IGSO在卫星移动通信中的应用研究

Science and Technology &Innovation ┃科技与创新2019年第22期·67·文章编号：2095－6835（2019）22－0067－02基于四系统接收机观测数据的BDS 、GPS 、GLONASS 、Galileo 系统性能分析＊郭秦，昝富源（西南科技大学城市学院，四川绵阳621000）摘要：基于四系统接收机观测及观测的数据进行数据处理和分析，主要分析了观测区域BDS 、GPS 、GLONASS 、Galileo 系统卫星的可见性、GDOP 值的波动、定位精度等方面的内容。

并对数据成果进行总结分析表明，当前BDS 系统在实验区域与其他系统定位性能基本一致，可见卫星数比其他系统稍多，但BDS 系统的GDOP 值波动却比其他系统要大一些。

关键词：BDS 、GPS 、GLONASS 、Galileo ；定位精度；DOP 值；性能分析中图分类号：P228.4文献标识码：A DOI ：10.15913/ki.kjycx.2019.22.0221前言北斗卫星导航系统是中国自主发展、独立运行的全球卫星导航系统，研发目的是向全球的用户提供高质量的定位导航和授时服务，其还有一个独有的服务即短报文通信服务。

中国早在2003年的时候就完成了具有区域导航功能的北斗一代，之后便开始着力构建服务全球的北斗卫星导航系统，并且于2012年起向亚太大部分地区正式提供服务，计划至2020年要完成全球系统的构建。

截至2017-11底，北斗卫星导航系统的卫星总数已达到25枚，开始全球组网[1]。

中国的北斗卫星导航系统与美国全球定位系统（GPS ）、俄罗斯格洛纳斯系统（GLONASS ）和欧盟的伽利略定位系统（Galileo ）是现今主要的四大卫星导航定位系统。

定位性能是卫星导航定位系统的核心指标之一。

本文基于四系统接收机观测及观测的数据进行数据处理和分析，对于实验区域均匀分布的控制点进行外业观测及内业和外业的分析，得出本文结论。

概念（航天）：LEO，MEO，GTO，GEO，IGSO，SSO 这是⼀组关于航天器运⾏轨道的概念。

1、低地（球）轨道/近地（球）轨道（LEO：Low Earth Orbit） 轨道⾼度约为400-2000公⾥； 绝⼤多数对地观测卫星、测地卫星、空间站以及⼀些新的通信卫星系统都采⽤近地轨道。

2、中地球轨道（MEO：Middle Earth Orbit） 轨道⾼度为2000-36000公⾥之间； GPS、GLONASS都属于此类轨道。

3、地球同步转移轨道（GTO：Geostationary Transfer Orbit ）（椭圆轨道） 指近地点在1000公⾥以下、远地点为地球同步轨道⾼度（约36000公⾥）的椭圆轨道； 地球同步转移轨道为霍曼转移轨道的运⽤之⼀，为椭圆形轨道，经加速后可达地球静⽌轨道(GEO)。

近地点多在1000公⾥以下，远地点则为地球静⽌轨道⾼度36000公⾥。

在⽕箭性能⽅⾯，常以地球同步转移轨道酬载能⼒作为指标，该酬载能⼒较直接运送⾄地球静⽌轨道的数值为⼤。

4、地球同步轨道（或称对地静⽌轨道） 轨道⾼度约为36000 km； 运⾏在地球同步轨道上的⼈造卫星，星距离地球的⾼度约为36000 km，卫星的运⾏⽅向与地球⾃转⽅向相同、运⾏轨道为位于地球⾚道平⾯上圆形轨道、运⾏周期与地球⾃转⼀周的时间相等，即23时56分4秒，卫星在轨道上的绕⾏速度约为3.1公⾥/秒，其运⾏⾓速度等于地球⾃转的⾓速度。

在地球同步轨道上布设3颗通讯卫星，即可实现除两极外的全球通讯。

地球同步轨道分为3种： （1）地球静⽌轨道（GEO：Geostationary Orbit）（正圆轨道） 当同步轨道卫星轨道⾯的倾⾓为零度，即卫星在地球⾚道上空运⾏时，由于运⾏⽅向与地球⾃转⽅向相同，运⾏周期⼜与地球同步，因此，⼈们从地球上仰望卫星，仿佛悬挂在太空静⽌不动，所以，把零倾⾓的同步轨道称作静⽌轨道，在静⽌轨道上运⾏的卫星称作静⽌卫星。

V 〇1.50 No .4Apr .2021f !’此i f教学参考教法学法关于倾斜地球同步轨道M 运动的捅努付正光1吴长海2(1.合肥市庐阳高级中学安徽合肥230041;2.合肥工业大学附属中学安徽合肥 230009)文章编号：1002-218X (2021)04-0007-04中图分类号：G 632. 4文献标识码：B摘要：在科技飞速发展之下，我国航空航天领域捷报频传，航天知识渗透到了高中物理课堂和 高考中；针对目前教材对卫星及航天器运行轨道的定义和解释不多，而导致师生对相关认识不够 清晰、概念理解混乱的问题；结合高考和习题中的“同步卫星”和“倾斜同步卫星”问题，通过两种 不同坐标系来探究理想情况下地球同步轨道卫星运动的规律，以期对此类问题进行深入解析。

关键词：同步卫星；倾斜地球同步轨道卫星；地球同步轨道；地球静止轨道―、地球静止轨道卫星相对地面“经度不变'’引 发的思考题目（安徽省江南十校2021届高三联考）（单选）2020年6月23日9时43分，我国在西昌卫 星发射中心用“长征三号乙”运载火箭，成功发射第 55颗北斗导航卫星，至此，北斗全球定位系统组网 卫星部署圆满收官。

北斗系统星座由GE ()(地球 静止轨道）、ME ()(中圆地球轨道）、IGSO (倾斜地 球同步轨道）三种轨道卫星组成，其中G EO 卫星和IGSO 卫星轨道半径约为42 000 km，M EO 卫星轨道半径为28 000 km 。

