GEO卫星快速直接定点发射轨道策略研究

王传魁，解永锋，郑莉莉，王明哲，杜大程



GEO卫星快速直接定点发射轨道策略研究

王传魁，解永锋，郑莉莉，王明哲，杜大程

（北京宇航系统工程研究所，北京，100076）

通过对地球静止轨道卫星发射方案进行研究，提出了基于运载火箭上面级定点发射GEO卫星方案，大幅缩短了GEO卫星定点发射任务周期。通过数值仿真验证方案可行性，并通过仿真计算，给出不同定点经度位置的发射弹道飞行周期，供工程设计参考。

静止轨道；定点；发射轨道

0 引 言

地球静止轨道（Geostationary Orbit，GEO）因其相对地球保持相对静止的轨道特殊性，成为世界上通信传输、电视广播、气象预报和导航定位等主要使用的轨道形式[1]。GEO卫星的发射过程一般较为复杂，不仅要经过运载火箭的发射飞行阶段，而且要靠卫星自身携带的变轨发动机和燃料在远地点机动变轨实现轨道的圆化和轨道面的调整，因任务要求工作位置的不同，下一步还需要进行卫星的定点操作，将卫星送到指定经度的赤道上空，从起飞发射至卫星进入工作轨道，整个过程往往需要约6～7天。火箭上面级的发展研制了静止轨道的发射技术难度[2]，但目前大多数上面级还是将卫星送入静止轨道高度或者稍高轨道，卫星分离后还需要长时间的轨道漂移来实现地球静止轨道的定点或者星座组网的定点调相，定点结束后卫星开始工作。本文针对采用火箭上面级快速直接定点发射轨道方案进行研究。

1 国内外静止轨道发射方案

1.1 国外静止轨道发射方案

国外静止轨道卫星发射大都采用间接入轨的方案，先由运载火箭将卫星送入远地点高度在静止轨道附近的地球同步转移轨道（Geosynchronous Transfer Orbit，GTO）或者远地点高于静止轨道的超同步转移轨道（Super Synchronous Transfer Orbit，SSTO），卫星在高度约200 km的近地点分离后，惯性爬升至远地点，并通过数次远地点点火机动，最终完成定点进入静止轨道开始工作，这一发射过程周期长、操作复杂，且需要大量的地面测控支持来实现。

以典型的美国猎鹰九号火箭发射静止轨道卫星为例，火箭飞行经过约0.5 h后，将卫星送入近地点高度约200 km、远地点高度80 000~90 000 km之间、轨道倾角约22.5°的SSTO，卫星数次在远地点变轨圆化轨道并压低轨道倾角，最后在近地点将轨道高度降低从而定点进入静止轨道开始工作。据相关文献报道，法尔肯九号火箭的理想目标也是直接入轨发射地球静止轨道任务。

俄罗斯采用质子号运载火箭和微风上面级组合成四级状态来完成静止轨道发射任务，但四级火箭仅将卫星送入GTO，卫星靠自身所携带的发动机和燃料完成最后的轨道机动进入GEO工作轨道[3]。

欧洲阿里安运载火箭在地球静止轨道通信卫星发射时，火箭把卫星送入近地点高度200 km、远地点高度36 000 km的GTO。卫星经过多次轨道机动，逐步完成定点。卫星定点由一系列比较精确的操作来完成，一般需要约20天。在卫星通过远地点时，启动星上的固体脉冲远地点发动机进行变轨。发动机提供速度增量使椭圆的GTO变换成近于圆形的准同步轨道。卫星再慢慢漂向其预定的定点位置，通过卫星逐步细微的轨道校正机动直到卫星最后定点。

日本采用H-2A系列火箭进行GEO卫星的发射任务，火箭工作约30 min与卫星分离，卫星进入近地点高度约480 km、远地点位于赤道上空36 000 km的GTO，卫星依靠自身变轨完成静止轨道的定点操作。为了提高竞争力，日本进行改进升级，在静止轨道任务发射时，将GTO的轨道近地点提高到2700 km，但未能实现GEO直接入轨。

印度采用GSLV火箭完成GEO卫星发射任务，将卫星送入近地点高度175 km、远地点高度35 945 km、轨道倾角19.3°的GTO，卫星靠自身变轨定点进入GEO轨道。

卫星由GTO轨道变为GEO轨道，需要耗费大量的燃料，为提高卫星总体效率，各航天大国都开展了高比冲性能的电推进卫星等航天器的研究。随着电推进技术的发展，采用电推进发动机的卫星越来越多。美国的WGS-8即是一颗电推进卫星，该卫星采用联合发射联盟公司（United Launch Alliance，ULA）的德尔它-4火箭发射升空，火箭将WGS-8卫星送入GTO，卫星利用液氢化学推进和电推进结合的方式在3个月内实现了GEO定点工作。可见由于电推进推力大小的限制，带来了发射周期延长、占用测控资源多等负面效应。

