王傳魁，解永鋒，鄭莉莉，王明哲，杜大程

?

GEO衛(wèi)星快速直接定點發(fā)射軌道策略研究

王傳魁，解永鋒，鄭莉莉，王明哲，杜大程

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

通過對地球靜止軌道衛(wèi)星發(fā)射方案進行研究，提出了基于運載火箭上面級定點發(fā)射GEO衛(wèi)星方案，大幅縮短了GEO衛(wèi)星定點發(fā)射任務周期。通過數(shù)值仿真驗證方案可行性，并通過仿真計算，給出不同定點經(jīng)度位置的發(fā)射彈道飛行周期，供工程設計參考。

靜止軌道；定點；發(fā)射軌道

0 引 言

地球靜止軌道（Geostationary Orbit，GEO）因其相對地球保持相對靜止的軌道特殊性，成為世界上通信傳輸、電視廣播、氣象預報和導航定位等主要使用的軌道形式[1]。GEO衛(wèi)星的發(fā)射過程一般較為復雜，不僅要經(jīng)過運載火箭的發(fā)射飛行階段，而且要靠衛(wèi)星自身攜帶的變軌發(fā)動機和燃料在遠地點機動變軌實現(xiàn)軌道的圓化和軌道面的調(diào)整，因任務要求工作位置的不同，下一步還需要進行衛(wèi)星的定點操作，將衛(wèi)星送到指定經(jīng)度的赤道上空，從起飛發(fā)射至衛(wèi)星進入工作軌道，整個過程往往需要約6～7天?；鸺厦婕壍陌l(fā)展研制了靜止軌道的發(fā)射技術難度[2]，但目前大多數(shù)上面級還是將衛(wèi)星送入靜止軌道高度或者稍高軌道，衛(wèi)星分離后還需要長時間的軌道漂移來實現(xiàn)地球靜止軌道的定點或者星座組網(wǎng)的定點調(diào)相，定點結束后衛(wèi)星開始工作。本文針對采用火箭上面級快速直接定點發(fā)射軌道方案進行研究。

1 國內(nèi)外靜止軌道發(fā)射方案

1.1 國外靜止軌道發(fā)射方案

國外靜止軌道衛(wèi)星發(fā)射大都采用間接入軌的方案，先由運載火箭將衛(wèi)星送入遠地點高度在靜止軌道附近的地球同步轉移軌道（Geosynchronous Transfer Orbit，GTO）或者遠地點高于靜止軌道的超同步轉移軌道（Super Synchronous Transfer Orbit，SSTO），衛(wèi)星在高度約200 km的近地點分離后，慣性爬升至遠地點，并通過數(shù)次遠地點點火機動，最終完成定點進入靜止軌道開始工作，這一發(fā)射過程周期長、操作復雜，且需要大量的地面測控支持來實現(xiàn)。

以典型的美國獵鷹九號火箭發(fā)射靜止軌道衛(wèi)星為例，火箭飛行經(jīng)過約0.5 h后，將衛(wèi)星送入近地點高度約200 km、遠地點高度80 000~90 000 km之間、軌道傾角約22.5°的SSTO，衛(wèi)星數(shù)次在遠地點變軌圓化軌道并壓低軌道傾角，最后在近地點將軌道高度降低從而定點進入靜止軌道開始工作。據(jù)相關文獻報道，法爾肯九號火箭的理想目標也是直接入軌發(fā)射地球靜止軌道任務。

俄羅斯采用質(zhì)子號運載火箭和微風上面級組合成四級狀態(tài)來完成靜止軌道發(fā)射任務，但四級火箭僅將衛(wèi)星送入GTO，衛(wèi)星靠自身所攜帶的發(fā)動機和燃料完成最后的軌道機動進入GEO工作軌道[3]。

歐洲阿里安運載火箭在地球靜止軌道通信衛(wèi)星發(fā)射時，火箭把衛(wèi)星送入近地點高度200 km、遠地點高度36 000 km的GTO。衛(wèi)星經(jīng)過多次軌道機動，逐步完成定點。衛(wèi)星定點由一系列比較精確的操作來完成，一般需要約20天。在衛(wèi)星通過遠地點時，啟動星上的固體脈沖遠地點發(fā)動機進行變軌。發(fā)動機提供速度增量使橢圓的GTO變換成近于圓形的準同步軌道。衛(wèi)星再慢慢漂向其預定的定點位置，通過衛(wèi)星逐步細微的軌道校正機動直到衛(wèi)星最后定點。