关于北斗导航卫星，下列说 法中正确的是（）A . GEO 卫星在轨运行速度一定小于7. 9 km/sB . IGSO 卫星相对地面是运动的，对应纬度是不停变化的，但对应经度是不变的C . M EO 卫星的线速度和G E O 卫星的线速度大小之比约为7^:7^D . ME O 卫星的向心加速度和G E O 卫星的向 心加速度大小之比约为4:9参考答案 A评析本题是单选题，学生只要掌握了第一宇 宙速度的定义及其推导过程，就不难得出正确选项 为A ，其他选项的干扰并没有增加试题的难度。

北斗导航与5G技术应用的研究随着经济的发展，科学技术不断进步。

在全球5G发展的过程中，我国已经成为一支重要的力量，5G设备已经建成，并进行了测试。

5G时代的到来，代表着我们以前不敢想象的东西，已经成为可能，基于先进技术的高科技产品不再是一个梦想，中国拥有北斗导航系统和5G发展的主导力量。

本文研究了北斗导航和5G技术的应用。

标签：北斗卫星导航；5G；应用互联网的快速发展促进了许多先进技术的发展，如新能源、互联网和人工智能。

分享经济的出现改变了人们的生活方式。

十年前，很多人会觉得这些技术很奇怪，难以置信，甚至难以想象。

在短短几年内，社会发生了巨大的变化，新兴技术已成为人们日常生活的重要组成部分。

一、北斗卫星导航系统以显著提高性能和卫星定位导航系统,中国已完成第二代北斗卫星导航系统的建设，目前正在部署第三代北斗卫星导航系统(见图1)。

图1北斗卫星导航系统星座结构1.系统组成。

该系统由三个部分组成:空间部分、地面部分和用户部分。

区域系统卫星星座方案包括地球静止轨道卫星(GEO)、倾斜地球轨道卫星(IGSO)和中环轨道卫星(MEO)。

全球系统的空间部分由5颗地质卫星和30颗非静止轨道卫星组成。

静止轨道位于东经58.75°、80°、110.5°、140°和160°。

非静止轨道卫星组成的是27 MEO卫星和3个IGSO卫星。

MEO卫星轨道高度21500km位于三、轨道倾角55°;IGSO卫星的轨道高度36000km、55°倾角。

卫星均采用长征系列运载火箭发射。

地面部分包括主控制站、注入站和几个控制站。

主要控制站的主要任务是观测数据收集每个站、数据处理、信息生产差分卫星导航和信息的完整性、任务的规划和方案拟订、管理和控制系统等业务。

注入站的主要任务是在主控制站统一调度的框架内，控制和管理卫星导航信息、不同完整性信息的注入和有效载荷。

控制站接收指南卫星导航信号传送到主控制站，对卫星进行跟踪和监测，为确定卫星轨迹和时间同步提供观测数据。

北斗IGSO 轨道六根数
人造卫星轨道六要素（也称为轨道六根数）是用于表征卫星轨道形状、位置及运动等属性的参数，可用来确定任意时刻卫星的轨道和位置。

通常的轨道六根数指的是：半长轴a、离心率e、轨道倾角i、近心点辐角ω、升交点经度Ω和真近点角φ。

六根数中，前2项确定了轨道形状，第3、4、5项确定了轨道平面所处的位置，第6项确定了卫星在轨道中当前所处位置还常常用平近点角、过升交点时刻、过近地点时刻等参量表征，其效果是等价的。

半长轴a：这个根数决定了卫星轨道形成的椭圆长半轴的长度，及轨道的大小。

同时，这个根数也决定了发射卫星到这个轨道需要多少能量，因为根据活力公式，一个确定轨道的机械能是固定的。

偏心率e：跟椭圆的扁率是一个意思，代表轨道偏心的程度。

偏心率近似等于0的轨道一般称为近圆轨道，此时地球的质心几乎与轨道几何中心重合。

偏心大于0小于1，轨道就呈椭圆状，偏心率越大轨道越扁。

轨道倾角i：即轨道平面与赤道平面之间的夹角，用于描述轨道的倾斜程度，简单地说就是轨道平面相对于地球赤道平面是躺着的还是立着的或者是斜着的。

卫星轨道的倾角决定了卫星星下点所能覆盖的地理高度，并对发射场和运载火箭的运力形成硬性约束。

升交点赤经Ω：理解这个轨道根数需要在称为惯性系的三维空间中进行。

航天动力学中常常将J2000坐标系作为惯性系使用，J2000坐标系它的原点在地球质心，参考平面是J2000平赤道面，Z轴向北
指向平赤道面北极，X轴指向J2000平春分点，Y轴与X和Z轴组成直角右手系。

