一种卫星入轨成功评判方法

摘要

一种卫星入轨成功评判方法，依据卫星入轨的半长轴偏差|Δa|、倾角偏差|Δi|和偏心率偏差|Δe|等轨道量判定是否分别满足运载火箭给定的最大偏差|Δa

说明书

技术领域

本发明涉及一种卫星入轨成功评判方法。

背景技术

卫星发射时往往会有一定的入轨偏差，需要对运载火箭的发射情况进行及 时评判以便及时向外发布结果或快速制定非正常入轨情况下的应对策略进行抢 救。偏差的大小直接影响评判结果的类型，依据不同的设定条件给出卫星相应 的入轨成功结论。

使用不同的运载火箭执行发射任务，其入轨偏差各异，卫星发射时应根据 任务需求进行选定。运载火箭依据一系列影响因素给出正常入轨时相关量的最 大偏差，供卫星参考是否在其任务需求的允许范围之内，如果该最大偏差被认 可则意味对卫星任务基本不存在影响，因此可以将该种落于运载火箭给定正常 入轨最大偏差范围内的发射结果定义为“圆满成功”。对于绝大部分卫星而言， 尤其是低轨卫星的轨道维持和地球同步轨道发射过程中的机动转移，卫星本身 会携带一定的燃料以便保证其寿命期内在轨道上的正常运行或执行既定的变轨 任务，而且为保证留有一定余量的可靠性，燃料携带量往往会比计算结果略多。 因此，当入轨超差且又能保证多余的燃料仍然能够实现卫星自身对偏差的修正， 则可将该种发射结果定义为“成功”，此时卫星寿命期内轨道维持和变轨机动的 燃料需求均可不受影响。如果入轨超差继续恶化，直至需要卫星携带的所有燃 料均用来进行偏差修正才能使得卫星到达任务轨道，则将该种发射结果定义为 “基本成功”。三种成功评判依据的给出，量化了入轨成功的类型，可作为发射 入轨成功的一种指导手段，且通过简单的不等式和直观的图形，可以快速、高 效的给出发射入轨结果。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提供一种卫星入轨成功评判方法，量化不 同的入轨成功类型，简便和高效的判定入轨成功结果。

如图1所示，本发明的一种卫星入轨成功评判方法，依据卫星入轨的半长 轴偏差|Δa|、倾角偏差|Δi|和偏心率偏差|Δe|等轨道量判定是否分别满足运载火箭 给定的最大偏差|Δa_L|、|Δi_L|和|Δe_L|，若均满足则入轨结果为“圆满成功”。上述 条件有一项或多项不满足时，除保障在轨正常维持或进行既定变轨任务消耗的 燃料之外，根据燃料余量分别估算半长轴、倾角和偏心率能够修正的最大偏差 值，将各项值加权相加，当总和小于1时入轨结果为“成功”。使用所有燃料量 分别估算各项偏差能够修正的最大值，加权相加，当总和小于1时入轨结果为 “基本成功”。使用图形法对上述三种成功结果的边界进行划分，定义三种不同 成功类型的区域范围。进行入轨成功评判时，用实际的入轨偏差查找区域归属， 给出本次发射的成功类型。

具体包括如下步骤：

（1）依据卫星入轨的半长轴偏差|Δa|、倾角偏差|Δi|和偏心率偏差|Δe|等轨 道量判定是否分别满足运载火箭给定的最大偏差|Δa_L|、|Δi_L|和|Δe_L|。

$\left(\begin{array}{c}\left|\mathrm{\Delta a}\right|\le \left|\Delta a_L\right|\\ \left|\mathrm{\Delta i}\right|\le \left|\Delta i_L\right|\\ \left|\mathrm{\Delta e}\right|\le \left|\Delta e_L\right|\end{array}\right)---\left(1\right)$

以上不等式均成立时，入轨结果为“圆满成功”。

（2）除保障在轨正常维持或进行既定变轨任务消耗的燃料之外，根据燃料 余量分别估算半长轴、倾角和偏心率能够修正的最大偏差值，各项偏差的最大 值计算公式如下。

$\left|\Delta a_{\max }\right|=\frac{-2a^{\frac{3}{2}}\mathrm{Ig}·\mathrm{In}(1-\frac{\mathrm{\Delta m}}{M})}{\sqrt{\mu }}---\left(2\right)$

