控制卫星在地球轨道中的轨道的方法、卫星和控制这种卫星的轨道的系统技术方案

本发明专利技术涉及一种用于控制卫星(10)在地球轨道中的轨道的方法(50)，通过根据机动计划控制包括至少一个推进器的推进装置(30，31)以及用于移动所述推进装置的移动装置(20，21)来控制卫星(10)的轨道。根据本发明专利技术，所述机动计划包括至少两个轨道控制机动，推进装置(30，31)在所述两个轨道控制机动期间的推力具有在惯性参照系中不平行的相应的推进方向，所述推力中的每一个被确定成同时控制卫星的轨道的倾角和位置以及形成与所述推力的推进方向正交的平面中的、使所述卫星的角动量存储装置去饱和的力矩。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】控制卫星在地球轨道中的轨道的方法、卫星和控制这种卫星的轨道的系统
本专利技术属于卫星的轨道和姿态控制领域。本专利技术特别有利地(但不限于)应用于在对地静止轨道(GEO)中的装备有电动推进装置的电信卫星的情况。
技术介绍
已知地球轨道中的卫星受到许多干扰。干扰一方面趋向于使得卫星相对于其轨道中的设定点位置发生移动，而另一方面趋向于修改所述卫星相对于设定点姿态的姿态。为了使卫星基本保持在设定点位置和设定点姿态，有必要对所述卫星执行轨道控制和姿态控制。轨道控制在于限制轨道参数的变化，轨道参数通常以卫星轨道的倾角、经度和偏心率来表示。在GEO轨道中的诸如电信卫星这样的卫星的情况下，轨道控制相当于控制卫星相对于地球的位置并且又被称为位置保持(S/K)。针对GEO轨道中的卫星的轨道控制通常采用若干轨道控制机动，在轨道控制机动期间卫星的助推器被激活。通过在各种轨道控制机动期间调整由所述推进器产生的推力并且还通过调整所述推进器的激活持续时间，来执行卫星的轨道控制。以传统方式，执行若干轨道控制机动：-南/北(N/S)机动使得能够控制卫星的轨道的倾角，-东-西(E/W)机动使得能够控制卫星的轨道的经度。通常，在化学推进器的情况下，在E/W机动期间控制偏心率；或者在电动推进器的情况下，在N/S机动期间控制偏心率。可以将卫星参照系定义成以所述卫星的质心为中心并且包括三个轴X、Y和Z：X轴平行于卫星的速度矢量，Z轴指向地球以及Y轴与X轴和Z轴正交。在卫星参照系中，N/S机动需要沿Y轴的推力，而E/W机动需要沿卫星参照系的X轴的推力。在一般情况下，N/S机动和E/W机动采用可能利用不同技术(例如，对于N/S机动是电动的，而对于E/W机动是化学的)的分开的推进器。用于N/S机动的推进器可以安装于移动装置上。这样的移动装置被用来使推进器的推进方向在YZ平面上保持与卫星的质心(卫星的质心会根据储罐中的推进剂的量、有效负载的设备的位置/定向等而随时间变化)对齐，以避免产生可能修改卫星姿态的力矩。轨道控制机动的时间(即，推进器的激活时间)、所述轨道控制机动的持续时间(即，推进器的激活持续时间)以及所述轨道控制机动的推力构成轨道控制机动计划。该机动计划被确定成使得推进器的消耗最小，同时将轨道参数保持在预定范围内。姿态控制在于控制卫星的定向，特别是相对于地球的定向。当卫星在轨道中就位时，干扰会施加力矩，该力矩趋向于使得所述卫星围绕其质心转动并且因此修改所述卫星相对于设定点姿态的姿态。要注意的是，轨道控制机动也可以在推力未与卫星质心完全对齐的情况下施加干扰力矩。为了使卫星保持在设定点姿态，通常卫星装备有角动量存储装置。角动量存储装置包括例如至少三个具有线性无关的转轴的反作用飞轮。通过控制所述反作用飞轮的旋转速度，可以产生与干扰力矩相反的力矩。由于干扰力矩的累积效应，因此所述反作用飞轮的旋转速度以及因此所存储的角动量趋向于逐渐增加。因此，有必要定期地使角动量存储装置去饱和以限制所述反作用飞轮的速度偏差。“去饱和”意指对卫星施加外部动量，该外部动量在被角动量存储装置吸收时使得能够减小所存储的角动量的量。角动量存储装置的这种去饱和称为角动量卸载。角动量存储装置的去饱和通常采用专用推进器，该专用推进器在专用姿态控制机动期间被激活。因此，显然轨道控制和姿态控制、特别是卫星的角动量存储装置的去饱和采用许多不同的推进器和/或许多不同的机动。由于其包括许多不同的推进器，因此卫星的复杂性和制造成本增加。由于必须执行许多不同的机动，因此推进器的消耗增加，这会降低卫星的使用寿命，特别是在化学推进器的情况下。同样，增加推进器的开/关序列的数量对于推进器的使用寿命具有负面影响。此外，地面部分的操作负荷与机动的数量直接相关。因此，期望限制机动的数量。
技术实现思路