真近点角φ指天体从近地点起沿轨道运动时其向径扫过的角度，是某一时刻轨道近地点到卫星位置矢量R的夹角。

真近点决定了卫星在轨道中的具体位置。

《科技传播》150信息科技探索北斗卫星导航系统是我国自主研发的世界级的导航系统，是我国科技水平的重要体现。

北斗卫星系统日新月异地发展有目共睹，我国的航天科学家们整体科学布局、合理扩大观测范围，正从覆盖亚太地区向覆盖全球服务全球阶段迈进。

我们期望着中国人和亚洲人越来越多地应用北斗系统，给生活增加便利和安全，期望北斗卫星覆盖的范围越来 越广。

1 观测准备阶段1.1 筛选观测点人造卫星是由人类建造，以太空飞行载具如火箭、航天飞机等发射到太空中环绕地球在空间轨道上运行的无人航天器[1]。

中国北斗卫星导航系统（BDS）是中国自主研制的全球卫星导航系统[2]。

是继美国全球定位系统（GPS）、俄罗斯格洛纳斯卫星导航系统（GLONASS）、欧洲伽利略卫星导航系统（Galileo）之后第四个成熟的卫星导航系统。

该系统可提供区域导航、定位和授时能力，并具短报文通信能力。

进行卫星观测首先要选择一个良好的可长时间连续进行观测的地点。

专业观测者选择合适的观测地点需要满足许多的条件，比如：晴天率高、视宁度高、光污染少、大气质量高、海拔高、气温适宜等。

本文观测点为东经123.17°，北纬41.25°，海拔45.50m，由于雾霾天气较多，楼房林立，对卫星信号有遮挡，观测条件不够好。

在前期实验中，对比分析获得的数据后，摸索出了在城市楼群中筛选观测点的选择规律：有计算方法和直观测量法两种。

第一种，计算分析法。

测量拟观测点高度、楼间距、邻楼高度，来计算出拟观测点的观测角和遮蔽角，选择观测角>45度或者观测角>遮蔽角的地点作为观测点，如图1所示。

图1 观测角和遮蔽角比较示例图第二种，直观测量法。

自行研制简单易用的“观测角量角器”，它是用钢板尺、量角器和红线手工制作的。

使用时，一只手将钢板尺的长端紧贴在楼房外墙，让钢板尺的另一端保持水平，闭上一只眼睛，另一只手伸直红线，眼睛瞄准，红线将“观测角量角器”中心点与邻楼房脊最高点连成一线。

北斗卫星导航系统的应用与发展研究北斗卫星导航系统是中国自主研发的全球卫星导航定位系统，由一颗地球同步轨道卫星（GEO）和五颗倾斜地球同步轨道卫星（IGSO）组成，能够实现全球范围内的高精度定位、导航和时间服务。