日本采用H-2A系列火箭進行GEO衛(wèi)星的發(fā)射任務，火箭工作約30 min與衛(wèi)星分離，衛(wèi)星進入近地點高度約480 km、遠地點位于赤道上空36 000 km的GTO，衛(wèi)星依靠自身變軌完成靜止軌道的定點操作。為了提高競爭力，日本進行改進升級，在靜止軌道任務發(fā)射時，將GTO的軌道近地點提高到2700 km，但未能實現(xiàn)GEO直接入軌。

印度采用GSLV火箭完成GEO衛(wèi)星發(fā)射任務，將衛(wèi)星送入近地點高度175 km、遠地點高度35 945 km、軌道傾角19.3°的GTO，衛(wèi)星靠自身變軌定點進入GEO軌道。

衛(wèi)星由GTO軌道變?yōu)镚EO軌道，需要耗費大量的燃料，為提高衛(wèi)星總體效率，各航天大國都開展了高比沖性能的電推進衛(wèi)星等航天器的研究。隨著電推進技術的發(fā)展，采用電推進發(fā)動機的衛(wèi)星越來越多。美國的WGS-8即是一顆電推進衛(wèi)星，該衛(wèi)星采用聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟公司（United Launch Alliance，ULA）的德爾它-4火箭發(fā)射升空，火箭將WGS-8衛(wèi)星送入GTO，衛(wèi)星利用液氫化學推進和電推進結合的方式在3個月內(nèi)實現(xiàn)了GEO定點工作?？梢娪捎陔娡七M推力大小的限制，帶來了發(fā)射周期延長、占用測控資源多等負面效應。

1.2 中國靜止軌道發(fā)射方案

中國在靜止軌道衛(wèi)星發(fā)射時通常也采用間接入軌的發(fā)射方案，如采用CZ-3A系列運載火箭，將攜帶變軌發(fā)動機和燃料的衛(wèi)星送入GTO[4]，衛(wèi)星在GTO上滑行至遠地點（一般為西經(jīng)90°附近）進行數(shù)次點火機動，最終將衛(wèi)星定點至期望位置。這一過程中運載火箭工作時間一般為30 min左右，但衛(wèi)星進入GEO并完成定點需要時間較長，中國靜止軌道發(fā)射任務周期統(tǒng)計如表1所示。

表1 中國發(fā)射靜止軌道衛(wèi)星任務周期統(tǒng)計

Tab.1 GEO Satellites Mission Periods Launched in China

序號發(fā)射任務衛(wèi)星發(fā)射時間定點位置/(°)任務周期/天 1東方紅三號1997-05-121258 2中星-22號2000-01-269811.2 3風云二號氣象衛(wèi)星2000-06-251058 4北斗一號03星2003-05-25—9 5委內(nèi)瑞拉一號2008-10-30-789

注： 定點位置符號為正即為東經(jīng)，符號為負即為西經(jīng)；任務周期為從火箭起飛至衛(wèi)星完成定點的時間

衛(wèi)星實現(xiàn)GEO定點一般采用4~5次變軌方案：與火箭分離后，衛(wèi)星進入近地點高度約200 km、遠地點高度約36 000 km、軌道傾角約28°的第1中間軌道；在第1中間軌道的遠地點進行第1次機動變軌，部分抬高近地點并壓低軌道傾角，衛(wèi)星進入第2中間軌道；在第2中間軌道遠地點進行第2次機動變軌，再一次抬高軌道近地點并壓低軌道傾角，衛(wèi)星進入第3中間軌道；在第3中間軌道遠地點進行第3次機動變軌，再一次抬高軌道近地點并壓低軌道傾角，衛(wèi)星進入第4中間軌道；在第4中間軌道遠地點衛(wèi)星進行第4次機動變軌，將近地點抬高至35 786 km，并將軌道傾角壓低至0°，衛(wèi)星進入超同步軌道；在超同步軌道近地點附近衛(wèi)星進行第5次機動變軌，將遠地點高度降低至35 786 km，衛(wèi)星實現(xiàn)GEO定點入軌。衛(wèi)星變軌如圖1所示。

