一种适用于地球静止轨道卫星平台的近地点变轨方法技术

一种适用于静止轨道卫星平台的近地点变轨方法，利用地球敏感器、惯性姿态陀螺、变轨发动机，在静止轨道卫星发射后入轨高度不足的情况下，实施近地点的卫星变轨。首先在远地点附近捕获地球，通过转入对地姿态并获取陀螺罗标定结果的方式激活地球敏感器，依靠向控制计算机注入漂移补偿值控制卫星工作模式的变化，达到卫星在静止轨道中的连续变轨。该方法克服了现有变轨技术推进剂消耗过多，卫星近地点姿态确定困难的问题，能够较容易的建立点火姿态，具有全天球捕获能力，可靠性高。

For a geostationary satellite platform perigee orbit method

For a geostationary satellite platform perigee orbit method, using the earth sensor, gyro, inertial attitude maneuver engine in the geostationary satellite launch into orbit height under the condition of insufficient implementation of the perigee of satellite orbit. First, capturing the earth at a remote site near earth sensor into the ground through activation of attitude and obtain gyrocompass calibration results, to rely on computer control injection drift compensation value change control of the satellite working mode, to achieve continuous orbit satellites in geostationary orbit. The method overcomes the excessive consumption of propellant orbit, satellite perigee attitude determination problem, can easily establish ignition posture, has the ability to capture the high reliability.

【技术实现步骤摘要】
一种适用于地球静止轨道卫星平台的近地点变轨方法
本专利技术涉及一种适用于地球静止轨道卫星平台的近地点变轨方法，属于卫星控制领域。
技术介绍
在现有技术的地球静止轨道卫星平台的发射任务中，没有配置星敏感器的景致轨道卫星在发射后未进入预定轨道的情况下，高度低于近地点，不满足地球敏感器使用高度限制时，卫星的远地点变轨实现非常困难，无法实现正确的点火推进变轨。在以往国内外的发射任务中，由于火箭故障未能将卫星送入预定轨道的情况时有发生。如2009年发射的印尼Palapa-D卫星，由于火箭故障，远地点只有2.1万公里，经过实施多次近地点变轨策略，才实现定点。此次CHINASAT-9A卫星发射，火箭仅仅将卫星送入了近地点高度为200km，远地点高度为16400km的轨道，远远低于预定轨道高度。如果卫星不能及时进入静止轨道，则无法开展正常业务，将会造成巨大的经济损失。与Palapa-D卫星不同，CHINASAT-9A卫星没有配置星敏感器，这给卫星近地点姿态确定带来了很大困难。在火箭未将卫星送入预定轨道情况下，卫星可利用自身的变轨发动机将其送入地球静止轨道，但卫星需额外消耗更多的推进剂。这将对卫星的使本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种适用于地球静止轨道卫星平台的近地点变轨方法，其特征在于步骤如下：(1)控制卫星转入地球搜索模式，在地球搜索模式下进行陀螺漂移标定，确定陀螺常值漂移，控制卫星向远地点轨道升高；(2)当卫星达到地球敏感器可用的轨道弧段高度后进行地球搜索；(3)地球敏感器搜索到地球信号后，控制卫星工作模式转入地球指向模式；(4)卫星转入地球指向模式后进行陀螺漂移标定，完成标定后比较并记录地面陀螺漂移标定结果、地球搜索模式陀螺标定结果和地球指向模式陀螺标定结果；(5)控制卫星本体调整至轨道平面内指定位置，所述指定位置为以卫星质心为中心，X轴指向卫星星体纵轴，Z轴指向卫星运动时面向地球的方向，Y轴按右手正交定则定义...

【技术特征摘要】
1.一种适用于地球静止轨道卫星平台的近地点变轨方法，其特征在于步骤如下：(1)控制卫星转入地球搜索模式，在地球搜索模式下进行陀螺漂移标定，确定陀螺常值漂移，控制卫星向远地点轨道升高；(2)当卫星达到地球敏感器可用的轨道弧段高度后进行地球搜索；(3)地球敏感器搜索到地球信号后，控制卫星工作模式转入地球指向模式；(4)卫星转入地球指向模式后进行陀螺漂移标定，完成标定后比较并记录地面陀螺漂移标定结果、地球搜索模式陀螺标定结果和地球指向模式陀螺标定结果；(5)控制卫星本体调整至轨道平面内指定位置，所述指定位置为以卫星质心为中心，X轴指向卫星星体纵轴，Z轴指向卫星运动时面向地球的方向，Y轴按右手正交定则定义建立的坐标系的XOZ平面与轨道平面平行位置；(6)注入陀螺漂移补偿值，将卫星工作模式转入全陀螺地球指向模式，卫星继续向远地点轨道升高；(7)在卫星到达远地点前，进行俯仰姿态偏置，建立点火姿态；(8)卫星沿轨道向近地点运动，到达近地点轨道附近时再次注入陀螺漂移补偿值；(9)将卫星工作模式转入全陀螺远地点模式，卫星推进装置点火工作；(10)点火结束后，控制卫星工作模式转入太阳捕获模式。2.根据权利要求1所述的一种适用于地球静止轨道卫星平台的近地点变轨方法，其特征在于：所述步骤(1)中陀螺漂移标定步骤如下：(a)卫星转入地球搜索模式后，将卫星俯仰姿态偏置设置为20°，将滚动姿态偏置设置为0°，记录姿态稳定后当前时刻t10时刻-Z面上太阳敏感器滚动俯仰姿态输出φ10和θ10以及三轴陀螺积分输出φRIGA10,θRIGA10,(b)飞行时间经过20分钟后，记录当前时刻t11时刻-Z面上太阳敏感器滚动俯仰姿态输出φ11和θ11及三轴陀螺积分输出φRIGA11,θRIGA11,ψRIGA11；(c)此时重新将卫星俯仰姿态偏置设置为-20°，滚动姿态偏置设置为0°，记录姿态稳定后当前时刻t20时刻-Z面上太阳敏感器滚动俯仰姿态输出φ20和θ20以及三轴陀螺积分输出φRIGA20,θRIGA20,(d)飞行时间经过20分钟后，记录当前时刻t21时刻-Z面上太阳敏感器滚动俯仰姿态输出φ21和θ21以及三轴陀螺积分输出φRIGA21,θRIGA21,其中，根据上述公式计算得到的两个常值漂移量求平均值得到常值漂移量Bgx0：(t11-t10)Bgy0＝(θRIGA11-θRIGA10)-(θ11-θ10)(t21-t20)Bgy0＝(θRIGA21-θRIGA20)-(θ21-θ20)；计算常值漂移量Bgx0，Bgz0公式如下：

【专利技术属性】
技术研发人员：张树华，姚蘅，李建平，郭廷荣，薛立林，李乐尧，贾涛，成聪，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11