h＝0时的相位偏差δu，当δu与
‑
δu0差的模值du小于收敛标准δ时，计算结束，否则根据相位偏差对绝对站位保持半长轴理论控制量进行迭代修正，直到满足收敛标准；则得到绝对站位保持半长轴精确控制量：
[0042]
计算迭代修正量δh公式如下，直到δu与
‑
δu0差的模值du小于收敛标准δ。
[0043][0044]
本发明一种巨型低轨星座卫星绝对站位保持方法的基本原理是：受大气阻力影响，低轨卫星平半长轴会逐渐衰减，使卫星实际相位相对于理论相位产生漂移。利用这种特性，在半长轴维持控制时对半长轴做升轨控制，使卫星实际相位逐渐向负边界漂移，随着半长轴衰减，半长轴实际值逐渐小于理论值，卫星相位向正边界漂移，当卫星相位到达正边界时，抬升轨道半长轴，开始下一个维持周期。
[0045]
实施例1
[0046]
本实施例一种巨型低轨星座卫星绝对站位保持方法，设卫星理论平半长轴为6983.75km，初始平半长轴为6983.75km，初始相位为0
°
，在太阳活动低年，本实施例给出了卫星平半长轴无控状态下的变化趋势，根据图4可看出平半长轴每天衰减约4.1m，设卫星站位保持区间为0.1
°
，根据公式(2)和(3)计算出半长轴控制量，根据图5可看出卫星在60天内的半长轴维持控制量，根据半长轴控制量、卫星质量、发动机推力计算出点火时长，发动机点火即可完成半长轴维持控制。根据图6可看出卫星相位相对于理论相位的变化情况，根据图7可看出卫星相位保持环，卫星相对于理论相位的偏差维持在
‑
0.1
°
～0.1
°
之间，证明了本发明一种巨型低轨星座卫星绝对站位保持方法的有效性。
[0047]
本发明一种巨型低轨星座卫星绝对站位保持方法，原理简单，可操作性强，易推广
和使用，通过维持控制使卫星平半长轴正偏置，利用卫星平半长轴受大气阻力影响逐渐降低的特点，把卫星站位保持在要求的区间内，能够实现卫星自主维持控制，使巨型低轨星座构型长期保持稳定，大大降低了星座构型维持控制对地面的依赖，极大减少了技术人员的工作量，为其推广提供了条件。