圖1 衛(wèi)星變軌示意

隨著航天運輸系統(tǒng)的發(fā)展，新一代運載火箭也逐漸投入應用，如CZ-5運載火箭，其發(fā)射地球同步軌道的能力大大增強。但是，從入軌定點方案看，仍然采用傳統(tǒng)的發(fā)射方式，即運載火箭將衛(wèi)星送入GTO，由衛(wèi)星依靠自身變軌能力，完成GEO入軌定點。由于衛(wèi)星規(guī)模、質(zhì)量的增大，其所需的變軌推進劑更多。

1.3 上面級技術優(yōu)勢分析

上面級是一種綜合運載火箭與衛(wèi)星技術特點的空間飛行器。采用“基礎級火箭+上面級”的組合發(fā)射方式替代傳統(tǒng)航天器自身動力系統(tǒng)實施軌道機動，具備高可靠性、通用性、短期在軌工作能力和多任務適應能力，從而提高開發(fā)利用空間的能力、降低開發(fā)利用空間成本。其優(yōu)勢在于：

a）為進入空間提供了一種靈活的實施方案。

一方面可以將有效載荷直接送入中、高軌工作軌道，簡化航天器入軌程序，減輕地面測控壓力；另一方面，可以一次發(fā)射多種有效載荷，實現(xiàn)快速軌道部署。

b）充分利用和拓展基礎級火箭的運載能力。

可最大程度發(fā)揮基礎級火箭的運載能力，在滿足主發(fā)射任務前提下，可充分利用富余能力實現(xiàn)其它有效載荷的組合發(fā)射，特別是對大、中型運載火箭優(yōu)勢明顯。

c）提高發(fā)射效率，降低任務成本。

采用“基礎級火箭+上面級”的一箭多星發(fā)射方式可有效提高發(fā)射效率，減少發(fā)射組織次數(shù)，降低任務成本，滿足日益增長的航天高密度發(fā)射需求。

上面級從CZ-2C火箭配套的FP固體上面級開始起步，已成功研制了FP、SM、SMA三型固體上面級，并在多次飛行試驗及發(fā)射服務中得到應用。針對中國第2代衛(wèi)星導航系統(tǒng)重大專項組網(wǎng)發(fā)射任務，研制發(fā)展了常規(guī)液體推進劑的遠征系列上面級。其中，遠征一號上面級首飛任務成功將1顆導航衛(wèi)星送入傾斜地球同步軌道（Inclining Geostationary Synchronized Orbit，IGSO），首次實現(xiàn)高軌道直接入軌發(fā)射任務；遠征二號首次飛行試驗成功將1顆試驗衛(wèi)星送入準GEO軌道，首次驗證了上面級大幅壓低軌道傾角的能力，實現(xiàn)了GEO直接入軌的發(fā)射。

液體上面級的快速發(fā)展及工程應用，使直接入軌發(fā)射GEO衛(wèi)星成為可能。采用上面級直接入軌發(fā)射方式，一方面可以快速實現(xiàn)GEO入軌定點，節(jié)省大量的時間和測控資源，間接地降低GEO入軌成本；另一方面，可以簡化航天器動力系統(tǒng)，降低航天器研制難度，提高航天器載荷密度比。

2 上面級直接定點發(fā)射GEO衛(wèi)星軌道策略

對于GEO衛(wèi)星發(fā)射采用的間接入軌方案，直接定點是采用運載火箭及其上面級直接將衛(wèi)星送入需要定點的赤道上空約35 786 km高度位置點，并提供沿GEO軌道運行的軌道速度，衛(wèi)星分離后不需要進行變軌調(diào)相，直接進入工作軌道。