北斗系统的应用与发展研究对于提升国家综合国力、促进经济社会发展具有重要意义。

首先，北斗卫星导航系统在交通运输领域有广泛的应用。

北斗系统提供的高精度定位与导航服务，可以大幅提升城市交通管理的效率。

比如，通过北斗系统的定位和导航功能，可以实现智能交通信号控制系统的精确调度，提高交通流量的运输能力，减少交通拥堵。

同时，在航空、轨道交通、航海等领域也可以应用北斗系统的精确定位和导航服务，提高交通安全水平。

其次，北斗卫星导航系统在农业领域的应用也具有广阔前景。

农业是国民经济的基础产业，而北斗系统的应用可以提供灾害预警、气象监测、精准农业等服务。

例如，北斗系统可以实时监测农作物的生长状况，提供农药施用的时间和剂量建议，提高农作物的产量和质量。

同时，北斗系统还可以提供土壤水分监测，为农民提供灌溉的精细调度。

这些应用的推广将有效地提高农业生产的效率和质量，推动农民收入的增加。

另外，北斗卫星导航系统在城市智能化建设方面也有重要的应用价值。

随着城市规模的不断扩大和城市化进程的加快，城市管理面临越来越多的挑战。

而北斗系统可以为城市管理者提供实时数据，帮助他们更好地掌握城市运行状态和公共服务需求。

例如，通过北斗系统的应用，可以实现垃圾桶的智能管理，提高垃圾收集和处理的效率；可以实现停车位的实时监控和引导，减少停车难的问题。

这些智能化应用将有助于提高城市管理的效率和质量，提升居民的生活品质。

最后，北斗卫星导航系统的发展研究还可以促进中国在卫星导航领域的国际合作和竞争力。

北斗系统的建设和运营是一项复杂的系统工程，涉及到卫星设计、导航算法、用户终端等多个领域的研究与开发。

通过与其他国家和地区的合作，可以互利共赢，共同推动卫星导航技术的发展。

中国空间科学技术A u g２５㊀２０２０㊀V o l ４０㊀N o ４㊀１０７Ｇ１１２C h i n e s eS p a c eS c i e n c ea n dT e c h n o l o g yI S S N １０００Ｇ７５８X ㊀C N １１Ｇ１８５９/V h t t p :ʊz g k jc a s t c n D O I :１０ １６７０８/jc n k i １０００Ｇ７５８X ２０２０ ００５１一种I G S O 卫星轨道维持时的偏航角调整策略崔振１,２,∗,季业１,２,刘伟杰１,王春元１,冯佳佳１１．北京控制工程研究所,北京１０００９４２．空间智能控制技术重点实验室,北京１０００９４摘㊀要:针对倾斜地球同步轨道(I G S O )卫星的轨道维持问题,提出了在轨卫星在各种不同工况及约束下的偏航角调整策略.其目的在于减小偏航角的调整范围以及缩短偏航角调整时间,减小轨道维持过程对卫星业务连续性的影响.分析了偏航角的运动规律,以及升交点赤经对偏航角的影响.在此基础上,根据轨道维持时升交点赤经的不同㊁太阳高度角范围㊁轨道控制的时间约束㊁交叉点位置约束等不同情况,分别给出了卫星轨道维持时偏航角的调整方法及推力器选择方案.对于交叉点位置在中国境内的卫星,可以使偏航角调整范围不超过４５ʎ.此方法可应用于在轨卫星轨道维持管理的实践中.关键词:倾斜地球同步轨道;轨道维持;偏航角控制;推力器选择;调整策略中图分类号:V ４４８ ２㊀㊀㊀㊀文献标识码:A收稿日期:２０１９Ｇ１２Ｇ１７;修回日期:２０２０Ｇ０２Ｇ１３;录用日期:２０２０Ｇ０２Ｇ２８;网络出版时间:２０２０Ｇ０３Ｇ０５㊀１０:５３基金项目:航天系统部预研项目基金(３０５０４０４０３０６)∗通信作者．T e l ．:(０１０)６８１１３９５３㊀E Ｇm a i l :５２７７９８１＠q q．c o m 引用格式:崔振,季业,刘伟杰,等．一种I G S O 卫星轨道维持时的偏航角调整策略[J ]．中国空间科学技术,２０２０,４０(４):１０７Ｇ１１２．C U I Z,J IY ,L I U W J ,e ta l ．A y a w a n g l ea d j u s t m e n ts t r a t e g y d u r i n g I G S O s a t e l l i t eo r b i t m a i n t a i n i n g [J ]．C h i n e s eS pa c eS c i e n c ea n d T e c h n o l o g y,２０２０,４０(４):１０７Ｇ１１２(i nC h i n e s e )．A y a wa n g l e a d j u s t m e n t s t r a t e g y d u r i n g I G S Os a t e l l i t e o r b i tm a i n t a i n i n gC U IZ h e n １,２,∗,J IY e １,２,L I U W e i j i e １,W A N GC h u n y u a n １,F E N GJ i a ji a １１．B e i j i n g I n s t i t u t e o fC o n t r o l E n g i n e e r i n g ,B e i j i n g １００１９４,C h i n a ２．S c i e n c e a n dT e c h n o l o g y o nS p a c e I n t e l l i g e n tC o n t r o l L a b o r a t o r y ,B e i j i n g １００１９４,C h i n a A b s t r a c t :A i m i n g a t t h e p r o b l e mo fm a i n t a i n i n g t h eo r b i t o f t h e i n c l i n e d g e o Ｇs yn c h r o n o u so r b i t (I G S O )s a t e l l i t e ,a y a w a n g l e a d j u s t m e n t s t r a t e g y u n d e rv a r i o u sw o r k i n g c o n d i t i o n sw a s p r o p o s e d ．T h e p u r p o s e w a st or e d u c et h e y a w a n g l e a d j u s t m e n t r a n g e a n d s h o r t e n t h e y a wa n g l e a d j u s t m e n t t i m e ,a n d t o r e d u c e t h e i m p a c t o f t h e o r b i tm a i n t e n a n c e p r o c e s s o n t h e c o n t i n u i t y o f s a t e l l i t e s e r v i c e s ．T h e l a wo f y a wa n g l em o t i o n a n d t h e e f f e c t o f t h e r i g h t a s c e n s i o n o f a s c e n d i n g n o d e o n t h e y a wa n g l ew e r e a n a l y z e d ．