随着低轨卫星数量的逐年增加，有限的近地空间资源日趋紧张，在轨运行卫星碰撞概率不断增大，碰撞预警和规避控制日趋常态化。对已结束在轨服务或已退役的卫星进行主动离轨处置，不仅可以减小其与在轨正常工作卫星可能的碰撞风险，确保当前在轨运行卫星及后续发射与运行任务的安全，同时还可释放占用的空间资源，为其他卫星及后续卫星留出轨道位置[1-4]。

目前，高轨卫星的主动离轨处置主要通过抬高轨道高度(升轨方式)或者轨道高度与倾角联合控制等方式，将退役卫星推入坟墓轨道，进行钝化处置[2]。低轨卫星的主动离轨处置主要通过降低轨道高度，依靠大气阻力作用使卫星再入大气层烧毁。然而，采用降轨方式进行主动离轨处置时，存在两方面问题：①随着轨道高度的降低，空间碎片及在轨卫星数量逐渐增加，待离轨低轨卫星会威胁到在轨正常运行的卫星，尤其在轨道高度降低到900 km左右时，空间碎片数量发生跃变，发生碰撞的概率大大增加；②根据机构间空间碎片协调委员会(IADC)编订的《IADC空间碎片减缓指南》，低轨卫星在任务完成后主动离轨，需要在25年内再入大气层烧毁[5]。对于轨道高度大于900 km的低轨卫星，若在大气阻力作用下使其自然衰减，需要花费上千年的时间，大大超过25年以内的要求。若采用升轨方式的离轨处置策略，可以避免以上两个问题。对于低轨卫星，升轨方式的离轨处置策略在苏联卫星的核反应堆舱段上应用过，核反应堆舱段从200 km机动到约1000 km的轨道高度，以防止其污染地球环境[6]；而对于低轨整颗卫星的升轨方式主动离轨处置策略，以及后续的协调策略，还未有详细分析。

本文基于卫星长期管理过程中的工程应用实践，提出了升轨方式的低轨卫星主动离轨处置策略。在综合考虑轨道高度、剩余燃料、碰撞风险及离轨后器件在轨寿命考核，以及空间科学试验价值的基础上，进一步提出了“保能源、保燃料、保测控”的协调策略。最后，以已退役的某低轨卫星为例，对提出的离轨处置策略进行了验证。

陕西金融支持对经济增长效率影响的实证分析…………………………………………朱文莉 周 玉 拜小博（12.77）

1 主动离轨处置策略

对于低轨卫星在完成任务后进行离轨机动，IADC仅给出了原则性的处理要求与建议，至于目标轨道参数，可由各卫星所属机构自行研究决定。由于整星采用升轨方式进行离轨控制无经验可循，因此，目标轨道区域主要根据空间碎片及在轨卫星数量与轨道高度的关系，以及燃料受限情况确定。目标轨道高度确定后，还要确定相应的轨道转移方式。同时，考虑到离轨后空间科学和应用试验的需要，卫星进入目标轨道后，还要有相应的安全处置策略。按照“保能源、保燃料、保测控”的协调策略，提出对离轨后低轨卫星的安全处置策略。离轨处置过程如图1所示。

  

图1 离轨处置过程Fig.1 Deorbit disposal process

1.1 离轨目标轨道区域确定

图2给出了在500～1400 km的空间碎片及在轨卫星数量随轨道高度(h)的变化关系。由图2可得，h约为900 km时，空间碎片及在轨卫星数量发生跃变。因而，若将待离轨卫星自h约为900 km向下调整时，降轨控制过程需要消耗较多燃料，若出现燃料不足的情况，将不能完成后续离轨操作，且无法将卫星送至25年陨落地面的轨道上。另外，随着h的不断减小，碰撞的可能性大大增加，会威胁到在轨正常运行的卫星[7]。由此可见，在燃料受限的情况下，应考虑升轨方式，升轨后的轨道高度分布的卫星相对较少，碰撞概率较小。在h低于1200 km的空间中，空间碎片及在轨卫星数量明显较多，当h在1300～1400 km时，空间碎片及在轨卫星数量又有所增加。综合以上，对于h高于900 km的卫星，主动离轨后目标区域范围为h低于1300 km。

  

图2 空间碎片及在轨卫星数量随轨道高度的变化Fig.2 Numbers of space debris and on-orbit satellites with variation of orbit height

