一种适用于地球静止轨道卫星平台的近地点变轨方法

技术领域

本发明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。

背景技术

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。这将对卫星的使用寿命造成显著影响。同时，在近地点变轨时，未装配星敏感器的卫星，不具有全天球的捕获能力，建立点火姿态非常困难，变轨操作容易出现点火失败导致变轨失败。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对没有配置星敏感器或星敏感器发生故障的静止轨道卫星，在其发射后未进入预定轨道情况下，提供一种适用于静止轨道卫星平台的近地点变轨方法。

本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：

一种适用于地球静止轨道卫星平台的近地点变轨方法，本方法运行步骤如下：

(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。

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

(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φ_RIGA11,θ_RIGA11,ψ_RIGA11；

(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

(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

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>gx0：

(t₁₁-t₁₀)B_gy0＝(θ_RIGA11-θ_RIGA10)-(θ₁₁-θ₁₀)

(t₂₁-t₂₀)B_gy0＝(θ_RIGA21-θ_RIGA20)-(θ₂₁-θ₂₀)；

计算常值漂移量B_gx0，B_gz0公式如下：

所述步骤(6)中陀螺漂移补偿值包括轨道常值漂移、轨道角速度产生的漂移，具体计算公式如下：

所述补偿值计算公式为：

其中，轨道角速度产生的漂移计算公式为：

为轨道常值漂移；

C_bo为对应本体系相对轨道系的三轴姿态角的转换矩阵，ω_by为轨道系沿Y轴轨道漂移角速度，其中轨道系以卫星质心为中心，Z轴指向地心，>

所述太阳捕获模式为卫星在空间中搜索太阳，以卫星本体坐标系-Z面2个太阳敏感器的输出信号分别作为滚动轴及俯仰轴的角位置反馈信号，以陀螺信号作为三轴速率反馈信号。

所述地球搜索模式为卫星在空间中搜索地球，以卫星本体坐标系-Z面2个太阳敏感器的输出信号分别作为滚动轴及俯仰轴的角位置反馈信号，以陀螺信号作为三轴速率反馈信号。

所述地球指向模式卫星卫星本体坐标系-Z轴维持指向地球中心方向，地球敏感器测量滚动角、俯仰角，太阳敏感器测量偏航角，陀螺测量三轴角速度。

所述全陀螺地球指向模式为使用陀螺积分来进行卫星本体坐标系三轴姿态测量、角速度测量。

所述全陀螺远地点模式为在发动机点火过程中使用陀螺积分进行卫星本体坐标系三轴姿态测量和角速度测量。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明提供了一种适用于静止轨道卫星平台的近地点变轨方法，充分利用卫星现有的敏感器配置和软件状态，不进行任何额外更改，能够在无需星敏感器的条件下进行卫星的变轨、标定，点火等操作，极大地减轻了实施变轨操作前的准备及验证工作，同时无需在轨软件对飞行过程进行修改即可实现卫星由近地点进入远地点的变轨运动；

(2)本发明在火箭未将卫星送入预定轨道的情况下，在完成变轨的过程中，通过注入常值漂移量，减小轨道倾角的变轨策略，在近地点实现卫星变轨，减少了推进剂的消耗，延长了卫星工作的寿命，方法易于实现，且具有通用性和可移植性。

附图说明

图1为发明提供的卫星近地点变轨方法流程图；

图2为发明提供的卫星轨道位置及姿态调整示意图；

具体实施方式

卫星配置有地球敏感器、惯性姿态敏感器(陀螺)、太阳敏感器和变轨发动机；软件上，地球敏感器可作为滚动、俯仰角输入，太阳敏感器可作为滚动、俯仰及偏航角输入，陀螺可测三轴角速率，陀螺积分可作为三轴姿态角输入。发射后，卫星运行于椭圆轨道，如图2所示，该椭圆轨道的约束是：远地点高度须满足地球敏感器可用条件。

如图1所示，本发明提供静止轨道卫星平台近地点变轨方法需要完成以下几个步骤。

(1)入轨后，控制系统工作在太阳捕获模式下，保持对日定向。为利用地球建立点火姿态并获取精确的陀螺常值漂移，第一步转入地球搜索模式，同时在地球搜索模式下进行陀螺漂移标定，并确定陀螺常值漂移。

陀螺常值漂移计算方法如下：

在到达远地点前2小时，卫星由太阳捕获模式转入地球搜索模式。姿态稳定后，设置卫星俯仰姿态偏置20°，滚动姿态偏置0°，等待姿态稳定后，记下此时(t₁₀时刻)-Z面上太阳敏感器滚动俯仰姿态输出φ₁₀和θ₁₀，20分钟后，再记下此时(t₁₁时刻)-Z面上太阳敏感器滚动俯仰姿态输出φ₁₁和θ₁₁以及三轴陀螺积分输出φ_RIGA11,θ_RIGA11,ψ_RIGA11。陀螺的常值漂移B_gx0，B_gy0，B_gz0有如下关系：