O n t h i s b a s i s ,t h e i n f l u e n c e so f t h e r i g h t a s c e n s i o no f a s c e n d i n g n o d e ,t h e r a n g eo f t h e s o l a r a l t i t u d e a n g l e ,t h e o r b i t c o n t r o l t i m e ,a n d t h e p o s i t i o n o f t h e i n t e r s e c t i o n o n t h e y a wa n g l e a d j u s t m e n t s t r a t e g y w e r e a n a l y z e d ．T h em e t h o do f a d j u s t i n g t h e y a wa n g l ea n dt h ec h o i c eo f t h r u s t e rw h e nt h es a t e l l i t eo r b i t i sb e i n g m a i n t a i n e d w e r e g i v e n ．F o r s a t e l l i t e sw h o s e i n t e r s e c t i o n s a r e l o c a t e d i nC h i n a ,t h e r a n g e o f y a wa n g l e a d ju s t m e n t d o e s n o t e x c e e d ４５ʎ．T h i sm e t h o d c a nb e a p p l i e d t o t h em a n a ge m e n t of s a t e l l i t e o r b i tm a i n t e n a n c e ．K e yw o r d s :i n c l i n e d g e o Ｇs y n c h r o n o u s o r b i t ;o r b i t a lm a i n t a n c e ;y a wa n g l e c o n t r o l ;t h r u s t e r s e l e c t i o n ;a d j u s t m e n t s t r a t e g y１０８㊀中国空间科学技术A u g ２５㊀２０２０㊀V o l ４０㊀N o ４㊀㊀倾斜地球同步轨道(i n c l i n e d g e oＧs y n c h r o n o u s o r b i t,I G S O)卫星为保持太阳对单自由度翼板的垂直入射和天线的对地指向,采取了动态偏航模式.卫星控制系统通过对偏航角的控制,使太阳矢量始终保持在卫星本体坐标系的X O Z平面内,同时调整太阳翼的转角,使卫星太阳翼的法线方向始终指向太阳矢量方向,以获得足够的太阳照射来获取能量,保证星上的供电需求[１Ｇ２].I G S O卫星的偏航角运动主要和太阳高度角以及太阳方位角两个因素有关,而卫星太阳高度角在每年的变化又和卫星的升交点赤经相关[３],因此,分布于不同轨道面的卫星因其升交点赤经的不同其偏航角的运动规律是不同的.在I G S O 卫星进行轨道维持时,通常需要对偏航角进行调整,使卫星的推力方向平行于轨道切线方向.对于某些I G S O卫星来讲,例如I G S O导航卫星,在进行轨道维持的过程中,因为偏航角的调整及轨道控制会影响卫星业务,通常设置为单星不可用,将此卫星从星座的业务中分离出去,轨道维持完成后再择机恢复卫星业务.I G S O卫星轨道维持时的偏航角调整通常有多种策略可以选择,即选择不同的成对推力器都能完成同样的轨道控制任务,但不同的偏航调整策略所需要的时间不同.中外学者对于I G S O卫星的偏航角控制及其对轨道的影响等问题开展了一系列研究.文献[４Ｇ６]研究了倾斜轨道卫星的偏航姿态模型.文献[７Ｇ８]研究了I G S O卫星偏航姿态对太阳光压模型的影响.文献[９Ｇ１４]分析了倾斜轨道卫星的偏航姿态对导航卫星定轨精度㊁轨道预报精度的影响.文献[１５Ｇ１６]分析了日本Q Z S S 卫星及其偏航角控制对卫星轨道以及钟差的影响.这些研究成果及关注点主要集中在I G S O 卫星的偏航角控制对卫星业务及卫星服务的影响分析上,对卫星轨道维持时的偏航角如何调整这一工程实际问题研究较少.随着中国北斗导航系统等倾斜轨道卫星在轨数目逐渐增多,在轨管理任务日益繁重,有必要研究卫星轨道维持时更有效的调整偏航角策略,以提高星座的在轨管理效率.本文对I G S O卫星影响偏航角的因素以及偏航角的运动规律进行了分析,在此基础上从工程实用性出发,提出了一种卫星在不同工况下的偏航角调整策略,使卫星在各种工况下偏航角的调整范围最小,从而减少轨道维持过程的时间,减小轨道维持过程对卫星业务的影响,为倾斜轨道卫星在轨管理提供技术支撑.１㊀I G S O卫星偏航角运动规律分析１ １㊀动态偏航控制模式首先定义卫星坐标系.卫星本体坐标系O b X b Y b Z b:原点O b位于卫星质心,X b轴㊁Y b轴和Z b轴分别是卫星３个转动惯量的主轴.轨道坐标系O o X o Y o Z o:原点O o位于卫星质心,Z o轴指向地心,Y o轴指向轨道平面负法线方向,X o轴与Z o轴㊁Y o轴构成右手直角坐标系.卫星姿态通常采用滚动角㊁俯仰角和偏航角３个参数来描述.I G S O卫星为了满足天线对地指向和太阳翼法向正对太阳这两个在轨条件,姿态控制目标是使滚动角㊁俯仰角为０ʎ,偏航角的控制目标是使太阳矢量始终保持在卫星本体的X b O b Z b平面内.这种偏航角控制方式通常称为动态偏航控制模式,偏航角Ψ的计算公式如下:Ψ＝a r c t a n２(t a nθs,s i nα)(１)式中:a r c t a n２为F O R T R A N语言库函数中的一种反正切函数;α为太阳方位角,为太阳矢量在轨道系X o O o Z o平面的投影与Z o轴的夹角,以从＋Z o轴向＋X o轴转动为正;θs为太阳高度角,为太阳矢量与轨道平面的夹角,以太阳矢量指向轨道系＋Y o面为正.图１给出太阳高度角θs为１８ʎ时,太阳方位角在一个轨道周期内０ʎ~图１㊀偏航角随太阳方位角的变化F i g １㊀V a r i a t i o no f y a wa n g l ew i t hs o l a r a z i m u t h崔振,等:一种I G S O 卫星轨道维持时的偏航角调整策略１０９㊀３６０ʎ之间变化时,偏航角Ψ的变化曲线.１ ２㊀升交点赤经对偏航角的影响I G S O 卫星太阳高度角以年为周期变化,太阳高度角在一年中的最大值就是卫星轨道面和黄道面的夹角,影响太阳高度角最大值的主要因素是卫星的轨道倾角和升交点赤经.目前中国的I G S O 卫星星座中,卫星的倾角一般为５５ʎ,分布在不同轨道面的卫星升交点赤经不同,则太阳高度角最大值的表达式为:c o s θs ＝c o s ２３ ５ʎc o s ５５ʎ＋s i n ２３ ５ʎs i n ５５ʎc o s Ω(２)式中:Ω为卫星的升交点赤经.图２给出了随着升交点赤经的不同一年内太阳高度角θs 绝对值的最大值的变化曲线.图２㊀不同Ω对应θs 绝对值的最大值变化F i g ２㊀T h em a x i m u mc h a n ge i na b s o l u t e v a l u e of θs co r r e s p o n d i n g t od i f f e r e n t Ω通过式(２)计算及对图２的分析,I G S O 卫星在不同升交点赤经时的太阳高度角θs 的最大值变化规律如下:１)当Ω＝０ʎ或３６０ʎ时,太阳高度角θs 绝对值的最大值最小,为３１ ５ʎ.