基于多维姿态偏置的地球同步卫星电推进倾角控制方法技术

本发明专利技术是关于一种基于多维姿态偏置的地球同步卫星电推进倾角控制方法，包括：根据卫星初始轨道和目标轨道，计算点火时刻和轨道倾角控制量；确定电推力器点火位置，并根据计算出的轨道倾角控制量确定每个点火时刻的姿态偏置角；计算电推力器的点火时长；考虑轨道倾角摄动，根据轨道倾角控制量和点火时长确定控制批次；计算摄动项以及径向分力对平经度改变量得到标称半长轴偏置量；实施控制。本发明专利技术针对电推进倾角对平经度、半长轴的耦合问题，设计了基于多维姿态偏置的电推进倾角控制方案，提出半长轴偏置的平经度漂移补偿方法，解决了电推控制期间电推进切、径向的耦合推力对平经度、半长轴的影响。半长轴的影响。半长轴的影响。

【技术实现步骤摘要】
基于多维姿态偏置的地球同步卫星电推进倾角控制方法


[0001]本专利技术涉及数据处理
，尤其涉及一种基于多维姿态偏置的地球同步卫星电推进倾角控制方法。

技术介绍

[0002]由于电推进技术具有高比冲、长寿命、小推力的特点，可显著提高航天器的有效载荷质量比，延长其工作寿命并降低发射成本，因此在航天器上得以广泛应用。在地球同步轨道（GEO）卫星中电推进常用于地球同步转移轨道（GTO）的轨道转移、位置保持等机动任务。除此之外，GEO卫星在轨期间还有倾角控制等机动任务需求。
[0003]其中，倾角控制不同于南北位置保持，通常，通信GEO卫星南北位置保持的保持范围最大是
±
0.1
°
，控制量为0.2
°
。而倾角控制的控制量较大，一般为0.3
°
以上。倾角控制所需速度增量比较大，化学推进实现容易，但燃料消耗量大。使用电推进实现，燃料消耗量小，但因其推力小所需时间较长牺牲了一些精度，好处是能够保持控制量均匀稳定，有利于小推力长期控制。
[0004]另外，为避免羽流和电磁辐射对有效载荷和太阳能电池帆板的影响，电推力器在星上安装位置为靠近背地板一侧，尽量远离有效载荷，推力通过质心向地心方向（Z方向）倾斜。同时，为减小羽流对卫星南北面上的太阳能帆板的污染，设置推力器与X、Y、Z方向有一定夹角。电推力器安装位置不仅会产生倾角控制所需的法向推力，而且在切向、径向上有分力，会对轨道半长轴、偏心率、平经度产生影响。所以需考虑在倾角控制期间如何有效消除半长轴、平经度变化的影响，这对电推进卫星的控制策略提出了新的要求。
[0005]因此，有必要改善上述相关技术方案中存在的一个或者多个问题。
[0006]需要注意的是，本部分旨在为权利要求书中陈述的本专利技术的技术方案提供背景或上下文。此处的描述不因为包括在本部分中就承认是现有技术。