1.2 轨道转移方式

根据卫星轨道控制原则和轨道控制动力学特性，为保证偏心率稳定，相邻2次控制时刻的轨道相位差应保证约为180°。实施双脉冲共面变轨最优的方式为霍曼变轨[8]，霍曼变轨在理论上也是圆轨道之间最节省燃料的变轨方式[9]，因而选择霍曼变轨将待离轨卫星转移到目标轨道。

待离轨卫星变轨的基本原理如图3所示，O为地心；R1为离轨前卫星轨道地心距；R2为实际离轨控制后进入的轨道地心距；ΔV1和ΔV2为2次变轨时刻对应的速度增量。在A1对卫星施加第一脉冲速度增量ΔV1，抬高卫星近地点，进入椭圆形的转移轨道，该椭圆分别与两圆相切，切点即为转移轨道的近地点和远地点。卫星沿转移轨道运行至A2，此时A2成为卫星新轨道的远地点，施加第二脉冲速度增量ΔV2，卫星进入目标轨道，变轨结束。

  

图3 两脉冲霍曼变轨过程Fig.3 Process of Homan orbital transfer by two pulses

根据霍曼变轨理论，计算可得卫星双脉冲速度增量为[10]

 

(1)

降交点地方时与太阳光照条件的关系，如图7所示[12]，降交点地方时为00:00或12:00时，轨道平面大致与太阳光平行，而在06:00或18:00时，轨道平面大致与太阳光垂直。卫星太阳电池阵安装在卫星本体坐标系±Yb轴，方向与轨道面平行，因而当降交点地方时为06:00或18:00时，光照条件最好。经过数值仿真，主动升轨至轨道高度1250 km 后，3年内降交点地方时变化曲线见图8，降交点地方时向06:00方向漂移，太阳电池阵入射角逐渐减小，光照条件不断变好，卫星电源供给能力逐步提高。

实际上，进行卫星离轨控制时，要采用多批次小控制量两脉冲霍曼变轨，逐渐抬高卫星轨道高度，最终达到目标轨道。

1.3 离轨后安全处置策略

考虑到离轨后应急处置和空间科学试验的需要，确定了“保能源、保燃料、保测控”的协调策路。①保能源：采用将太阳电池阵对准太阳的方式保证电能充足；②保燃料：在满足太阳电池阵对日条件下，使卫星按照一定的角速度旋转，构成足够大的角动量，以保持姿态稳定，避免使用喷气控制消耗能源；③保测控：卫星的自旋角速度在一定范围内，以满足卫星的测控条件。“保能源、保燃料、保测控”的要求，互相制约，形成合理的处置策略。

1.3.1 保能源

为便于分析，建立卫星本体坐标系ObXbYbZb和轨道坐标系OoXoYoZo，卫星质心为Ob(Oo)。为保证较好的光照，起旋前，先将卫星本体绕偏航轴负向转动90°，并将两副太阳电池阵驱动到270°后停转，这时太阳电池阵的电池片法线是指向卫星本体的，即轨道坐标系(OoXoYoZo)的-Yo方向(太阳方向)，见图4。太阳电池阵调整后，对着太阳，可确保卫星电能供给。

 

  

图4 自旋前、后卫星运行状态与太阳电池阵位置关系Fig.4 Relationship between running state and solar array position before and after spin of satellite

1)离轨前后飞行状态对比分析

图4(a)表示出了3轴对地稳定飞行过程中卫星运行状态与太阳电池阵的位置关系。在此过程中，卫星本体坐标系中3轴指向与轨道坐标系3轴指向保持一致。在图4(b)中的自旋状态下，卫星绕本体坐标系Xb轴旋转，卫星本体坐标系Yb轴指向卫星飞行方向。

在轨道转移时，按两脉冲霍曼变轨实施控制，通过4次两脉冲霍曼变轨，将卫星轨道抬高进入预定高度，控制误差小于1%，剩余燃料能满足后续空间科学试验需要，确保离轨控制的安全性和有效性。离轨控制期间半长轴变化情况见图6。

选择样方内的其中一条测线(0/20-50/20)，对该测线上的GPR、TDR及烘干称重数据进行对比分析，如图3。其中TDR数据为样点0～30 cm深度的平均土壤水分，而土样则采集自地表3～7 cm范围，因此土样数据可近似看作5 cm深度的土壤水分。从图上可以看出，GPR数据和TDR、土样数据基本保持了一致的变化趋势，特别是GPR数据与30 m深度TDR数据在一些细节上也非常接近。