2.1 軌道方案

火箭首先將攜帶GEO衛(wèi)星的火箭上面級發(fā)射送入200 km×36 000 km、傾角19~28°的同步轉移軌道或遠地點稍高的超同步轉移軌道；根據(jù)衛(wèi)星定點位置的需要，上面級在遠地點第1次點火抬高軌道并部分壓低軌道傾角，進入調(diào)相軌道，經(jīng)過調(diào)相軌道段的飛行后，上面級在調(diào)相軌道遠地點第2次點火工作，調(diào)整飛行軌道近地點高度和軌道傾角[6]，最終進入GEO軌道并完成定點后，將衛(wèi)星分離，衛(wèi)星分離后即可開始工作，上面級可采用主動離軌進入GEO“墳墓軌道”。在基礎級火箭正常飛行情況下，上面級全程變軌機動均由箭上自主控制完成。飛行軌道如圖2所示。

圖2 上面級直接入軌定點發(fā)射GEO飛行軌道示意

2.2 不同GEO定點位置調(diào)相方法

式中 為組合體在調(diào)相軌道上飛行的圈數(shù)；為GEO軌道周期；為目標定點位置軌道東進至上面級沿GTO飛行軌道遠地點位置所對應的星下點經(jīng)度（當前GEO發(fā)射過程中衛(wèi)星第1次到達遠地點位置，大約位于西經(jīng)65°）所跨越的角度，如圖3所示。當時，取1；且當時，，取2。

3 數(shù)值仿真

3.1 仿真計算輸入

根據(jù)中國當前運載能力最大的CZ-5運載火箭14 t的GTO運載能力，仿真計算采用的火箭上面級主要參數(shù)如表2所示。

表2 上面級軌道機動計算使用主要參數(shù)

Tab.2 Main Parameters for Upper Stage Orbital Maneuver Calculation

參數(shù)數(shù)值 起飛質(zhì)量/t14 發(fā)動機推力/kN12.5 發(fā)動機比沖/（m·s-1）3200

仿真采用的上面級組合體GTO初始軌道參數(shù)如表3所示。

表3 上面級組合體初始軌道參數(shù)

Tab.3 Initial Orbit Parameters of the Upper Stage Combined with Satellites

軌道參數(shù)數(shù)值 半長軸/km24478.140 偏心率0.7312647 軌道傾角/(°)20 近地點幅角/(°)179.0 升交點經(jīng)度/(°)15 真近點角/(°)15 近地點高度/km200 遠地點高度/km36000

3.2 軌道仿真結果

以直接定點至經(jīng)度為0°的赤道上空為例，上面級完成定點分離衛(wèi)星后的軌道參數(shù)如表4所示。從表4中可以看出，從火箭起飛至GEO定點結束的總飛行時間約25 h 38 min，相比傳統(tǒng)的衛(wèi)星自身實現(xiàn)定點的間接入軌發(fā)射方案，大幅縮短了發(fā)射時間。

表4 定點結束后部分軌道參數(shù)

Tab.4 Partial GEO Fixed-point Orbit Parameters

軌道參數(shù)數(shù)值 總飛行時間/h25.63 半長軸/km42164.140 偏心率0.000000 軌道傾角/(°)0.0001 入軌點經(jīng)度/(°)0.00 入軌點緯度/(°)0.00 入軌點高度/km35786.00

3.3 不同定點位置遍歷仿真

按照上述計算條件，沿地球赤道對應不同經(jīng)度進行定點飛行軌道仿真，遍歷計算結果統(tǒng)計如表5所示。

表5 GEO不同定點位置對應調(diào)相軌道與飛行總時間統(tǒng)計

Tab.5 Phasing Orbits and Total Flying Time of GEO Fixed-point to Different Positon

GEO定點經(jīng)度/(°)/(°)調(diào)相軌道周期/s調(diào)相軌道近地點高度理論值/km調(diào)相軌道近地點高度調(diào)整值/km調(diào)相軌道圈數(shù)總飛行時間/h 0295708002522325308125.63 20275660002184121925124.31 40255612001837518454123.00 60235564001481714879121.69 80215516001115711183120.39 1001954680073817336119.09 1201754200034743290117.80 13516038400445296116.68 1405151236001896318745240.43 1604951188001720216974239.11 1804751140001541715176237.79 -1604551092001360713348236.48 -1404351044001162111488235.17 -1204159960097559592233.86 -1003959480078607653232.56 -803759000059325663231.26 -650———06.19 -60355852003494235039129.58 -40335804003176831842128.36 -20315756002853028617126.94