1.2 中国静止轨道发射方案

中国在静止轨道卫星发射时通常也采用间接入轨的发射方案，如采用CZ-3A系列运载火箭，将携带变轨发动机和燃料的卫星送入GTO[4]，卫星在GTO上滑行至远地点（一般为西经90°附近）进行数次点火机动，最终将卫星定点至期望位置。这一过程中运载火箭工作时间一般为30 min左右，但卫星进入GEO并完成定点需要时间较长，中国静止轨道发射任务周期统计如表1所示。

表1 中国发射静止轨道卫星任务周期统计

Tab.1 GEO Satellites Mission Periods Launched in China

序号发射任务卫星发射时间定点位置/(°)任务周期/天 1东方红三号1997-05-121258 2中星-22号2000-01-269811.2 3风云二号气象卫星2000-06-251058 4北斗一号03星2003-05-25—9 5委内瑞拉一号2008-10-30-789

注： 定点位置符号为正即为东经，符号为负即为西经；任务周期为从火箭起飞至卫星完成定点的时间

卫星实现GEO定点一般采用4~5次变轨方案：与火箭分离后，卫星进入近地点高度约200 km、远地点高度约36 000 km、轨道倾角约28°的第1中间轨道；在第1中间轨道的远地点进行第1次机动变轨，部分抬高近地点并压低轨道倾角，卫星进入第2中间轨道；在第2中间轨道远地点进行第2次机动变轨，再一次抬高轨道近地点并压低轨道倾角，卫星进入第3中间轨道；在第3中间轨道远地点进行第3次机动变轨，再一次抬高轨道近地点并压低轨道倾角，卫星进入第4中间轨道；在第4中间轨道远地点卫星进行第4次机动变轨，将近地点抬高至35 786 km，并将轨道倾角压低至0°，卫星进入超同步轨道；在超同步轨道近地点附近卫星进行第5次机动变轨，将远地点高度降低至35 786 km，卫星实现GEO定点入轨。卫星变轨如图1所示。

图1 卫星变轨示意

随着航天运输系统的发展，新一代运载火箭也逐渐投入应用，如CZ-5运载火箭，其发射地球同步轨道的能力大大增强。但是，从入轨定点方案看，仍然采用传统的发射方式，即运载火箭将卫星送入GTO，由卫星依靠自身变轨能力，完成GEO入轨定点。由于卫星规模、质量的增大，其所需的变轨推进剂更多。

1.3 上面级技术优势分析

上面级是一种综合运载火箭与卫星技术特点的空间飞行器。采用“基础级火箭+上面级”的组合发射方式替代传统航天器自身动力系统实施轨道机动，具备高可靠性、通用性、短期在轨工作能力和多任务适应能力，从而提高开发利用空间的能力、降低开发利用空间成本。其优势在于：

a）为进入空间提供了一种灵活的实施方案。

一方面可以将有效载荷直接送入中、高轨工作轨道，简化航天器入轨程序，减轻地面测控压力；另一方面，可以一次发射多种有效载荷，实现快速轨道部署。

b）充分利用和拓展基础级火箭的运载能力。

可最大程度发挥基础级火箭的运载能力，在满足主发射任务前提下，可充分利用富余能力实现其它有效载荷的组合发射，特别是对大、中型运载火箭优势明显。

c）提高发射效率，降低任务成本。

采用“基础级火箭+上面级”的一箭多星发射方式可有效提高发射效率，减少发射组织次数，降低任务成本，满足日益增长的航天高密度发射需求。

上面级从CZ-2C火箭配套的FP固体上面级开始起步，已成功研制了FP、SM、SMA三型固体上面级，并在多次飞行试验及发射服务中得到应用。针对中国第2代卫星导航系统重大专项组网发射任务，研制发展了常规液体推进剂的远征系列上面级。其中，远征一号上面级首飞任务成功将1颗导航卫星送入倾斜地球同步轨道（Inclining Geostationary Synchronized Orbit，IGSO），首次实现高轨道直接入轨发射任务；远征二号首次飞行试验成功将1颗试验卫星送入准GEO轨道，首次验证了上面级大幅压低轨道倾角的能力，实现了GEO直接入轨的发射。

液体上面级的快速发展及工程应用，使直接入轨发射GEO卫星成为可能。采用上面级直接入轨发射方式，一方面可以快速实现GEO入轨定点，节省大量的时间和测控资源，间接地降低GEO入轨成本；另一方面，可以简化航天器动力系统，降低航天器研制难度，提高航天器载荷密度比。

2 上面级直接定点发射GEO卫星轨道策略

对于GEO卫星发射采用的间接入轨方案，直接定点是采用运载火箭及其上面级直接将卫星送入需要定点的赤道上空约35 786 km高度位置点，并提供沿GEO轨道运行的轨道速度，卫星分离后不需要进行变轨调相，直接进入工作轨道。