[3] 张玉军，冯书兴.主动式空间碎片清理研究[J].装备指挥技术学院学报，2010，21(6)：78-80

1.3.2 保燃料

由自旋刚体定向性和稳定性原理可知：在没有外力矩作用时，当且仅当卫星本体以惯量主轴为转轴时，转轴才具有定向性；当卫星本体自旋轴为其最大惯量主轴或最小惯量主轴时，卫星旋转状态才是稳定的[11]。考虑到实际空间环境的复杂性，且卫星带有太阳翼等挠性附件，分析中不能简单作为刚体处理。进一步根据半刚体卫星自旋稳定原理可知：任何形状的卫星本体，只有绕最大惯量主轴的自旋才具有稳定性。

1)卫星惯量主轴计算与自旋轴确定

利用卫星质量和惯量特性，计算3轴主惯量IXb，IZb，IYb(惯性坐标系在本体坐标系下的投影)，三者最大值即为卫星旋转惯量主轴。根据卫星特点及推力器安装布局，为满足自旋条件，同时考虑将来消旋可能对燃料的消耗，在确保对测控影响较小的前提下，可通过滚动轴喷气使卫星本体绕惯量主轴以自旋角速度旋转，自旋稳定后将卫星推进系统关闭，保证燃料的零消耗。

2)卫星自旋角速度选择原则

根据卫星刚性设计原则，自旋角速度小于等于9 (°)/s，否则存在解体的可能性。为了便于监测自旋角速度，角速度应保持在卫星测量部件测量范围之内，且要考虑地面设备测控跟踪的有效性。卫星自旋后，自旋角速度长期受到外力矩(太阳光压等)的影响并呈增加趋势，因此还要考虑将来对卫星消旋处置的燃料消耗。

3)估算角动量与卫星本体坐标系3轴的夹角

卫星在本体坐标系下的惯量张量及卫星本体惯量参数为

 

(2)

卫星的角动量H和角速度ωb分别为

 

(3)

式中：ωXb，ωYb，ωZb为惯性坐标系下3轴角速度在本体坐标系下的投影。

通过计算，可得角动量H与卫星本体坐标系3轴的夹角及H的变化趋势。同时，通过在轨数据验证，自旋轴与最大角动量方向基本一致，卫星本体绕其最大惯量主轴旋转，能够长期保持自旋稳定。

1.3.3 保测控

探讨的氛围在悄然形成，课堂已然不仅仅是作文点评，而是心灵的对话，精神的触通，思想的碰撞，形成了一个阅读写作的沙龙。思维的扩张与沸腾，把课堂推向高潮。随之而来的环节也都光芒绽放：片段欣赏绘声绘色，点评机智；文章病院诊断精确，处方有效；教师小结转变成学生小结，教师聆听。

测控条件需要分析干涉区，当卫星侧旋至干涉区对地时，有可能导致地面遥测信号的短暂失锁和遥控信号的闪锁断，因此要计算闪锁断时间及闪锁断次数。如图5所示，卫星测控信号在卫星本体坐标系-Zb轴方向半球内存在11°左右的2个干涉区，在角速度为自旋状态下，若自旋角速度为1 (°)/s，闪锁断时间约为11 s。因此，在卫星旋转一周的6 min弧段内将会出现2次闪锁断。

 

注：最外圈圆外数值表示偏离±Zb轴指向(角度)，单位为(°)；实线圆表示不同指向上的增益，单位为dBi。

图5 测控天线方向图

Fig.5 Pattern of TT&C antenna

2 试验验证结果及分析

根据确定的主动离轨处置策略，对已退役的某太阳同步轨道卫星进行离轨控制。该卫星的轨道高度为1200 km，剩余燃料约32 kg(若按降轨150 km计算，要消耗燃料33 kg，届时将出现燃料不足的情况)，降交点地方时为09:30，陀螺的角速度测量范围为[-2.5，+2.5](°)/s。

2.1 离轨控制效果评估

由于目标区域范围不大于1300 km ，综合考虑节省燃料用于后续空间科学试验的需要，试验时抬升轨道50 km，即轨道高度提高到1250 km，消耗燃料约13 kg(剩余约20 kg)。在该轨道高度分布的空间碎片数量较少，且轨道抬升后卫星轨道高度衰减时间大大增长(见表1)。

