CN115339655B 卫星星座电推进离轨控制方法和系统 （上海卫星工程研究所）_第1页
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文档简介

本发明提供了一种卫星星座电推进离轨控22.根据权利要求1所述的卫星星座电推进离轨控制方法，其特征在于，所述步骤S2包根据当前初始轨道的半长轴及目标轨道的半长轴，根据二体模3.根据权利要求1所述的卫星星座电推进离轨控制方法，其特征在于，所述步骤S3包4.根据权利要求1所述的卫星星座电推进离轨控制方法，其特征在于，所述步骤S4包36.根据权利要求5所述的卫星星座电推进离轨控制系统，其特征在于，所述模块M2包根据当前初始轨道的半长轴及目标轨道的半长轴，根据二体模7.根据权利要求5所述的卫星星座电推进离轨控制系统，其特征在于，所述模块M3包根据当前在轨轨道的偏心率及目标轨道的偏心率，根据二体模8.根据权利要求5所述的卫星星座电推进离轨控制系统，其特征在于，所述模块M4包4[0003]在离轨轨道近地点高度确定的情况下，离轨时间随着远给出了导航GEO卫星离轨操作及要求,保证了导航GEO卫星寿命结束后顺利进入弃置轨道。方法，考虑到中轨道区域目前还没有明确的废弃卫星处理原则以及太阳帆技术的发展前5[0021]根据当前初始轨道的半长轴及目标轨道的半长轴，根据6[0040]根据当前初始轨道的半长轴及目标轨道的半长轴，根据[0043]根据当前在轨轨道的偏心率及目标轨道的偏心率，根据[0053]通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、7的半长轴为7028.137km，偏心率为0.0355713。设定卫星推重比为0.0001m/s2，比冲为8现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结9

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