(t₁₁-t₁₀)B_gy0＝(θ_RIGA11-θ_RIGA10)-(θ₁₁-θ₁₀)

重新注入卫星姿态偏置，设置俯仰姿态偏置-20°，滚动姿态偏置0°，等待姿态稳定后，记下此时(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20分钟后，再记下此时(t₂₁时刻)>21和θ₂₁以及三轴陀螺积分输出陀螺的常值漂移B_gx0，B_gy0，B_gz0有如下关系：

(t₂₁-t₂₀)B_gy0＝(θ_RIGA21-θ_RIGA20)-(θ₂₁-θ₂₀)

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>gx0：

(t₁₁-t₁₀)B_gy0＝(θ_RIGA11-θ_RIGA10)-(θ₁₁-θ₁₀)

(t₂₁-t₂₀)B_gy0＝(θ_RIGA21-θ_RIGA20)-(θ₂₁-θ₂₀)；

计算常值漂移量B_gx0，B_gz0公式如下：

(2)接近远地点附近，确定该弧段轨道高度满足地球敏感器可用条件，在如图2所示的(x⁰，y⁰，z⁰)对应位置之前，地球敏感器开机，根据卫星所处的轨道位置建立俯仰角偏置以及滚动和偏航轴角速度偏置，开始进行地球搜索。

(3)地球敏感器搜索到地球信号之后，发送指令将工作模式转入地球指向模式。此时滚动、俯仰角由地球敏感器测量，卫星的Z轴指向地心；偏航角由太阳敏感器测量，指向太阳方向。如图2中(x⁰，y⁰，z⁰)所示的位置。

(4)在地球指向模式下，进行陀螺漂移标定。标定完成后，比较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。此时，可对陀螺常值漂移进行进一步精确，若飞行控制过程正常，则与步骤(1) 中所得结果应一致，计算方法如下：

三轴姿态稳定后，记录下每帧遥测下传的地球敏感器测量的滚动角和俯仰角、太阳敏感器输出、测量时刻。地球敏感器的采样周期为0.512秒。将开始记录时刻t₀对应的4个陀螺积分输出分别记为将终止记录 t_n对应的4个陀螺积分输出分别记为可求得常值漂移B_gx0，>gy0，B_gz0。

式中

其中，ω_oxi，ω_oyi，ω_ozi为轨道角速度在本体坐标系中的投影，ω_bxi，ω_byi，ω_bzi为卫星本体角速度，T为采样周期，T＝0.512。

(5)在地球指向模式下，发令注入偏航太阳姿态系数，将卫星本体的XOZ 面调整到轨道平面内，如图2中(x¹，y¹，z¹)所示的位置，此时，y¹刚好与轨道平面垂直。

(6)注入陀螺漂移补偿值，此补偿值包括陀螺自身常值漂移和轨道角速度影响。转入全陀螺地球指向模式，准备建立点火姿态。此时，卫星三轴姿态角均由陀螺角速率积分测量。需确保(4)～(6)操作执行过程中，地球敏感器可输出正确姿态。

其中，陀螺漂移补偿值计算方法如下：

轨道角速度产生的漂移为

转序欧拉角对应本体系相对轨道系的三轴姿态角，则公式⑦中

将C_bo表达式代入轨道角速度产生的漂移量中，得到：

因此，补偿值计算公式如下：

(7)在卫星到达远地点前约4～5分钟，进行俯仰姿态偏置，使卫星绕-Y 轴转90度，完成建立点火姿态。卫星到达远地点时，刚好处于图2中(x²，y²，>2)所示的姿态，即-z轴指向轨道前进方向，+x指地。

(8)重新注入陀螺漂移补偿值，此补偿值仅包含陀螺自身的常值漂移，目的主要是使卫星姿态在惯性坐标系中保持不变。

(9)如图2所示，卫星从远地点运动到近地点的整个过程中，姿态在惯性空间中始终维持(x²，y²，z²)的指向。近地点卫星到达近地点附近，再次注入漂移补偿值，此补偿值包含陀螺常值漂移和轨道角速度。

(10)在发动机点火点处，控制系统工作模式由全陀螺地指模式转入全陀螺远地点模式，此时，卫星三轴姿态角仍由陀螺角速率积分测量。推力器沉底 4分钟后，变轨发动机开始点火。

(11)点火结束后，卫星转入太阳捕获模式，确保能源安全。地面站开始测轨，计算控后轨道，检查近地点变轨控制效果。

本发明仅依赖地球敏感器、陀螺、太阳敏感器和变轨发动机，无需在轨软件修改即可实现。方法实现简单有效，极大地方便了工程使用，可推广运用于各类静止轨道卫星的飞行控制任务中。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。