注 ：調(diào)相軌道近地點高度理論值是根據(jù)最優(yōu)變軌理論霍曼轉移計算出的調(diào)相軌道近地點高度，為脈沖變軌理論計算結果；調(diào)相軌道近地點高度調(diào)整值是考慮上面級采用常值固定推力變軌模式及變軌過程中重力損失等因素后的計算結果

由表5可看出，取近地點高度處于200~35 786 km之間的過渡軌道進行調(diào)相，可以將衛(wèi)星直接發(fā)射定位至GEO任意相位，而且上面級與衛(wèi)星組合體總飛行時間低于41 h，相比衛(wèi)星靠自身攜帶的變軌發(fā)動機和燃料進行軌道機動和定點所花費的時間約6～12天，效率得到大幅提高。且上面級飛行過程中，采用箭上自主導航與控制，無需占用大量的測控資源。

4 結 論

本文提出了基于運載火箭上面級快速定點發(fā)射GEO衛(wèi)星軌道方案，給出了GEO衛(wèi)星定點調(diào)相設計方法，經(jīng)數(shù)值仿真分析，飛行軌道方案合理可行，簡化了地球靜止軌道發(fā)射過程，大幅縮短了靜止軌道定點發(fā)射時間，并仿真計算了不同定點經(jīng)度位置發(fā)射飛行周期。

[1] 劉宇鑫, 等. 地球靜止軌道衛(wèi)星電推進位保策略研究[J]. 深空探測學報, 2015(3): 80-87.

Liu Yuxin, et al. Research on GEO satellite station keeping method using electric propulsion[J]. Journal of Deep Space Exploration, 2015(3): 80-87.

[2] 余夢倫. 末級技術對提高運載火箭性能的作用[J]. 導彈與航天運載技術, 1993(2): 13-20.

Yu Menglun. The effect of upper stage on performance of launch vehicle[J]. Missiles and Space Vehicles, 1993(2): 13-20.

[3] 鄭莉莉, 等. 微風M上面級多次變軌分析[J]. 導彈與航天運載技術, 2014(4): 82-86.

Zheng Lili, et al. Analysis on the multiple orbit transfer of breeze M upper stage[J]. Missiles and Space Vehicles, 2014(4): 82-86.

[4] 余夢倫. 地球同步衛(wèi)星發(fā)射軌道的設計[J]. 中國空間科學技術, 1983(2): 1-8.

Yu Menglun. Design of launch orbit for geostationary satellite[J]. Chinese Space Science and Technology, 1983(2):1-8.

[5] 余夢倫. 地球同步衛(wèi)星的發(fā)射軌道的選擇[J]. 中國空間科學技術, 1990(1): 21-27.

Yu Menglun. Selection of launch trajectory for launching geosynchronous satellite[J]. Chinese Space Science and Technology, 1990(1):21-27.

[6] 王傳魁, 等. 基于轉動矩陣法的火箭上面級機動程序角設計[J]. 導彈與航天運載技術, 2016(2): 8-12.

Wang Chuankui, et al. Turning matrix method based orbit maneuver flight program angle design of the rocket upper stage[J]. Missiles and Space Vehicles, 2016(2): 8-12.

[7] 賈沛然, 陳克俊, 何力. 遠程火箭彈道學[M]. 長沙: 國防科技大學出版社, 1993.

Jia Peiran, Chen Kejun, He Li. Long range rocket ballistics[M]. Changsha: National University of Defense Technology Press, 1993.

Research on Launching Scheme of Direct GEO Fast Fixed-Point Orbit Injection

Wang Chuan-kui, Xie Yong-feng, Zheng Li-li, Wang Ming-zhe, Du Da-cheng

(Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076)

Based on studies on the launch method of geostationary orbit satellites at home and abroad, a launching scheme of direct GEO fixed-point orbit injection with the upper stage that can greatly reduce the launch period is proposed. In the end, the numerical simulation proves the scheme’s correctness, and launch period for stationing satellites to different longitudes are given by the simulation. This scheme proposed can provide valuable reference for space engineering.

GEO; Fixed-point; Launching orbit

1004-7182(2018)01-0007-05

10.7654/j.issn.1004-7182.20180102

V412.2

A

2017-08-18；

2017-09-01

王傳魁（1985-），男，工程師，主要研究方向為航天器彈/軌道設計及優(yōu)化