２)当Ω＝１８０ʎ时,太阳高度角θs 绝对值的最大值最大,为７８ ５ʎ.３)当Ω在５６ʎ~３０４ʎ的范围内时,其太阳高度角θs 绝对值的最大值在４５ʎ~７８ ５ʎ之间.太阳高度角绝对值的最大值随卫星轨道升交点赤经不同而变化,这个变化影响了偏航角的年周期变化.图３给出了偏航角随着太阳高度角θs 和太阳方位角α不同的变化曲面.从图３可以看出,偏航角在一年的轨道周期中的曲面形貌差异是由卫星的太阳高度角最大值的差异造成的.图３㊀不同θs 和α对应的偏航角曲面F i g ３㊀Y a wa n g l e s u r f a c e s f o r d i f f e r e n t θs an d α由此可以得到卫星偏航角的运动规律如下:１)偏航角的变化是周期性的,由短周期变化和长周期变化叠加而成.长周期变化与太阳高度角的年周期变化有关,以年为周期,短周期变化与太阳方位角有关,以天为周期.２)对于同一轨道面的卫星,由于升交点赤经相同,因此太阳高度角的最大值相同,偏航角的年周期变化曲面的整体形貌相同,对于不同轨道面的卫星,由于升交点赤经的差异,偏航角的年周期变化曲面的整体形貌有差异.３)一年中卫星的太阳高度角在[－|θs |m a x ,|θs |m a x ]上变化,太阳高度角的最小值为０ʎ,当太阳高度角为正值时,偏航角在每个轨道周期的变化幅度为θs ~(１８０ʎ－θs );当太阳高度角为负值时,偏航角的每个轨道周期的变化幅度为θs ~(－１８０ʎ－θs ).太阳高度角越大,偏航角的变化幅度越小;太阳高度角越小,偏航角的变化幅度越大.４)对于Ω＝０ʎ或３６０ʎ的卫星,太阳高度角θs绝对值的最大值取得最小值,为３１ ５ʎ,偏航角在太阳高度角θs 取得最大值时运动幅度最小,偏航角的变化幅度为３１ ５ʎ~１４８ ５ʎ或－３１ ５ʎ~－１４８ ５ʎ.对于Ω＝１８０ʎ的卫星,太阳高度角θs 绝对值的最大值取得最大值,为７８ ５ʎ,偏航角在太阳高度角θs 取得最大值时运动幅度最小,偏航角的变化幅度为７８ ５ʎ~１０１ ５ʎ或－７８ ５ʎ~－１０１ ５ʎ.１１０㊀中国空间科学技术A u g２５㊀２０２０㊀V o l ４０㊀N o ４２㊀卫星轨道维持时的偏航角调整策略２ １㊀推力器的配置与布局某在轨I G S O 卫星的轨道维持所需推力由双组元推进系统的１０N 推力器提供,共安装１２个１０N 推力器,分成A ㊁B 两个分支.推力器的安装方位如图４所示[１７].图４㊀卫星推力器的配置与布局F i g ４㊀C o n f i g u r a t i o na n d l a yo u t o f s a t e l l i t e t h r u s t e r s 每个分支中推力器２和３是一对,分别产生－Z 和＋Z 方向控制力矩,两者成对同时工作可产生＋X 的轨控推力;推力器４和５分别产生＋Y 和－Y 力矩,成对工作可产生－X 推力;推力器６和７分别产生＋X 和－X 力矩,成对工作可产生＋Y 推力.在进行轨道维持时,可以选用某一分支的两个推力器进行轨道控制.２ ２㊀轨道维持时偏航角的调整方法把卫星轨道的X o O o Y o 平面分成如图５所示的６个区域,各区域的定义如下:区域１为圆心角A O B 对应区域,圆心角为９０ʎ,关于X o 轴对称.区域２为圆心角B O C 对应区域,圆心角为４５ʎ,与区域３关于Y o 轴对称.区域３为圆心角C O D 对应区域,圆心角为４５ʎ,与区域２关于Y o 轴对称.区域４为圆心角D O E 对应区域,圆心角为９０ʎ,关于X o 轴对称.区域５为圆心角E O F 对应区域,圆心角为４５ʎ,与区域６关于Y o 轴对称.区域６为圆心角F O A 对应区域,圆心角为４５ʎ,与区域５关于Y o 轴对称.表１给出了轨道维持时偏航角所处的范围与偏航角调整的目标值的关系,以及对应的推力器选择策略.为了获得轨道坐标系＋X o 或者－X o 方向的推力,对卫星进行加速或者减速进行轨道维持,按照表１进行偏航角调整时,所需调整的偏航角最小.表中的２A ３A ㊁４A ５A ㊁６A ７A 分别表示A 分支的３对推力器.图５㊀卫星偏航角区域划分F i g ５㊀S a t e l l i t e y a wa n gl e d i v i s i o n 表１㊀偏航角调整策略与推力器选择T a b l e １㊀Y a wa n g l e a d j u s t m e n t s t r a t e g y a n d t h r u s t e r s e l e c t i o n 区域偏航角范围/(ʎ)加速时推力器选择加速时偏航角调整幅度/(ʎ)加速时偏航角目标值/(ʎ)减速时推力器选择减速时偏航角调整幅度/(ʎ)减速时偏航角目标值/(ʎ)１[０,ʃ４５]２A ３A ＜４５０４A ５A ＜４５０２[－４５,－９０]６A ７A ＜４５－９０４A ５A ＞４５０３[－９０,－１３５]６A ７A ＜４５－９０２A ３A ＞４５－１８０４[ʃ１３５,ʃ１８０]４A ５A ＜４５－１８０２A ３A ＜４５－１８０５[９０,１３５]４A ５A ＞４５１８０６A ７A ＜４５９０６[４５,９０]２A ３A＞４５０６A ７A＜４５９０崔振,等:一种I G S O卫星轨道维持时的偏航角调整策略１１１㊀㊀㊀对于卫星轨道维持时的偏航角调整策略,有如下分析和建议:１)当轨道控制的时间固定时,根据当时偏航角所处的区间,按照表１进行偏航角调整,并选择相应的推力器进行轨控,可以保证偏航角的调整量最小.２)当轨道控制的时间可以选择时,应选择偏航角在区域１或者区域４的时间段进行轨道控制,无论是对卫星加速还是减速,偏航角的调整量均小于４５ʎ,可以避免偏航角的调整量大于４５ʎ的工况.３)对于升交点赤经Ω在０ʎ~５６ʎ或者３０４ʎ~３６０ʎ之间的卫星,因其一年中太阳高度角θs最大值不超过４５ʎ,轨道维持时应优选区域１或者区域４的时间段进行轨控.４)对于升交点赤经Ω在５６ʎ~３０４ʎ之间的卫星,因其一年中太阳高度角θs最大值超过４５ʎ,则在一年中太阳高度角θs超过４５ʎ的一段时期,卫星偏航角长期在区域２㊁区域３或者区域５㊁区域６运行,此时无法避免偏航角的调整范围可能超过４５ʎ的情况,偏航角调整量较大,可能导致测量偏航角的太阳敏感器不可用,只能使用陀螺等其他敏感器定姿.５)对于同一轨道面的卫星,如果相位调整的周期较长,轨道控制时间可以选择的余地较大,应尽量选择太阳高度角较小的时间段进行.此时在一个轨道周期中偏航角的运动幅度较大,可以在偏航角接近０ʎ附近时选择一对推力器进行加速或者减速,在偏航角运行到１８０ʎ附近时选择同样的推力器进行减速或者加速,轨道维持精度更高.６)对于中国I G S O卫星的交叉点[１８]位置保持,由于交叉点位置通常在东经９０ʎ~东经１２０ʎ的经度区间,轨道维持属于减速操作,应尽量避开区域２和区域３,以避免偏航角调整超过４５ʎ.３㊀设计实例及分析为验证偏航角调整策略的有效性,本节给出一个具体的I G S O卫星在轨管理中的实例.假设某I G S O导航卫星交叉点地理经度为东经１１８ʎ,升交点赤经Ω＝３０ʎ.由式(２)可知,太阳高度角θs绝对值的最大值为３６ʎ.因为在一年中太阳高度角θs最大值不超过４５ʎ,由前面的分析可知,轨道维持时应优选区域１或者区域４的时间段进行轨控.假设在卫星实际的太阳高度角θs为－２０ʎ附近时需要进行轨道维持,由于卫星的交叉点在东经１１８ʎ,轨道维持属于减速操作.