2)降交点地方时漂移对光照条件的影响分析

 

表1 调整后轨道高度衰减估计Table 1 Estimation of orbit altitude attenuationafter adjustment

  

参数太阳活动中年太阳活动高年大气密度/(10-15kg·m-3)1.895.65每天半长轴衰减量/m-1.356-6.147轨道高度衰减量/m每天0.220.66每年80.30240.90

  

图6 离轨控制期间半长轴变化情况Fig.6 Variation of semimajor axis during deorbit control

2.2 离轨后安全处置结果评估

2.2.1 保能源

2.4 两组不良反应发生情况对比 观察组头昏乏力、恶心呕吐、皮疹以及头痛发生率与对照组相比，差异无统计学意义(均P>0.05)。见表4。

式中：地球引力常数μ=3.986 005×1014。

  

图7 降交点地方时与太阳光照条件关系Fig.7 Relationship between local descending node and solar illumination condition

  

图8 降交点地方时随时间的变化Fig.8 Local descending node changes with time

2.2.2 保燃料

卫星3轴主惯量关系为IXb>IZb>IYb，卫星自旋轴为Xb。通过滚动轴正向喷气使卫星本体绕Xb轴以约1 (°)/s的角速度实现自旋。通过仿真分析，自旋轴角速度越大，章动角越小：自旋角速度约为1 (°)/s时，姿态角基本收敛，而在自旋角速度约为0.5 (°)/s时，姿态角有发散的趋势，如图9～10所示。其中：在图9(a)和图10(a)中，Yb轴和Zb轴的有交叠；在图9(b)和图10(b)中，Xb轴和Yb轴的有交叠。

由图11(d)可知，角动量H幅值有逐步变大的趋势，当角速度增大到一定门限时，可进行消旋。最大角动量与卫星本体坐标系3轴夹角如图12所示。由于卫星受到外力矩(如太阳光压、重力梯度等)的长期影响，卫星姿态和自旋轴空间指向会随着时间推移发生缓慢变化，因此，对于卫星惯量主轴的确定，要建立相关模型，结合长期演化过程进一步分析。

 

  

图9 自旋角速度约0.5 (°)/s时在J2000惯性坐标系的姿态角和姿态角速度Fig.9 Attitude angle and angular velocity of spin velocity at 0.5(°)/s in J2000 coordinate system

 

  

图10 自旋角速度约1.0 (°)/s时在J2000惯性坐标系的姿态角和姿态角速度Fig.10 Attitude angle and angular velocity of spin velocity at 1.0(°)/s in J2000 coordinate system

确定自旋角速度约为1 (°)/s后，计算角动量H与卫星本体坐标系3轴的夹角及其变化趋势。将该卫星惯量张量及卫星本体惯量参数I代入式(3)中，计算可得角动量H与卫星本体坐标系3轴的夹角及角动量H的变化趋势，如图11所示。

 

 

 

  

图11 角动量与卫星本体坐标系3轴的夹角及角动量变化趋势Fig.11 Angle between angular momentum and satellite body coordinates system three axesand angular momentum variation trend

由图11(a)～11(c)可见，角动量H与卫星本体坐标系Xb，Yb，Zb轴的夹角趋于1.5°，89.3°，90.4°。卫星不是纯刚体，由于能量耗散，角动量H最终集中在惯量主轴方向，沿Xb轴方向(即角动量H方向)自旋。通过在轨数据验证：自旋轴与最大角动量方向基本一致，卫星本体在绕其最大惯量主轴旋转时，能够长期保持自旋稳定，无需消耗燃料。

数据集市是统计完成的数据，从TB级别的数据中做实时查询的效率很不理想，即使使用了分布式存储和计算技术，同样无法达到秒级的查询速度，所以需要根据分析需要，对需要实时呈现的分析主题数据进行汇总计算，并存放到Oracle等关系型数据库中，也就是数据集市。汇总过的数据量很小，传统关系库在查询过程中更有优势。技术架构图(图1)如下：

加强浙江省工程建设项目地质资料管理的对策建议（方浩亮等） ...................................................................9-35

  

图12 最大角动量与卫星本体坐标系3轴的夹角示意

 