2.1 轨道方案

火箭首先将携带GEO卫星的火箭上面级发射送入200 km×36 000 km、倾角19~28°的同步转移轨道或远地点稍高的超同步转移轨道；根据卫星定点位置的需要，上面级在远地点第1次点火抬高轨道并部分压低轨道倾角，进入调相轨道，经过调相轨道段的飞行后，上面级在调相轨道远地点第2次点火工作，调整飞行轨道近地点高度和轨道倾角[6]，最终进入GEO轨道并完成定点后，将卫星分离，卫星分离后即可开始工作，上面级可采用主动离轨进入GEO“坟墓轨道”。在基础级火箭正常飞行情况下，上面级全程变轨机动均由箭上自主控制完成。飞行轨道如图2所示。

图2 上面级直接入轨定点发射GEO飞行轨道示意

2.2 不同GEO定点位置调相方法

式中 为组合体在调相轨道上飞行的圈数；为GEO轨道周期；为目标定点位置轨道东进至上面级沿GTO飞行轨道远地点位置所对应的星下点经度（当前GEO发射过程中卫星第1次到达远地点位置，大约位于西经65°）所跨越的角度，如图3所示。当时，取1；且当时，，取2。

3 数值仿真

3.1 仿真计算输入

根据中国当前运载能力最大的CZ-5运载火箭14 t的GTO运载能力，仿真计算采用的火箭上面级主要参数如表2所示。

表2 上面级轨道机动计算使用主要参数

Tab.2 Main Parameters for Upper Stage Orbital Maneuver Calculation

参数数值 起飞质量/t14 发动机推力/kN12.5 发动机比冲/（m·s-1）3200

仿真采用的上面级组合体GTO初始轨道参数如表3所示。

表3 上面级组合体初始轨道参数

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

轨道参数数值 半长轴/km24478.140 偏心率0.7312647 轨道倾角/(°)20 近地点幅角/(°)179.0 升交点经度/(°)15 真近点角/(°)15 近地点高度/km200 远地点高度/km36000

3.2 轨道仿真结果

以直接定点至经度为0°的赤道上空为例，上面级完成定点分离卫星后的轨道参数如表4所示。从表4中可以看出，从火箭起飞至GEO定点结束的总飞行时间约25 h 38 min，相比传统的卫星自身实现定点的间接入轨发射方案，大幅缩短了发射时间。

表4 定点结束后部分轨道参数

Tab.4 Partial GEO Fixed-point Orbit Parameters

轨道参数数值 总飞行时间/h25.63 半长轴/km42164.140 偏心率0.000000 轨道倾角/(°)0.0001 入轨点经度/(°)0.00 入轨点纬度/(°)0.00 入轨点高度/km35786.00

3.3 不同定点位置遍历仿真

按照上述计算条件，沿地球赤道对应不同经度进行定点飞行轨道仿真，遍历计算结果统计如表5所示。

表5 GEO不同定点位置对应调相轨道与飞行总时间统计

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

GEO定点经度/(°)/(°)调相轨道周期/s调相轨道近地点高度理论值/km调相轨道近地点高度调整值/km调相轨道圈数总飞行时间/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 ：调相轨道近地点高度理论值是根据最优变轨理论霍曼转移计算出的调相轨道近地点高度，为脉冲变轨理论计算结果；调相轨道近地点高度调整值是考虑上面级采用常值固定推力变轨模式及变轨过程中重力损失等因素后的计算结果

由表5可看出，取近地点高度处于200~35 786 km之间的过渡轨道进行调相，可以将卫星直接发射定位至GEO任意相位，而且上面级与卫星组合体总飞行时间低于41 h，相比卫星靠自身携带的变轨发动机和燃料进行轨道机动和定点所花费的时间约6～12天，效率得到大幅提高。且上面级飞行过程中，采用箭上自主导航与控制，无需占用大量的测控资源。

4 结 论

本文提出了基于运载火箭上面级快速定点发射GEO卫星轨道方案，给出了GEO卫星定点调相设计方法，经数值仿真分析，飞行轨道方案合理可行，简化了地球静止轨道发射过程，大幅缩短了静止轨道定点发射时间，并仿真计算了不同定点经度位置发射飞行周期。

[1] 刘宇鑫, 等. 地球静止轨道卫星电推进位保策略研究[J]. 深空探测学报, 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] 余梦伦. 末级技术对提高运载火箭性能的作用[J]. 导弹与航天运载技术, 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] 郑莉莉, 等. 微风M上面级多次变轨分析[J]. 导弹与航天运载技术, 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] 余梦伦. 地球同步卫星发射轨道的设计[J]. 中国空间科学技术, 1983(2): 1-8.

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

[5] 余梦伦. 地球同步卫星的发射轨道的选择[J]. 中国空间科学技术, 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] 王传魁, 等. 基于转动矩阵法的火箭上面级机动程序角设计[J]. 导弹与航天运载技术, 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] 贾沛然, 陈克俊, 何力. 远程火箭弹道学[M]. 长沙: 国防科技大学出版社, 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

王传魁（1985-），男，工程师，主要研究方向为航天器弹/轨道设计及优化