GEO衛星快速直接定點發射軌道策略研究

王傳魁，解永鋒，鄭莉莉，王明哲，杜大程

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GEO衛星快速直接定點發射軌道策略研究

王傳魁，解永鋒，鄭莉莉，王明哲，杜大程

（北京宇航系統工程研究所，北京，100076）

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

靜止軌道；定點；發射軌道

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衛星的發射過程一般較為復雜，不僅要經過運載火箭的發射飛行階段，而且要靠衛星自身攜帶的變軌發動機和燃料在遠地點機動變軌實現軌道的圓化和軌道面的調整，因任務要求工作位置的不同，下一步還需要進行衛星的定點操作，將衛星送到指定經度的赤道上空，從起飛發射至衛星進入工作軌道，整個過程往往需要約6～7天。火箭上面級的發展研制了靜止軌道的發射技術難度[2]，但目前大多數上面級還是將衛星送入靜止軌道高度或者稍高軌道，衛星分離后還需要長時間的軌道漂移來實現地球靜止軌道的定點或者星座組網的定點調相，定點結束后衛星開始工作。本文針對采用火箭上面級快速直接定點發射軌道方案進行研究。

1 國內外靜止軌道發射方案

1.1 國外靜止軌道發射方案

國外靜止軌道衛星發射大都采用間接入軌的方案，先由運載火箭將衛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。

以典型的美國獵鷹九號火箭發射靜止軌道衛星為例，火箭飛行經過約0.5 h后，將衛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，衛星數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射地球靜止軌道任務。

俄羅斯采用質子號運載火箭和微風上面級組合成四級狀態來完成靜止軌道發射任務，但四級火箭僅將衛星送入GTO，衛星靠自身所攜帶的發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星發射時，火箭把衛星送入近地點高度200 km、遠地點高度36 000 km的GTO。衛星經過多次軌道機動，逐步完成定點。衛星定點由一系列比較精確的操作來完成，一般需要約20天。在衛星通過遠地點時，啟動星上的固體脈沖遠地點發動機進行變軌。發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。衛星再慢慢漂向其預定的定點位置，通過衛星逐步細微的軌道校正機動直到衛星最后定點。

日本采用H-2A系列火箭進行GEO衛星的發射任務，火箭工作約30 min與衛星分離，衛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，在靜止軌道任務發射時，將GTO的軌道近地點提高到2700 km，但未能實現GEO直接入軌。

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

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

1.2 中國靜止軌道發射方案

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

表1 中國發射靜止軌道衛星任務周期統計

Tab.1 GEO Satellites Mission Periods Launched in China

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

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

衛星實現GEO定點一般采用4~5次變軌方案：與火箭分離后，衛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，衛星進入第4中間軌道；在第4中間軌道遠地點衛星進行第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°，衛星進入超同步軌道；在超同步軌道近地點附近衛星進行第5次機動變軌，將遠地點高度降低至35 786 km，衛星實現GEO定點入軌。衛星變軌如圖1所示。

圖1 衛星變軌示意

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

1.3 上面級技術優勢分析

上面級是一種綜合運載火箭與衛星技術特點的空間飛行器。采用“基礎級火箭+上面級”的組合發射方式替代傳統航天器自身動力系統實施軌道機動，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，從而提高開發利用空間的能力、降低開發利用空間成本。其優勢在于：

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，可以一次發射多種有效載荷，實現快速軌道部署。

b）充分利用和拓展基礎級火箭的運載能力。

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

c）提高發射效率，降低任務成本。

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

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射服務中得到應用。針對中國第2代衛星導航系統重大專項組網發射任務，研制發展了常規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顆導航衛星送入傾斜地球同步軌道（Inclining Geostationary Synchronized Orbit，IGSO），首次實現高軌道直接入軌發射任務；遠征二號首次飛行試驗成功將1顆試驗衛星送入準GEO軌道，首次驗證了上面級大幅壓低軌道傾角的能力，實現了GEO直接入軌的發射。

液體上面級的快速發展及工程應用，使直接入軌發射GEO衛星成為可能。采用上面級直接入軌發射方式，一方面可以快速實現GEO入軌定點，節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，降低航天器研制難度，提高航天器載荷密度比。

2 上面級直接定點發射GEO衛星軌道策略

對于GEO衛星發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，衛星分離后不需要進行變軌調相，直接進入工作軌道。

2.1 軌道方案

火箭首先將攜帶GEO衛星的火箭上面級發射送入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；根據衛星定點位置的需要，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，進入調相軌道，經過調相軌道段的飛行后，上面級在調相軌道遠地點第2次點火工作，調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，將衛星分離，衛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射GEO飛行軌道示意

2.2 不同GEO定點位置調相方法

式中 為組合體在調相軌道上飛行的圈數；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度（當前GEO發射過程中衛星第1次到達遠地點位置，大約位于西經65°）所跨越的角度，如圖3所示。當時，取1；且當時，，取2。

3 數值仿真

3.1 仿真計算輸入

根據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如表2所示。

表2 上面級軌道機動計算使用主要參數

Tab.2 Main Parameters for Upper Stage Orbital Maneuver Calculation

參數數值 起飛質量/t14 發動機推力/kN12.5 發動機比沖/（m·s-1）3200

仿真采用的上面級組合體GTO初始軌道參數如表3所示。

表3 上面級組合體初始軌道參數

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

軌道參數數值 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

以直接定點至經度為0°的赤道上空為例，上面級完成定點分離衛星后的軌道參數如表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，相比傳統的衛星自身實現定點的間接入軌發射方案，大幅縮短了發射時間。

表4 定點結束后部分軌道參數

Tab.4 Partial GEO Fixed-point Orbit Parameters

軌道參數數值 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度進行定點飛行軌道仿真，遍歷計算結果統計如表5所示。

表5 GEO不同定點位置對應調相軌道與飛行總時間統計

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

GEO定點經度/(°)/(°)調相軌道周期/s調相軌道近地點高度理論值/km調相軌道近地點高度調整值/km調相軌道圈數總飛行時間/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 ：調相軌道近地點高度理論值是根據最優變軌理論霍曼轉移計算出的調相軌道近地點高度，為脈沖變軌理論計算結果；調相軌道近地點高度調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相，可以將衛星直接發射定位至GEO任意相位，而且上面級與衛星組合體總飛行時間低于41 h，相比衛星靠自身攜帶的變軌發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射GEO衛星軌道方案，給出了GEO衛星定點調相設計方法，經數值仿真分析，飛行軌道方案合理可行，簡化了地球靜止軌道發射過程，大幅縮短了靜止軌道定點發射時間，并仿真計算了不同定點經度位置發射飛行周期。

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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/軌道設計及優化