在轨道维持时,按照表１中的设计,需要避开偏航角位于区域２和区域３的时间段.每天当偏航角位于区域１时,选用４A５A的一对推力器,或者当偏航角位于区域４时,选用２A３A的一对推力器完成轨道维持操作,偏航角的调整幅度小于４５ʎ.４㊀结束语本文从卫星在轨管理的工程实际出发,针对I G S O卫星轨道维持时的偏航角调整策略进行了研究,主要结论如下:１)分析了卫星升交点赤经对I G S O卫星偏航角运动规律的影响,在此基础上提出了一种卫星轨道维持时的偏航角调整策略,在轨道控制时可以使偏航角的调整幅度最小,从而缩短卫星轨道维持过程的时间.对于中国境内的I G S O卫星,提出了卫星在轨道维持时应优先选择的偏航角调整时机及调整方法,可以保证偏航角调整的幅度不超过４５ʎ.２)对于I G S O卫星星座,卫星在轨数量的增加,导致卫星轨道维持次数的增加.通过本方法快速确定相关的偏航角调整以及推力器选择方案,可以应用于卫星在轨管理的实践中,为卫星的轨道维持操作提供参考.参考文献(R e f e r e n c e s)[１]㊀李晓杰,孙伟杰,董恩强,等．北斗卫星姿态偏航控制模式预报[J]．测绘科学技术学报,２０１８,３５(１):６Ｇ１１．L IXJ,S U N W J,D O N G E Q,e t a l．F o r e c a s t i n g m e t h o do f a t t i t u d e c o n t r o lm o d e f o r b e i d o u s a t e l l i t e[J]．J o u r n a l o fG e o m a t i c sS c i e n c ea n dT e c h n o l o g y,２０１８,３５(１):６Ｇ１１(i nC h i n e s e)．[２]㊀李晓杰,刘晓萍,辛洁,等．北斗卫星的姿态偏航控制模式及特点分析[J]．测绘地理信息,２０１９,４４(５):６９Ｇ７２．L IXJ,L I U XP,X I NJ,e t a l．A t t i t u d e c o n t r o lm o d e s a n dc h a r a c t e r i s t i c a n a l y s i s f o rB e i D o us a t e l l i t e s[J]．J o u r n a l o fG e o m a t i c s,２０１９,４４(５):６９Ｇ７２(i nC h i n e s e)．１１２㊀中国空间科学技术A u g ２５㊀２０２０㊀V o l ４０㊀N o ４[３]㊀经姚翔,侯芬,佟金成．采用简单太阳翼指向控制的I G S O 星座设计[J]．中国空间科学技术,２０１５,３２(３):１０Ｇ１６．J I N G Y X,H O U F,T O N G J C．D e s i g n o n I G S Oc o n s t e l l a t i o nw i t h s i m p l e s o l a r a r r a yp o i n t i n g s t r a t e g y[J]．C h i n e s e S p a c e S c i e n c e a n dT e c h n o l o g y,２０１５,３２(３):１０Ｇ１６(i nC h i n e s e)．[４]㊀K O U B AJ．As i m p l i f i e d y a wＧa t t i t u d em o d e l f o re c l i p s i n gG P S s a t e l l i t e s[J]．G P SS o l u t i o n s,２００９,１３(１):１Ｇ１２．[５]㊀B A RＧS E V E R YE．An e w m o d e l f o rG P S y a wa t t i t u d e[J]．J o u r n a l o fG e o d e s y,１９９６,７０(１１):７１４Ｇ７２３．[６]㊀D I L S S N E RF,S P R I N G E R T,G I E N G E R G,e t a l．T h eG L O N A S SＧM s a t e l l i t e y a wＧa t t i t u d e m o d e l[J]．A d v a n c e si nS p a c eR e s e a r c h,２０１１,４７(１):１６０Ｇ１７１．[７]㊀毛悦,宋小勇,王维,等．北斗I G S O/M E O卫星姿态控制及光压差异分析[J]．测绘科学,２０１５,４０(８):１２９Ｇ１３４．MA O Y,S O N G X Y,WA N G W,e t a l．B e i d o u I G S Oa n dM E On a v i g a t i o ns a t e l l i t e s＇y a wＧs t e e r i n g a n do r b i tＧn o r m a la t t i t u d e c o n t r o l m o d e s a n d s o l a r r a d i a t i o n p r e s s u r ed i f fe r e n c e a n a l y s i s[J]．S c i e n c e of S u r v e y i ng a n dM a p p i n g,２０１５,４０(８):１２９Ｇ１３４(i nC h i n e s e)．[８]㊀毛悦,宋小勇,贾小林．北斗卫星E C OM光压模型参数选择策略分析[J]．测绘学报,２０１７,４６(１１):１８１２Ｇ１８２１．MA O Y,S O N GXY,J I AXL．A n a l y s i s a b o u t p a r a m e t e r s s e l e c t i o n s t r a t e g y o f E C OMs o l a r r a d i a t i o n p r e s s u r em o d e lf o rB e i D o u s a t e l l i t e s[J]．A c t aG e o d a e t i c a e t C a r t og r a phi c aS i n i c a,２０１７,４６(１１):１８１２Ｇ１８２１(i nC h i n e s e)．[９]㊀刘萧,赵鹤,赵龙．北斗首颗备份卫星性能初步分析[J]．中国空间科学技术,２０１７,３７(６):８２Ｇ８８．L I U X,Z HA O H,Z H A O L．P r e l i m i n a r y p e r f o r m a n c ea n a l y s i s o f t h e f i r s tb ac k u p s a t e l l i t eo fB e i D o un a v i g a t i o ns a t e l l i t e s y s t e m[J]．C h i n e s e S p a c e S c i e n c e a n dT e c h n o l o g y,２０１７,３７(６):８２Ｇ８８(i nC h i n e s e)．[１０]㊀毛悦,宋小勇,王维,等．I G S O姿态控制模式切换期间定轨策略研究[J]．武汉大学学报(信息科学版),２０１４,３９(１１):１３５２Ｇ１３５６．MA O Y,S O N G X Y,WA N G W,e ta l．