多星共轨GEO分布式星簇轨道设计方法Word格式文档下载.docx
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绪论
空间信息网络是以空间平台为载体，实时获取、传输和处理空间信息的网络系统。
随着空间信息网络的相关理论和技术研究取得了长足的发展，由于其独特的空间位置优势，与地面网络相比，空间信息网络在对地观测、应急通信、航天测控、航空运输和国家战略利益拓展等方面都有着不可替代的作用，已逐渐成
为国家战略利益的高边疆。
如何最大效率地发挥它们的作用，支持人类社会可持续发展，是一个尚待解决的新命题。
中国自然科学基金空间信息网络重大研究计划和“十三五”规划中的天地一体化信息网络等。
从空间信息网络基础设施、全球建站受限等不同角度，中国空间信息网络已经基本形成“骨干网＋接入网”的体系架构共识。
其中骨干网由实现全球保障的高轨卫星组成，接入网则包含了各类低轨卫星及各类空基平台。
针对骨干节点轨位资源匮乏，卫星平台承载能力弱等问题，本课题提出了多星共轨GEO分布式星簇的解决方法，此概念是指由空间密集分布的多颗小卫星共同组成的地球静止轨道卫星系统，其本质上就是设计伴随卫星相对于主星的运动轨迹以保证主星与伴随卫星的轨道半长轴和轨道周期相同;
同时轨道的偏心率和倾角应略有差别，以保证其形成一个闭环稳定的星簇系统。
此系统利用共轨控制，整合空间邻近且独立分布的GEO星簇卫星资源，在同步轨道上将多颗小卫星整合等效为一颗静止轨道大卫星，实现服务能力的增强，在军用与民用范围都具有重要的现实意义。
本论文开展在分析多星共轨卫星星群的应用需求基础上，通过基于多星共轨GEO卫星簇空间信息网络体系架构，并对其中的轨道参数和构型优化进行梳理，为后续有关技术发展提供理论依据。
第一章研究的目的和意义
位于地球赤道上空35786公里的圆轨道上的卫星具有相对地球为“静止”的
特点，可以有效地利用它为通讯、数据传输、电视广播、气象、海洋探测、导航
等各种业务和科研领域服务。
近几十年来，静止卫星已发挥出崭新的应用价值并
创造了巨大的经济效益，同时对它的需求量也越来越大。
然而，地球静止轨道却是一种有限的“自然资源”。
由于各种摄动因素的影
响，每颗卫星都在经度方向上分配有一定的漂移范围，以一定的周期进行位置保持。
按这样的分配方法，静止轨道所能容纳的卫星的数目是非常有限的，为了解决大量需求和有限资源之间的矛盾，近年来对在同一个名义定点位置上共位保持由多颗卫星组成的卫星群的研究越来越受到重视。
欧洲在这方面的研究一直处于领先地位，并且已经有了在东经19°
上空共位保持四颗卫星的工程经验
共位的静止卫星群是指名义定点经度相同，通过采取一定的隔离策略。
在避免互相碰撞的条件下，位置保持在同一个漂移范围之内的一组卫星。
每颗卫星的轨道都有小的偏心率和轨道倾角，利用偏心率矢量之差引起的平面内径向和切向（经度方向）的相对运动，以及倾角矢量之差引起的轨道法向的相对运
动来实现隔离策略。
实践证明，多星共位系统确实具有很好的应用价值并具有很多优点，促使人
们去积极探索和发展这项技术，但是，必须很好地解决轨道上多颗卫星的领率隔
离、空间隔离，即必须保证共位系统不受无线电干扰（防干扰）、空间不碰撞、
不遮挡，这是多星共位技术研究的核心问题，
对于我国而言，采用多星共位技术增加地球静止轨道的容量，更是十分必要。
我国所在地理位置上空的地球静止轨道的弧段己十分拥挤，空闲位资己经很少，
总有一天会趋于饱和，在地球静止轨道上，与其他国家的协调问题也日益增多，
轨道协调已成为发射卫星前不可缺少的日常工作。
同时，我国的通信卫星事业还
要不断发展，这就不可避免的要把几个卫星放在一个轨道位置上。
因此，我国不
但要开展多星共位技术研究，还应根据发展规划、按照用户的潜在需要，提供一