技术实现思路

[0007]本专利技术的目的在于提供一种基于多维姿态偏置的地球同步卫星电推进倾角控制方法，进而至少在一定程度上解决由于相关技术的限制和缺陷而导致的一个或者多个问题。
[0008]本专利技术提供一种基于多维姿态偏置的地球同步卫星电推进倾角控制方法，所述控制方法包括以下步骤：
[0009]根据卫星初始轨道和目标轨道，计算点火时刻和轨道倾角控制量；
[0010]确定电推力器点火位置，并根据计算出的轨道倾角控制量确定每个点火时刻的姿态偏置角；
[0011]根据点火时刻、轨道倾角控制量以及姿态偏置角计算电推力器的点火时长；
[0012]考虑轨道倾角摄动，根据所述轨道倾角控制量和所述点火时长确定控制批次；
[0013]计算摄动项以及电推力器的径向分力对平经度改变量得到标称半长轴偏置量；
[0014]根据得到的标称半长轴偏置量以及控制批次实施控制。
[0015]优选的，所述根据得到的标称半长轴偏置量以及控制批次实施控制的步骤包括：
[0016]根据所述标称半长轴偏置量实施化学推进控制；
[0017]根据轨道倾角控制量以及控制批次实施电推进控制。
[0018]优选的，所述控制方法还包括以下步骤：
[0019]利用轨道倾角控制量、标称半长轴偏置量和偏心率三个参数对控制结果进行评估。
[0020]优选的，所述根据卫星初始轨道和目标轨道，计算点火时刻和轨道倾角控制量的步骤的计算过程如下：
[0021]初始轨道倾角在极坐标x轴的分量i
0x
和y轴上的分量i
0y
分别为：
[0022][0023]目标轨道倾角在极坐标x轴的分量i
1x
和y轴上的分量i
1y
分别为：
[0024][0025]轨道倾角控制量为，单位为度：
[0026][0027]轨道倾角控制量的矢量的控制方向为：
[0028][0029]点火中间点时刻为每天的t1时和t2时：
[0030][0031]其中，i0为初始轨道倾角，i1为目标轨道倾角，a为标称半长轴偏置量，为升交点赤经，为近地点幅角，为平近点角，为轨道历元时间，n为轨道角速度。
[0032]优选的，采用NE+SW或SE+NW组合的电推力器进行点火。
[0033]优选的，采用NE+SW或SE+NW组合的电推力器进行点火之后，通过调整滚动轴X轴姿态，电推力器对卫星产生法向推力；通过调整俯仰轴Y轴姿态，电推力器对卫星产生切向推力。
[0034]优选的，所述标称半长轴偏置量包括：J
22
项摄动对平经度改变量以及径向分力对平经度改变量。
[0035]优选的，J
22
项摄动对平经度改变量计算过程如下：
[0036]根据平经度的漂移速度D、漂移初速度D0、平经度漂移加速度关系有：
[0037][0038]对上式求积分得到：
[0039][0040]在平面中，上述方程的解为开口向右或者向左的抛物线，当平经度漂移加速度时，开口向右；当平经度漂移加速度时，开口向左，λ0为初始平经度，t为单批次连续点火时长，λ为漂移平经度；
[0041]平经度漂移加速度满足：
[0042][0043]其中，=
‑
14.545
°
；
[0044]计算出，从而得出用于抵消J
22
项摄动带来的半长轴偏置量a1。
[0045]优选的，径向分力对平经度改变量计算过程如下：
[0046][0047]其中，
△
D为平经度漂移率改变量，F0为初始电推力大小，α为滚动轴姿态偏置角度，β为俯仰轴姿态偏置角度，a2为用于抵消径向分力带来的半长轴偏置量。
[0048]本专利技术提供的技术方案可以包括以下有益效果：
[0049]本专利技术针对电推进倾角对平经度、半长轴的耦合问题，设计了基于多维姿态偏置的电推进倾角控制方案，提出了半长轴偏置的平经度漂移补偿方法，解决了电推进倾角控制期间电推进切、径向的耦合推力对平经度、半长轴的影响。
附图说明
[0050]此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0051]图1示出本专利技术示例性实施例中基于多维姿态偏置的地球同步卫星电推进倾角控制方法的流程图；
[0052]图2示出本专利技术示例性实施例中电推力器布局示意图；
[0053]图3示出本专利技术示例性实施例中倾角控制点火策略示意图；
[0054]图4示出本专利技术示例性实施例中姿态调整示意图；
[0055]图5示出本专利技术示例性实施例中倾角变化极坐标图；
[0056]图6示出本专利技术示例性实施例中倾角控制时平经度的变化本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.基于多维姿态偏置的地球同步卫星电推进倾角控制方法，其特征在于，所述控制方法包括以下步骤：根据卫星初始轨道和目标轨道，计算点火时刻和轨道倾角控制量；确定电推力器点火位置，并根据计算出的轨道倾角控制量确定每个点火时刻的姿态偏置角；根据点火时刻、轨道倾角控制量以及姿态偏置角计算电推力器的点火时长；考虑轨道倾角摄动，根据所述轨道倾角控制量和所述点火时长确定控制批次；计算摄动项以及电推力器的径向分力对平经度改变量得到标称半长轴偏置量；根据得到的标称半长轴偏置量以及控制批次实施控制。2.根据权利要求1所述控制方法，其特征在于，所述根据得到的标称半长轴偏置量以及控制批次实施控制的步骤包括：根据所述标称半长轴偏置量实施化学推进控制；根据轨道倾角控制量以及控制批次实施电推进控制。3.根据权利要求1所述控制方法，其特征在于，所述控制方法还包括以下步骤：利用轨道倾角控制量、标称半长轴偏置量和偏心率三个参数对控制结果进行评估。4.根据权利要求1所述控制方法，其特征在于，所述根据卫星初始轨道和目标轨道，计算点火时刻和轨道倾角控制量的步骤的计算过程如下：初始轨道倾角在极坐标x轴的分量i
0x
和y轴上的分量i
0y
分别为：；目标轨道倾角在极坐标x轴的分量i
1x
和y轴上的分量i
1y
分别为：；轨道倾角控制量为，单位为度：；轨道倾角控制量的矢量的控制方向为：；点火中间点时刻为每天的t1时和t2时：；其中，i0为初始轨道倾角，i1为目标轨道倾角，a为标称半长轴偏置量，为升交点...

【专利技术属性】
技术研发人员：张莹，方东，李全军，王超，李栋林，王建伟，王鼎蔚，徐川，朱鑫沛，
申请(专利权)人：中国西安卫星测控中心，
类型：发明
国别省市：