本专利技术的目的是通过提出以下解决方案来克服尤其是上面所描述的那些现有技术解决方案的一些或全部局限：该解决方案使得能够限制控制卫星轨道和执行卫星的角动量存储装置去饱和所必需的推进器数量和机动数量。为此，根据第一方面，本专利技术涉及一种用于控制卫星在地球轨道中的轨道的方法，其中，通过根据机动计划控制包括至少一个推进器的推进装置以及用于在卫星参照系中移动所述推进装置的装置来控制卫星的轨道，其中，卫星参照系以卫星的质心为中心并且包括三个轴X、Y和Z，X轴平行于所述卫星的速度矢量，Z轴指向地球，以及Y轴与X轴和Z轴正交。该移动装置还适用于：-修改每个推进器的推进方向与卫星参照系的相应X轴、Y轴之间的角度，-移动每个推进器同时保持在卫星参照系中的恒定推进方向，从而产生沿与所述推进方向正交的平面中的任意轴的力矩，机动计划包括至少两个轨道控制机动，推进装置在所述两个轨道控制机动期间的推力具有在惯性参照系中不平行的相应的推进方向，并且所述两个轨道控制机动的所述推进力被确定成使得同时控制卫星轨道的倾角和经度，同时在惯性参照系中不平行的相应平面中产生适于使所述卫星的角动量存储装置去饱和的力矩，以便机动计划的所述两个轨道控制机动能够使所述角动量存储装置围绕三个轴去饱和。一般来说，贯穿本申请，推进力由推进矢量和所述推进力相对于卫星质心的施加点来限定。推进矢量本身由推进范数和单一范数推进方向来限定，单一范数推进方向对应于由所述推进范数归一化的推进矢量。如上文所指出的，移动装置使得能够修改每个推进器的推进方向与所述卫星参照系的相应X轴、Y轴之间的角度。因此，可以利用这种移动装置来形成推力，该推力具有如下推进方向：其适于同时控制卫星轨道的倾角(沿Y轴的分量)和卫星轨道的经度(沿X轴的分量)。移动装置还使得能够在卫星参照系中以恒定推进方向移动每个推进器(即，仅推力的施加点移动)，以产生沿与所述推进方向正交的平面中的任意轴的力矩。因此，可以利用这种移动装置来形成不仅适于控制卫星轨道的倾角和经度而且适于在与所述推进方向正交的平面中产生使角动量存储装置去饱和的力矩的推力。实际上，对于给定的推进方向，移动推力的施加点所产生的力矩的可能的轴全部位于与所述推进方向正交的平面中。因此，对于给定的推进方向，可以仅在二维矢量空间中实现角动量存储装置去饱和。由于机动计划包括推力在惯性参照系中沿各自不平行的方向的至少两个轨道控制机动，因此与推进方向正交的平面也不平行，使得对于这两个轨道控制机动而言通常可以在三维矢量空间中实现角动量存储装置去饱和。在特定实施方式中，卫星轨道控制方法可以单独地或以任何技术上可行的组合具有以下特征中的一个或更多个。在特定实施方式中，机动计划被确定成贯穿所述机动计划的所述两个轨道控制机动而提供围绕三个轴的预定最小去饱和能力。这种布置的优点在于：其促使将去饱和方面的需求考虑在内以确定机动计划。例如，可以确定所述两个轨道控制机动的推进力的推进矢量以控制卫星轨道的倾角和经度，同时贯穿所述两个轨道控制机动而提供围绕三个轴的预定最小去饱和能力。此后，可以修改所述轨道控制机动的推力的施加点而无须修改根据倾角和经度控制方面的需求而确定的推进矢量，以产生使角动量存储装置去饱和的力矩。由于推进矢量被确定成贯穿所述两个轨道控制机动而提供围绕三个轴的预定最小去饱和能力，因此也可以使角动量存储装置至少部分地去饱和，而不管角动量存储装置中所存储的角动量在惯性参照系中的方本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于控制卫星(10)在地球轨道中的轨道的方法(50)，其中，通过根据机动计划控制包括至少一个推进器的推进装置(30，31)以及用于在卫星参照系中移动所述推进装置的移动装置(20，21)，来控制所述卫星(10)的轨道，其中，所述卫星参照系以所述卫星的质心为中心并且包括三个轴X、Y和Z，X轴平行于所述卫星的速度矢量，Z轴指向地球，并且Y轴和X轴与Z轴正交，其特征在于，所述移动装置能够：‑修改每个推进器的推进方向分别与所述卫星参照系的X轴、Y轴之间的角度，‑沿着所述卫星参照系中的恒定推进方向移动每个推进器，从而形成沿与所述推进方向正交的平面中的任意轴的力矩，所述机动计划包括至少两个轨道控制机动，所述推进装置在所述两个轨道控制机动期间的推力具有在惯性参照系中不平行的各自的推进方向，所述两个轨道控制机动的所述推力被确定成使得同时控制所述卫星的轨道的倾角和经度，并且产生在惯性参照系中不平行的相应平面中的、能够使所述卫星的角动量存储装置去饱和的力矩，使得所述机动计划的所述两个轨道控制机动能够使所述角动量存储装置关于三个轴去饱和。