$\left|\Delta i_{\max }\right|=\frac{-0.69244\mathrm{Ig}{a}^4·\mathrm{In}(1-\frac{\mathrm{\Delta m}}{M})}{\sqrt{\mu }{R}_e^{3.5}\sin i}---\left(3\right)$

$\left|\Delta e_{\max }\right|=\frac{\left|\Delta a_{\max }\right|}{a}---\left(4\right)$

其中，a为卫星标称半长轴，i为标称倾角，I为发动机额定真空比，g为 重力加速度，Δm为能够使用的燃料量，M为卫星质量，R_e为地球半径，μ为地 球引力常数。

不等式组(1)中有一个或者多个不成立，且以下不等式成立时，入轨结果为 “成功”。

$\frac{\left|\mathrm{\Delta a}\right|}{\left|\Delta a_{\max }\right|}+\frac{\left|\mathrm{\Delta i}\right|}{\left|\Delta i_{\max }\right|}+\frac{\left|\mathrm{\Delta e}\right|}{\left|\Delta e_{\max }\right|}<1---\left(5\right)$

（3）按照所述步骤(2)，使用所有燃料量再次分别估算半长轴、倾角和偏 心率能够修正的最大偏差值。

当所述步骤(2)中不等式(5)不成立，且使用所有燃料量计算的加权相加能够 使得不等式(5)成立，则入轨结果为“基本成功”。

（4）使用图形法对所述步骤(1)～(3)中三种成功结果的边界进行划分，定义 三种不同成功类型的区域范围，边界条件如下式。

$\frac{\left|\mathrm{\Delta a}\right|}{\left|\Delta a_{\max }\right|}+\frac{\left|\mathrm{\Delta i}\right|}{\left|\Delta i_{\max }\right|}+\frac{\left|\mathrm{\Delta e}\right|}{\left|\Delta e_{\max }\right|}=1---\left(6\right)$

将|Δa|和|Δi|的取值范围分别设定为[0,|Δa_max|]、[0,|Δi_max|]，循环计算不同向量 (|Δa|,|Δi|)对应的|Δe|值。所有满足公式(6)的(|Δa|,|Δi|,|Δe|)在三维空间分布即为相应 成功类型的边界。

（5）进行入轨成功评判时，在图中直接将实际的入轨偏差进行区域归属查 找，给出本次发射的成功类型。

本发明方法使用了常用的半长轴、偏心率和倾角三者轨道量进行入轨成功 评判，轨道六根数中其他相关量的评判可类似归入不等式(5)左侧中，边界条件 仍然按照式(6)方式进行列举。对于大于等于4个轨道量的入轨成功评判，直接 使用不等式法。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明是针对卫星入轨成功的评判， 给出三种定义方式，使用不等式法和图形法对不同的成功类型进行划分，完善 了入轨成功的评判依据和手段，快速、高效和直观的对入轨结果进行定位。

附图说明

图1为本发明方法的流程图；

图2为入轨成功结果的区域分布；

图3为修正“成功”和“基本成功”类型的燃料消耗边界。

具体实施方式

实施例

以某颗发射至600km高度的太阳同步圆轨道卫星为例，理论轨道倾角 i=97.783°，偏心率e=0。卫星质量为M=1000kg，发动机额定真空比为I=200s， 总共携带燃料量为Δm=50kg，其中30kg须用于寿命期内的在轨维持，燃料余量 为20kg。假设运载火箭正常的入轨偏差分别为|Δa_L|=30km、|Δi_L|=0.05°和 |Δe_L|=0.003，实际入轨偏差分别为|Δa|=20km、|Δi|=0.2°和|Δe|=0.0055。

依据所述步骤(2)分别计算“成功”和“基本成功”两种类型的边界条件， 不同成功入轨结果的区域分布如图2所示，I区为“圆满成功”，II区为“成功”， III区为“基本成功”。

符合“圆满成功”类型的不等式组为：

符合“成功”类型的不等式为：

符合“基本成功”类型的不等式为：

当发射入轨满足“圆满成功”不等式组时，可不进行入轨偏差修正，图3 为修正“成功”和“基本成功”类型的燃料消耗边界。

根据假设的运载火箭入轨偏差和实际入轨偏差值，判定本次发射取得的成 功类型应为“成功”。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。