个现实的可持续发展战略，提前拿出一个合理的近期和长远技术需求规划，甚至
提出若干可行方案供用户选择使用。
第二章多星共轨技术的研究现状
2.1多星共轨技术的现状现状
GEO卫星在军用及民用取得了巨大的成功，比如民用GEO系统如SkyLAN,系统实际上就是一个由多颗GEO卫星组成的空间网络。
它以标准化的星间通信接口为基础，将通常由单颗通信卫星实现的功能分布到多颗不同的、更小的、处于同一轨道的卫星上，通过ISL交换信息，执行综合、集成功能的卫星星簇。
它将一个大卫星的功能分离或分布到由多颗小卫星组成的星簇中；
具有卫星数量少，全球覆盖，切换少和卫星控制简单等优点。
这种星簇卫星系统很好地解决了GEO卫星的普遍劣势：
静止轨道的唯一性造成了其轨道资源异常紧张；
无法很好地覆盖较高纬度尤其是两极地区、轨道将达到饱和卫星间的协作问题。
美国F6计划和即分布式星群网络天基群组（星簇）计划：
通过ISL来实现互连的SKYLAN系统将一个大卫星的功能分散至各小卫星上从而得以执行综合任务，采用多星共轨组合、超高速空间组网、分布式协同处理等机制，构建具有多种功能和用途的一体化综合信息网络，可实现空间网络一体化的信息传输、管理与共享，具备自适应、自组织、柔性可重构及抗毁能力。
星群节点由各类不同功能的卫星组成，可作为天基骨干网节点与其它平台进行数据交互，实现信息的中继与高速回传。
在部分卫星故障时，通过在轨快速自愈和与新入轨卫星快速重构的办法，使得信息处理和网络功能得以快速恢复。
天基群组计划：
美国2007年公布的天基群组计划重点用于提升同步轨道卫星的及时响应能力。
天基群组中的每个卫具有自己特定的任务，各卫星的功能不同，大型单个卫星的功能在多个卫星中进行分解，在天基群组内部具有专门提供服务的卫星以及完成某种特定任务的卫星。
主要包括路由卫星、服务卫星和任务卫星3部分。
其中路由卫星为群组提供天地链路等核心服务，在轨服务卫星为任务卫星和系统重构提供支持保障，路由卫星和服务卫星共同组成天基群组的基础设施，保障任务卫星执行指定任务。
地球静止轨道（GEO）大部分的通信中继卫星系统和许多气象卫星都采用此种轨道配置。
在这种系统结构中,卫星位于轨道高度35787km、偏心率为零、倾角接近零度的轨道上。
这种轨道能提供较高的覆盖率,同时其轨道周期与地球自转的周期相等,卫星与地球处于相对静止状态,这种结构几乎不需要天线的定向控制,因此地球站的成本通常较低,且监视和控制也更容易。
但是这种轨道的卫星发射成本较高,要求轨道位置保持,且不能覆盖极区。
将单颗GEO卫星发展为多星共轨的GEO星簇不仅可以解决轨道拥挤阻塞的问题，也提高了卫星簇的抗毁性和稳定性，因而发展本课题所探讨的多星共轨的GEO分布星簇成为了解决未来GEO卫星问题的一个重要重要方式，具有重要的研究价值。
2.2多星共轨技术的发展趋势
现代信息技术高度发展，促进了对GEO卫星的需求，这便要求我们研究出集靠性强、覆盖性广并可解决轨道拥挤问题的卫星系统。
在国内研究中，单个GEO卫星、编队卫星、星簇卫星的研究都为独立发展，难以满足以上对于GEO卫星的新需求。
而未来军事及民用领域都需要可靠性强、信号强度更大、最大利用有效资源、星簇之间可以互通互联的卫星。
第三章静止轨道多星共轨轨道设计要求与指标
3.1设计要求
静止轨道多星共位轨道设计要求可以分为两类，一类是外在的，另一类是内
在的。
外在的需求是指来自于共位卫星系统特定任务的需求，如通信、导肮、中
继、侦察、气象等不同种类的卫星对共位的需求与约束可能有不同的考虑，外在
的需求需要针对具体任务进行具体分析。
内在关系产生的需求是指为了维持共位
卫星群在给定空lbJ范围内安全、有序运行而产生的需求。
下面主要对内在要求进行分析。
3.1.1系统总体要求
要在静止轨道上定点保持共位卫星群，不仅要求卫星群在长期运行过程中不