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2014.06.19 FR 14556301.一种用于控制卫星(10)在地球轨道中的轨道的方法(50)，其中，通过根据机动计划控制包括至少一个推进器的推进装置(30，31)以及用于在卫星参照系中移动所述推进装置的移动装置(20，21)，来控制所述卫星(10)的轨道，其中，所述卫星参照系以所述卫星的质心为中心并且包括三个轴X、Y和Z，X轴平行于所述卫星的速度矢量，Z轴指向地球，并且Y轴和X轴与Z轴正交，其特征在于，所述移动装置能够：-修改每个推进器的推进方向分别与所述卫星参照系的X轴、Y轴之间的角度，-沿着所述卫星参照系中的恒定推进方向移动每个推进器，从而形成沿与所述推进方向正交的平面中的任意轴的力矩，所述机动计划包括至少两个轨道控制机动，所述推进装置在所述两个轨道控制机动期间的推力具有在惯性参照系中不平行的各自的推进方向，所述两个轨道控制机动的所述推力被确定成使得同时控制所述卫星的轨道的倾角和经度，并且产生在惯性参照系中不平行的相应平面中的、能够使所述卫星的角动量存储装置去饱和的力矩，使得所述机动计划的所述两个轨道控制机动能够使所述角动量存储装置关于三个轴去饱和。2.根据权利要求1所述的方法(50)，其特征在于，所述机动计划被确定成确保在所述机动计划的所述两个轨道控制机动期间关于三个轴的预定最小去饱和能力。3.根据权利要求1或2所述的方法(50)，其特征在于，所述机动计划使得满足下面的条件：|EN1+EN2+RN·sin(ΔT)|>Г其中符号：-Г是严格为正的标量值，-EN1对应于所述机动计划的第一轨道控制机动的推力沿X轴的分量与沿Y轴的分量之比，-EN2对应于所述机动计划的第二轨道控制机动的推力沿X轴的分量与沿Y轴的分量之比，-RN对应于所述机动计划的第一轨道控制机动或第二轨道控制机动的推力沿Z轴的分量与沿Y轴的分量之比，-ΔT等于2π·(T2–T1–Torb/2)/Torb，其中符号T1是所述第一轨道控制机动的时间，T2是所述第二轨道控制机动的时间，以及Torb是所述卫星的轨道周期。4.根据权利要求1或2所述的方法(50)，其特征在于，所述机动计划使得满足下面的条件：其中符号：-Λ是严格为正的标量值，-对应于所述机动计划的所述两个轨道控制机动的推力F1与F2之间的叉积的范数。5.根据前述权利要求中的一项所述的方法(50)，其特征在于，所述两个轨道控制机动的推力在卫星参照系中不对准，并且所述两个轨道控制机动的时间具有与所述卫星的二分之一轨道周期不同的时间间隔。6.根据前述权利要求中的一项所述的方法(50)，其特征在于，所述移动装置包括承载所述推进装置的推进器的关节臂(20，21)，所述关节臂包括至少三个关节(22，23，24)，每个关节具有围绕转轴旋转的至少一个旋转自由度，对于至少两对相邻关节而言，相邻关节各自的转轴不平行，所述推进器的推力是通过控制所述关节臂的关节来被控制的。7.根据权利要求1至5中的一项所述的方法(50)，其特征在于，所述移动装置包括用于控制所述卫星的姿态的控制装置以及承载所述推进装置的推进器的关节臂，所述关节臂包括至少两个关节，每个关节具有至少一个旋转自由度，所述推进器的推力是通过控制所述关节臂的关节和所述卫星的姿态来被控制的。8.根据权利要求6或7所述的方法(50)，其特征在于，所述关节臂包括至少一个附加关节，在所述机动计划的至少一个轨道控制机动期间控制所述推进装置和所述移动装置以产生推力，该推力被确定成还控制所述卫星的轨道的偏心率。9.根据权利要求1至7中的一项所述的方法(50)，其特征在于，通过控制所述卫星的相对于所述卫星固定定向的附加推进装置(40)，来控制所述卫星的轨道的偏心率。10.根据前述权利要求中的一项所述的方法(50)，其特征在于，所述机动计划的所述两个轨道控制机动的时间和/或持续时间被确定成使得在所述机动计划期间控制所述卫星的轨道的偏心率。11.根据前述权利要求中的一项所述的方法(50)，其特征在于，由地面站确定能够仅控制所述卫星的轨道的中间机动计划并发送至所述卫星，并且要实施的机动计划是由所述卫星根据所述中间机动计划来确定的。12.根据前述权利要求中的一项所述的方法(50)，其特征在于，所述机动计划针对所述卫星...

【专利技术属性】
技术研发人员：瓦莱里奥·莫罗，吉恩·菲舍尔，
申请(专利权)人：空中客车防务和空间公司，
类型：发明
国别省市：法国,FR