Fig.12 Angle of max angular momentum and

 

satellite body coordinates system three axes

通用英语课程是大学英语课程的基本组成部分，旨在培养学生基本的语言技能，传授基本的语言知识，并增加社会、生活、文化、科学等方面的知识，提升综合文化素养。鉴于新升格本科院校师资力量不足、艺体类本科专业学生的英语水平、能力及学习速度差异较大等实际情况，在通用英语学习阶段，实施“水平分层，同层走班”策略，具体实施方法如下：

灵敏度指的是仪器对待测物体变化量的响应程度。窄频传感器是一种高灵敏度谐振传感器，具有很高的信噪比，对声发射信号具有很高的灵敏度。而宽频传感器工作频段较宽，对信号响应的灵敏程度较差。

卫星在-Zb轴方向半球内存在11°左右的2个干涉区(如图5所示)，干涉区内增益有可能低于-12 dB的指标要求。如图13所示：当自旋角速度为3 (°)/s(卫星自旋一周需要2 min)时，整个跟踪弧段可能经历15次闪锁断(应答机自动增益控制(AGC)门限为-110 dBm)，遥测接收和遥控上行会受到一定的影响，因而，为实现保测控目标，自旋角速度最好小于3 (°)/s。当自旋角速度为1 (°)/s时，闪锁断1次时间约为11 s，卫星旋转一周的6 min内会出现2次闪锁断，按照地面跟踪一轨15 min计算，整个跟踪弧段可能出现5次闪锁断。因此，自旋角速度为1 (°)/s能够保证遥控上行的正确性和遥测接收的连续性，在轨数据与预期一致。

  

图13 应答机AGC电平Fig.13 Transponder AGC level

3 结论

本文提出了一种基于升轨方式的低轨卫星主动离轨处置策略，通过对处置策略的分析及成功的工程实践应用，得到如下结论。

(1)对于在低轨中较高轨道的卫星，升轨方式可以较快完成离轨处置，解决单靠大气阻力无法实现25年内再入大气层的问题，为后续进入此轨道的卫星留出轨道空间，同时减少碰撞风险。

Intestinal intussusception is also an uncommon cause of abdominal pain and bowel obstruction in adults and it usually generates at a malignant lead point in this age group.

(2)目标轨道区域主要根据空间碎片及在轨卫星数量与轨道高度的关系，以及燃料受限情况确定。考虑到节省燃料，轨道转移通过多次霍曼变轨实现。

(3)在保能源中，主要满足太阳电池阵对准太阳；在保燃料中，使卫星按照一定的角速度自旋，构成足够大的角动量，以保持姿态稳定，从而避免使用喷气控制消耗燃料，但需要选择合理的自旋轴空间指向和自旋角速度；在保测控中，卫星的自旋角速度在一定范围内可满足测控条件。

由于卫星受到外力矩(如太阳光压、重力梯度等)的长期影响，卫星姿态和自旋轴空间指向会随着时间推移发生缓慢变化，建立相关模型，确定卫星惯量主轴，结合长期演化过程进一步分析，是后续需要解决的问题。

参考文献 (References)

[1] 周静，杨慧，王莉云.中高轨道卫星离轨参数研究[J].航天器工程，2013，22(2)：11-12

2.2.1活用增减挂钩政策，红利用于扶贫建设国土资源部从行业优势出发，下发《关于用好用活增减挂钩政策积极支持扶贫开发及易地扶贫搬迁工作的通知》，制定了城乡建设用地增减挂钩的“黄金政策”；贵州省国土资源厅依据贵州省情，进一步出台《关于用好用活增减挂钩政策积极支持扶贫搬迁的实施意见》，规范增减挂钩指标流转，实施易地扶贫搬迁挂图作战；以市场化方式，规范、公开、公平、有偿流转，充分体现土地级差收益，为扶贫工作多筹集资金。允许省内所有贫困县产生的城乡建设用地增减挂钩节余指标在全省内交易使用，收益返还指标产生的农村地区，用于扶贫，支持了农民住房、农村基础设施、公共服务设施的建设，达到精准施策、精准扶贫。

Zhou Jing， Yang Hui，Wang Liyun. Study on deorbit elements of medium earth orbit satellites [J].Spacecraft Engineering， 2013， 22(2)： 11-12 (in Chinese)

2.2.3 保测控

[2] 罗刚桥.地球静止轨道卫星寿命末期离轨方案研究[J].航天器环境工程，2005，22(2)：73-76

Luo Gangqiao.De-orbit project of GEO satellite in the end of lifetime [J]. Spacecraft Environment Engineering, 2005， 22(2)： 73-76 (in Chinese)