越出给定的轨道窗口（土0，10E/W），而且必须保证它们彼此保持一定的相对距
离而避免发生碰掩，同时必须避免各颗卫星之间的相互遮挡以保证正常的通信、
测控。
土0，10E/W的轨道窗口也就是轨道弧段上的土70km，这一距离乍看起来似
乎足够容纳多颗卫星并使其在运行过程中不发生碰撞、遮挡或干扰，但是，由于
地球静止轨道卫星都设计得非常相似，所以它们会占用相同的优化轨道而可能发
生碰撞、遮挡或千扰，因此，必须采取一定的隔离策略才能实现卫星的共位运行，
防止卫星发生碰撞或遮挡。
3.1.2星间关系的要求
为了减少地面测控站的工作量，提高相对位叉测量和相对定轨的精度，应该
发展呈上自主的相互测量和自动控制。
3.1.3界定条件
设共位卫星群卫星个数为N，则两两卫星之间防碰撞的条件为:
或
3.2技术指标
3.2.1相对距离约束
卫星在运行的过程中，由于摄动因紊和测量误差的存在，其轨道参数都会有
一定的漂移而不能维持在埋想的状态，严重会破坏星间构形，甚至发生碰撞。
因
此，两星之间必须保持着一定的安全距离，当侧量到星间距离小于最小相对距离
时，要通过机动措施来使卫星之间保持安全距离。
3.2.1相对方位约束
首先，所有卫星运行的经纬度两轴的窗口为±
0，1°
。
其次，为避免碰撞或遮挡，星间应维持一定的相对方位约束，即满足方程
相对方位约束可通过轨道机动策略来满足。
应尽量避免卫星的相对运动轨迹在yz平面上的投影为一条直线，因为这对于地面测控和通信以及执行对地观测使命来说都是最坏的。
3.2.3与位置保持有关的约束
所有共位卫星都应采取共同的位置保持策略.这样做既提高了测控的整体简单性、可管理性和安全性，又能避免在星与星之间发生千扰的可能性;
当然，这一约束条件是根据单颗卫星设计所允许的条件提出的。
例如，这一约束条件可能取决于推进系统的类型，液体双组元推力器和离子推力器就不能采用同一种位
置保持策略。
在所允许的轨道窗口这一约束条件下.位置保持机动的频度应尽可能小，
同时还应与正常工作周期相协调。
通常采用的策略是，将南北位置保持周期定为
14天，7天执行一次东西位置保持，利用太阳同步近地点控制策略（例如:
在每半个位衡保持周期中，当软道近地点方向与太阳矢量在轨道平面上的投影方向相
同时）控制轨道半长轴和偏心率。
推进剂的消耗率应尽量小。
尽量避免对多颗卫星（例如三颗以上）同时进行机动，以免使卫星控制中
心（scc）的测控工作量经常处于峰值状态.
星座增加或撤换卫星的侧控过程应安全易行，且对其他卫星控制轨道所造成的干扰最小。
3.2.4防碰撞设计指标分析
为防止卫星发生碰撞，最小星间距ET一般取6km（3v值），星间最小经纬度
差值。
今分别为0.016°
以及0.006°
对于不同的隔离策略，偏心率差以及倾
角差的取值范围可根据具体的隔离策略由卫星相对运动方程转换得到。
（5）防遮挡设计指标分析
当皆为零时，即卫星仅在径向有间隔，共位卫星群卫星之间发生
遮挡.必须通过一定的相对方位约束来避免发生遮挡。
第四章本文的主要内容
为可靠地实现多星共位运行，本文对共位轨道进行了分析和设计，并研究了
轨道保持策略。
本文的主要工作包括:
4.1多星共位轨道方案设计
在对静止轨道卫星运动进行简单分析的基础上，研究共位卫星的五种基本隔
离策略，即:
完全的经度隔离、在漂移周期内的经度隔离、利用偏心率引起的经
度振荡进行隔离、在平面内利用偏心率矢虽之差来进行隔离、倾角和偏心率的协
调隔离策略等.基于以上隔离策略，设计两星、三星、多星的共位方案，并给出
能够保障初始共位构形的发射和定点方案，可以实现多星的共位运行.
4.2多星共位卫星群的轨进摄动分析
建立了精确的轨道摄动方程，分析了静止轨道的轨道摄动以及对共位卫星的
影响，并探讨了如何保证共位卫星fill的相互隔离，避免卫星相撞等危险情形发生.
