考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法技术

本发明专利技术公开的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，包括：确定卫星当前飞行方向及本次轨道控制方向；计算并上注卫星姿态偏置量，实施姿态机动，使卫星建立轨控姿态；根据控制类型，预估卫星姿态机动产生的速度增量；计算卫星本次控制修正后的理论速度增量；计算定点捕获控制参数；上注轨控参数，实施轨道控制。本发明专利技术的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，通过对卫星姿态机动过程建模，可以准确预估姿态机动在控制方向上产生的速度增量大小，提前修正理论控制量，从而提高卫星的轨道控制精度，有效节省卫星燃料消耗，且方法操作性强、易推广和使用，对任务实施有一定的指导意义。导意义。导意义。

【技术实现步骤摘要】
考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法


[0001]本专利技术属于航天器测量与控制方法
，具体涉及考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法。

技术介绍

[0002]IGSO(Inclined GeoSychronous Orbit，倾斜地球同步轨道)卫星在完成转移段轨道控制后一般还需进行定点捕获控制，其目的主要是在卫星进入准同步轨道时，利用卫星推进分系统进行一系列的轨道修正控制，保证卫星满足定点指标要求(一般包括标称升交点地理经度、东西保持范围、偏心率大小等)，使卫星在保持区内自由摄动运动。定点捕获的控制方向由地面通过姿态偏置量注入设置，一般采用多台姿控推力器以脉冲点火或连续点火的方式实施。
[0003]常规的地球同步轨道卫星推进分系统一般包含多台姿控推力器，进行定点捕获控制时，根据轨控方向选取相对应的推力器组合即可，一般不需要进行姿态机动。某IGSO卫星推进分系统包含多台姿控推力器，且均斜装在星体某一面，所以进行定点捕获控制时必须先进行姿态机动，而调姿时，推力器喷气会产生与控制方向相同的速度增量，同时，相比于转移段轨道控制，定点捕获控制量一般较小，尤其最后一两批次的半长轴控制量仅为公里甚至百米量级，所以对该类卫星进行定点捕获控制时必须考虑姿态机动对轨道控制的影响。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的在于提供考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，可以提高IGSO卫星定点捕获的控制精度，有效节省卫星燃料消耗。
[0005]本专利技术所采用的技术方案是：考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，包括以下步骤：
[0006]步骤1、确定卫星当前飞行方向及本次轨道控制方向；
[0007]步骤2、计算并上注卫星姿态偏置量，实施姿态机动，使卫星建立轨控姿态；
[0008]步骤3、根据控制类型，预估卫星姿态机动产生的速度增量Δv
a
；
[0009]步骤4、根据步骤3所得速度增量Δv
a
计算卫星本次控制修正后的理论速度增量Δv
revi
；
[0010]步骤5、根据步骤4所得速度增量Δv
revi
计算定点捕获控制参数；
[0011]步骤6、上注轨控参数，实施轨道控制。
[0012]本专利技术的特点还在于，
[0013]步骤1中的本次轨道控制方向包括正飞加速控制、正飞减速控制、倒飞加速控制及倒飞减速控制。
[0014]步骤3中预估卫星姿态机动产生的速度增量Δv
a
为：
[0015][0016]式中，F
1x
(t)、F
3x
(t)分别为卫星姿态机动过程中第一、三阶段推力器产生的与控制方向相同的推力分量；T1为卫星姿态机动过程中第一阶段持续时长，T2为卫星姿态机动过程中第一及第二阶段持续时长，T3为卫星姿态机动过程中第一、第二及第三阶段持续时长；m(t)为轨控期间的卫星质量变化；M
s
为卫星当前质量。
[0017]步骤3中的卫星姿态机动过程通过角速度进行控制，角速度积分等于旋转角度，机动过程分为三个阶段：第一阶段，卫星某推力器组合进行喷气控制，使卫星绕旋转轴产生转动加速度a1，在角速度达到门限ω0时停控，持续时长T1；第二阶段，卫星绕旋转轴以角速度ω0转动，持续时长T2‑
T1；第三阶段，卫星某推力器组合进行喷气控制，使卫星绕旋转轴产生反向转动加速度a3，在旋转角转到位且角速度达到门限ε时停控，持续时长T3‑
T2；机动过程表达为：
[0018][0019][0020][0021]T1＝T3‑
T2[0022]θ＝const
[0023]式中，ω1(t)、ω3(t)分别表示为第一、三阶段卫星转动角速度。
[0024]步骤4中计算卫星本次控制修正后的理论速度增量Δv
revi
为：
[0025]Δv
revi
＝Δv
theo
‑
Δv
a