在轨运行过程中，由于太阳引力摄动，卫星倾角会发生长期的缓慢变化，进而引起降交点地方时漂移。因此，需要计算出目标轨道降交点地方时的变化，判断太阳电池阵光照条件。

Zhang Yujun， Feng Shuxing. Research on active space debris removal [J]. Journal of Academy of Equipment， 2010， 21(6)： 78-80 (in Chinese)

[4] 雷建宇，张永，郑世贵，等.载人航天器空间碎片防护与减缓设计[J].航天器环境工程，2012，29(4)：388-391

Lei Jianyu， Zhang Yong， Zheng Shigui， et al. Space debris shield and mitigation of a manned spacecraft [J]. Spacecraft Environment Engineering， 2012， 29(4)： 388-391 (in Chinese)

[5] IADC. IADC space debris mitigation guidelines [EB/OL]. [2017-04-21].http://stage.tksc.jaxa.jp/spacelaw/kokusai_utyu/space_debris2/IADC.pdf.

生物燃气即沼气主要由CH4和CO2组成，还有痕量的其他气体，如 H2S。生物燃气的制备是一个厌氧消化过程，包括水解、发酵和产甲烷三个连续阶段。在水解阶段，复合化合物被分解成可溶性糖。然后，发酵细菌将其转化为醇类、乙酸、挥发性脂肪酸和含有H2和CO2的气体，这些产物被产甲烷菌主要代谢成 CH4 （60% ～ 70%）和 CO2 （30% ～40%）[41]。

[6] 百度百科.核动力卫星[EB/OL].[2017-04-21].https：//baike.baidu.com/item/核动力卫星/3323111?fr=aladdin

Baidu Baike. Nuclear-powered satellite[EB/OL].[2017-04-21].https：//baike.baidu.com/item/核动力卫星/3323111?fr=aladdin (in Chinese)

[7] 刘林，杨建，王建华.近地轨道空间碎片清除策略分析[J].装备学院学报，2013，24(2)：70-73

由此，不仅能根据设备本身的宽度自动缩放，而且可手动缩放，以实现移动设备端界面自适应。以手机为例，显示效果见图6，只需上下滑动手机屏幕即可清晰地浏览网页。

Liu Lin， Yang Jian， Wang Jianhua. Research on space debris mitigation strategy in LEO [J]. Journal of Aca-demy of Equipment， 2013， 24(2)： 70-73 (in Chinese)

[8] 杨嘉墀.航天器轨道动力学与控制[M].北京：中国宇航出版社，1995：100-105

Yang Jiachi. Dynamics and control of spacecraft orbit [M]. Beijing： China Astronautics Press，1995： 100-105 (in Chinese)

[9] 肖业伦.航天器飞行动力学原理[M].北京：中国宇航出版社，1995：72-88

Xiao Yelun. Theory of spacecraft flight dynamics [M]. Beijing： China Astronautics Press， 1995：72-88 (in Chinese)

[10] 褚桂柏.航天技术概论[M].北京：中国宇航出版社，2002：312-315

Chu Guibai. Space technology introduction [M]. Beijing： China Astronautics Press， 2002：312-315 (in Chinese)

从此，东方微曦中，两个人会合，太阳升起时两个人分手，每次都慢跑大约一个小时。这一个小时，金灿灿暖洋洋，时光美好。一个月后，两个人的感情急速升温，最后发生了关系，让尹爱群没有想到的是，扬扬居然是个处女。

[11] 樊恒海，魏俊，冀蓉，等.海洋二号卫星重大故障抢救姿态恢复与轨道捕获控制技术[R].西安：西安卫星测控中心，2014：4-10

Fan Henghai， Wei Jun， Ji Rong， et al. Failure to rescue，attitude recovery and orbit capture control techno-logy of HY-2 satellite [R]. Xi’an： Xi’an Satellite Control Center， 2014：4-10 (in Chinese)

[12] 张国云，蔡立锋，黄晓峰，等.近圆太阳同步卫星轨道倾角偏差的影响和调整[J].上海航天，2014，31(2)：37-41

Zhang Guoyun， Cai Lifeng， Huang Xiaofeng，et al. Impact analysis and adjustment of nearly round sun-synchronous orbit satellite injection inclination devia-tion [J]. Aerospace Shanghai， 2014， 31(2)： 37-41 (in Chinese)