一种发射观测卫星到冻结轨道的偏心率控制方法
基本信息
| 申请号 | CN201610339746.4 | 申请日 | - |
| 公开（公告）号 | CN106021726A | 公开（公告）日 | 2016-10-12 |
| 申请公布号 | CN106021726A | 申请公布日 | 2016-10-12 |
| 分类号 | G06F17/50(2006.01)I | 分类 | 计算；推算；计数; |
| 发明人 | 徐明;王召辉;林名培;贾向华;马越辰;付小宇 | 申请（专利权）人 | 宁夏驭星属陈航天科技有限公司 |
| 代理机构 | 中国航天科技专利中心 | 代理人 | 陈鹏 |
| 地址 | 755000 宁夏回族自治区中卫市工业园区凤云路南侧卫星测控地面站天线组阵项目办公楼、测控中心101 | ||
| 法律状态 | - | ||
摘要
| 摘要 | 一种发射观测卫星到冻结轨道的偏心率控制方法，针对观测卫星的发动机配置特性，首先设计了卫星的初始入轨轨道，以避免180°的姿态机动和减速机动，提高了卫星发射过程中的安全系数，减少了发射过程中的燃料消耗。卫星发射进入初始入轨轨道后，为保证后续的轨道机动中不出现减速机动，又给出了初始入轨轨道到冻结轨道偏心控制律和半长轴控制之间的约束条件；同时为了降低轨道机动的时间，给偏心率控制还额外施加了新的约束条件。最后根据半长轴控制律和同时满足两个约束条件的偏心率控制律设计了从初始入轨轨道到冻结轨道的轨道机动控制策略，降低了轨道转移的控制时间，减小了控制时间过长导致的轨道降交点漂移的问题，提高了发射效率。 |