‑
Δv
′
a
[0026]式中，Δv
theo
为本次轨道控制理论速度增量，由轨控策略得到；Δv
′
a
为轨控结束后，卫星恢复控前姿态设置状态产生的速度增量。
[0027]步骤5中计算定点捕获控制参数包括本次控制时长Δt：
[0028][0029]式中，F(t)为卫星推力，m(t)为轨控期间的卫星质量变化；
[0030]还包括根据本次控制时长Δt计算控制开始时刻T
s
：
[0031][0032]t
c
为本次控制中间时刻，由轨控策略得到；
[0033]还包括根据本次控制时长Δt及脉冲设置参数计算脉冲次数N
p
。
[0034]步骤6中实施轨道控制后，判断卫星是否恢复控前姿态，若是，则进入步骤7；若否，则进入步骤8；
[0035]步骤7、计算并上注卫星姿态偏置量，实施姿态机动，使卫星恢复控前姿态；
[0036]步骤8、进行控后效果评估。
[0037]步骤8具体为：根据实测轨道进行推力器系数标定，其中，η
t
为本次控制使用的推力器系数，Δv
real
为实际控制速度增量，由实测轨道获得。
[0038]本专利技术的有益效果是：本专利技术的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，通过对卫星姿态机动过程建模，可以准确预估姿态机动在控制方向上产生的速度增量大小，提前修正理论控制量，从而提高卫星的轨道控制精度，有效节省卫星燃料消耗，且方法操作性强、易推广和使用，对任务实施有一定的指导意义。
附图说明
[0039]图1是本专利技术的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法的流程示意图；
[0040]图2是本专利技术的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法中卫星姿态机动过程中角速度变化示意图。
具体实施方式
[0041]下面结合附图以及具体实施方式对本专利技术进行详细说明。
[0042]实施例1
[0043]本专利技术提供了考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，如图1所示，包括以下步骤：
[0044]步骤1、确定卫星当前飞行方向及本次轨道控制方向；
[0045]步骤2、计算并上注卫星姿态偏置量，实施姿态机动，使卫星建立轨控姿态；
[0046]步骤3、根据控制类型，预估卫星姿态机动产生的速度增量Δv
a
；
[0047]步骤4、根据步骤3所得速度增量Δv
a
计算卫星本次控制修正后的理论速度增量Δv
revi
；
[0048]步骤5、根据步骤4所得速度增量Δv
revi
计算定点捕获控制参数；
[0049]步骤6、上注轨控参数，实施轨道控制；完成后，判断卫星是否恢复本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、确定卫星当前飞行方向及本次轨道控制方向；步骤2、计算并上注卫星姿态偏置量，实施姿态机动，使卫星建立轨控姿态；步骤3、根据控制类型，预估卫星姿态机动产生的速度增量Δv
a
；步骤4、根据步骤3所得速度增量Δv
a
计算卫星本次控制修正后的理论速度增量Δv
revi
；步骤5、根据步骤4所得速度增量Δv
revi
计算定点捕获控制参数；步骤6、上注轨控参数，实施轨道控制。2.如权利要求1所述的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，其特征在于，所述步骤1中的本次轨道控制方向包括正飞加速控制、正飞减速控制、倒飞加速控制及倒飞减速控制。3.如权利要求1所述的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，其特征在于，所述步骤3中预估卫星姿态机动产生的速度增量Δv
a
为：式中，F
1x
(t)、F
3x
(t)分别为卫星姿态机动过程中第一、三阶段推力器产生的与控制方向相同的推力分量；T1为卫星姿态机动过程中第一阶段持续时长，T2为卫星姿态机动过程中第一及第二阶段持续时长，T3为卫星姿态机动过程中第一、第二及第三阶段持续时长；m(t)为轨控期间的卫星质量变化；M
s
为卫星当前质量。4.如权利要求3所述的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，其特征在于，所述步骤3中的卫星姿态机动过程通过角速度进行控制，角速度积分等于旋转角度，机动过程分为三个阶段：第一阶段，卫星某推力器组合进行喷气控制，使卫星绕旋转轴产生转动加速度a1，在角速度达到门限ω0时停控，持续时长T1；第二阶段，卫星绕旋转轴以角速度ω0转动，持续时长T2‑
T1；第三阶段，卫星某推力器组合进行喷气控制，使卫星绕旋转轴产生反向转动加速度a3，在旋转角转到位且角速度达到门限ε时停控，...

【专利技术属性】
技术研发人员：许可，孙守明，伍升钢，兰宝君，李超，靳忠涛，叶修松，张海威，杨阳，杨彪，
申请(专利权)人：中国西安卫星测控中心，
类型：发明
国别省市：