I G S O s a t e l l i t eo r b i t d e t e r m i n i n g s t r a t e g y a n a l y s i sw i t h t h e y a wＧs t e e r i n ga n do rb i tＧn o r m a la t t i t u d ec o n t r o l m od es w i t c h i n g[J]．G e o m a t i c s a n d I n f o r m a t i o n S c i e n c e o f W u h a nU n i v e r s i t y,２０１４,３９(１１):１３５２Ｇ１３５６(i nC h i n e s e)．[１１]㊀毛悦,宋小勇,胡小工,等．北斗卫星轨道预报精度分析及改进[J]．测绘科学技术学报,２０１７,３４(２):１２４Ｇ１２９,１３４．MA O Y,S O N G X Y,HU X G,e ta l．O r b i t p r e d i c t i o na c c u r a c y a n a l y s i sa n di m p r o v e m e n t m e t h o df o rB e i D o us a t e l l i t e s[J]．J o u r n a l o f G e o m a t i c s S c i e n c e a n dT e c h n o l o g y,２０１７,３４(２):１２４Ｇ１２９,１３４(i nC h i n e s e)．[１２]㊀刘宇玺,贾小林,阮仁桂．北斗系统I G S O卫星新姿态控制模式下定轨精度分析[J]．大地测量与地球动力学,２０１７,３７(６):６１４Ｇ６１７．L I U Y X,J I A X L,R U A N R G．B e i d o uI G S Os a t e l l i t eo r b i t d e t e r m i n a t i o n p r e c i s i o n a n a l y s i s b a s e d o n n e wa t t i t u d e c o n t r o l m o d e[J]．J o u r n a l o f G e o d e s y a n dG e o d y n a m i c s,２０１７,３７(６):６１４Ｇ６１７(i nC h i n e s e)．[１３]㊀计国锋,杨志强,贾小林,等．姿态和光压模型对北斗导航卫星精密定轨的影响分析[J]．大地测量与地球动力学,２０１８,３８(４):３７４Ｇ３８０．J IGF,Y A N GZQ,J I AXL,e t a l．As t u d y o n t h e i m p a c t o fy a wＧa t t i t u d e a n d s o l a r r a d i a t i o n m o d e l o n p r e c i s e o r b i td e t e r m i n a t i o n f o rB e i D o un a v i g a t i o ns a t e l l i t e s[J]．J o u r n a lo fG e o d e s y a n dG e o d y n a m i c s,２０１８,３８(４):３７４Ｇ３８０(i nC h i n e s e)．[１４]㊀王晨,郭靖,赵齐乐．偏航姿态对G P S和G L O N A S S精密轨道和钟差的影响[J]．武汉大学学报(信息科学版),２０１７,４２(５):６２４Ｇ６２９．WA N GC,G U OJ,Z HA O Q L．I m p a c to f y a wa t t i t u d eo n G P S/G L O N A S S o r b i t a n d c l o c k s o l u t i o n s[J]．G e o m a t i c s a n d I n f o r m a t i o n S c i e n c e o f W u h a nU n i v e r s i t y,２０１７,４２(５):６２４Ｇ６２９(i nC h i n e s e)．[１５]㊀周佩元,杜兰,方善传,等．姿态模式切换期间Q Z S S卫星轨道及其钟差产品特性分析[J]．测绘学报,２０１６,４５(３):２７４Ｇ２８１．Z HO U P Y,D U L,F A N G S C,e t a l．A n a l y s i s o fc h a r a c t e r i s t i c so f Q Z S Ss a t e l l i t eo r b i ta n dc l o c k p r od u c t sd u r i n g y a wa t t i t u d em o de l s w i t c h i n g[J]．A c t aG e o d a e t i c a e tC a r t o g r a p h i c a S i n i c a,２０１６,４５(３):２７４Ｇ２８１(i nC h i n e s e)．[１６]㊀孙宏伟,李玉莉,袁海波．日本准天顶卫星系统概要[J]．武汉大学学报(信息科学版),２０１０,３５(８):１００４Ｇ１００７．S U N H W,L IY L,Y U A N H B．O u t l i n eo f t h e q u a s iＧz e n i t hs a t e l l i t e s y s t e m o fJ a p a n[J]．G e o m a t i c s a n dI n f o r m a t i o nS c i e n c eo fW u h a n U n i v e r s i t y,２０１０,３５(８):１００４Ｇ１００７(i nC h i n e s e)．[１７]㊀尹泉,高益军．静止轨道卫星东西位置保持控制参数的优化方法[J]．空间控制技术与应用,２０１４,４０(５):４８Ｇ５１．Y I N Q,G A O Y J．O p t i m i z a t i o n m e t h o d o fe a s tＧw e s ts t a t i o n k e e p i n g c o n t r o l p a r a m e t e r s f o r g e o s t a t i o n a r ys a t e l l i t e s[J]．A e r o s p a c eC o n t r o l a n dA p p l i c a t i o n,２０１４,４０(５):４８Ｇ５１(i nC h i n e s e)．[１８]㊀朱民才,胡松杰．倾斜同步轨道卫星交叉点位置演化及保持[J]．中国空间科学技术,２００９,２９(１):４０Ｇ４４,５１．Z HU M C,HU SJ．L o c a t i o ne v o l u t i o na n dk e e p i n g o fI G S O c r o s s n o d e[J]．C h i n e s e S p a c e S c i e n c e a n dT e c h n o l o g y,２００９,２９(１):４０Ｇ４４,５１(i nC h i n e s e)．作者简介:崔振(１９７７－),男,高级工程师,研究方向为导航㊁制导与控制,５２７７９８１＠q q．c o m.(编辑:高珍)。