4.3多星共位卫星群的轨道保持策略研究
把共位卫星群的绝对位置保持问E简化为单颗星的位置保持，并给出了南北
位置保持和东西位置保持策略，在此基础上，对共位卫星群的相对位置保持策略
进行了优化，并探讨了相对位叉测量的方案。
第五章多星共位轨道方案设计
为实现静止轨道卫星群的共位可靠运行，必须对卫星间的相对运动进行分
析，并进而设计出可行的相对轨道构形方案.由于共位的各颖卫星荃本上位于同
一定点位置，它们所受到的地球椭状、日月引力和太阳光压的摄动规律几乎完全
相同，对相对运动的影响可以忽略。
因此，在本章的分析和设计中.假设共位卫
星在绝对位置保持的同时可以维持相对运动规律不变。
第六章实验方案
6.1研究六个轨道参数对卫星轨道的影响
卫星在地球的引力场内运动，不管卫星轨道是圆形还是椭圆形，其轨道平面都要通过地球中心，而其半长轴、形状和在空中的方位则可以是多种多样的。
椭圆轨道的长轴和短轴决定了它的大小和形状，但椭圆轨道在空间的方位却需要三个角度来确定。
分析卫星网络节点的位置和相互运动关系，首先需要确定单颗卫星的轨道参数。
采用地心赤道坐标系：
坐标圆点取在地心；
坐标轴x在赤道面内，指向春分点；
z轴垂直于赤道面，与地球自转角速度方向一致；
y轴与x轴、z轴垂直，构成右手系，见下图2。
升节点是卫星从地球的南半球向北半球飞行的时候经过地球赤道平面时的点。
春分点则是太阳从地球的南半球向北半球运动时（实际上太阳不动，地球在运动）经过地球平面的点。
通常来说，确定一颗卫星的位置，需要以下六个具体的参数：
轨道平面倾角i，轨道平面与赤道平面的夹角；
轨道的半长轴a；
轨道的偏心率e，对于椭圆轨道，是两个焦点之间的距离与椭圆轨道长轴之比，其数值0<
e<
1；
升节点位置Ω，从春分点到地心的连线和从升节点与地心连线之间的夹角；
近地点幅角ω，从升节点到地心的连线与卫星近地点与地心连线的夹角，从升节点顺轨道运行方向度量，0°
≤ω≤90°
；
卫星初始时刻的位置ω+v，是卫星在初始时刻与地心的连线与升节点与地心连线之间的张角。
在六个轨道要素中，轨道倾角和升节点位置决定了轨道平面在惯性空间的位置；
近地点幅角决定了轨道在轨道平面内的指向；
轨道半长轴和轨道偏心率决定了轨道的大小和形状。
如果采用圆轨道，则只需要四个轨道参数，即轨道高度、轨道倾角、升节点位置和某一特定时刻卫星在轨道平面内距升节点的角距。
卫星轨道平面虽然相对于地心惯性坐标系是不变的，但是卫星轨道平面相对于随地球一起转动的坐标系将每天自东向西旋转一周。
在地心直角坐标系中，其ox轴在赤道平面内，指向格林尼治子午圈，oz轴垂直于赤道平面、与地球自转角速度矢量一致，oy轴与ox轴和oz轴垂直，满足右手定则。
6.2星簇构型及其各样式的特点及实例分析
一种卫星编队构型设计方法可知，其将星簇构型模拟为以下三种为了直观地描述卫星编队的任务要求.
绕飞椭圆的半短轴:
p=aeA，该参数决定了绕飞椭圆的大小。
垂直方向的振幅:
s=aeB，该参数决定了绕飞轨迹在z方向运动的振幅。
初始相位差:
α=θ－ωc－η，该参数和p、s一起决定了绕飞轨迹平面在惯性系下的空间指向。
④绕飞椭圆的初始相位:
ψ=Mc+θ，该参数决定了初始时刻环绕卫星在绕飞椭圆上的位置。
⑤绕飞椭圆中心沿航迹距离:
l=2aeA（Δλ+ΔΩcos（ic）），该参数决定了环绕卫星绕飞椭圆中心与参考星在沿航迹方向上的位置关系
直线型编队：
由相对运动方程可知，卫星直线编队飞行时，前后卫星保持在同一轨道上，只有近地点时刻不同，为了方便描述，在直线跟飞编队时，用平近点角度M来代替近地点时刻描述卫星轨道参数。
设置仿真参数如下，参考卫星半长轴:
a=32768km，位于地球近圆轨道上，轨道偏心率ec=7．2e－2，轨道倾角i=3°
，ωc=45°
，fc=0，Ωc=0，Mc=0。
假设有5颗卫星进行编队飞行，此时，每颗卫星的其余参数和参考星一致，平近点角度差设置为ΔM=0．005。
坐标原点表示参考卫星的距离，灰色线条表示跟飞卫星的相对轨迹。
从上面图中可以看书，改变平近点角度差，可以控制跟飞距离。
以仿真中每颗卫星之间的距离大约为20km。
空间圆构型编队设计实例
假设空间圆构型编队设计要得到的空间圆半径为r=d=100km，则一组典型的空间圆参数取值为:
p=50km，s=25
km，α=0，取6颗卫星进行编队，相位差步长取为:
ψ=45°
参考卫星的参数为:
a=32768km，ec=7．2e－2，i=3°
，fc=0，Ωc=0，tcp=0。
由上述参数求得的跟飞卫星轨道参数如表1所示，表1中同时给出了参考卫星的轨道参数，以作对比。
坐标中心点都为参考卫星位置，坐标系为参考卫星的轨道坐标系。
灰色曲线表示绕飞轨迹，其余不同颜色的点表示绕飞卫星1～6在第500个仿真时刻的瞬时位置。
可以看出，绕飞卫星和参考卫星的距离保持在100km（即绕飞半径）左右。
并且成周期变化。
误差为±
0．3km，远远小于空间圆半径要求。
此时可以认为这些卫星构成空间圆编队绕飞。
同样，取构型空间圆半径为r=d=100km，一组典型的参数设置如下:
p=50km，s=100k
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