[发明专利]卫星星座电推进离轨控制方法和系统

权利要求书

1.一种卫星星座电推进离轨控制方法，其特征在于，包括：

步骤S1：根据离轨任务要求，选取离轨轨道的特征点高度，并计算目标轨道的半长轴和偏心率；

步骤S2：对轨道的半长轴进行调整，沿着切向连续点火，直至半长轴降低至目标值；

步骤S3：对轨道的偏心率进行调整，整轨点火，沿着垂直拱线的方向点火直至偏心率满足目标值；

步骤S4：在轨道特征点点火，直至近地点高度和远地点高度满足离轨要求。

2.根据权利要求1所述的卫星星座电推进离轨控制方法，其特征在于，所述步骤S1包括：

步骤S1.1：根据设定的离轨时间，生成近\远地点高度包络矩阵；

步骤S1.2：在包络矩阵遍历采用，计算各采用点对应的离轨时间；

步骤S1.3：比较各采样点对应的离轨时间，根据燃料最省的原则，从中挑选近\远地点高度，确定离轨轨道参数，并采用二体模型，计算相应的半长轴和偏心率。

3.根据权利要求1所述的卫星星座电推进离轨控制方法，其特征在于，所述步骤S2包括：

根据当前初始轨道的半长轴及目标轨道的半长轴，根据二体模型及卫星推重比，计算相应的速度增量和点火时间；

在轨道坐标系下，设定点火方向为沿着X轴反向；采用整轨点火的策略，根据计算得到的点火时间，连续降轨直至半长轴满足要求。

4.根据权利要求1所述的卫星星座电推进离轨控制方法，其特征在于，所述步骤S3包括：根据当前在轨轨道的偏心率及目标轨道的偏心率，根据二体模型及卫星推重比，计算相应的速度增量和点火时间；

建立拱线固连坐标系，坐标系原点为卫星质心，X轴指向近地点质量，Y轴在轨道面内垂直X轴指向飞行方向，Z轴与其它两轴构成右手坐标系；

在拱线固连坐标系下，设定点火方向沿着Y轴，采用整轨点火的策略，根据计算得到的点火时间，连续降轨直至偏心率满足要求。

5.根据权利要求1所述的卫星星座电推进离轨控制方法，其特征在于，所述步骤S4包括：

根据步骤S2和步骤S3的调整结果，计算当前的近\远地点高度；

对比目标特征点高度，计算近点高度的差值、点火时间及速度增量，在远地点沿着轨道坐标系X轴点火，调整近地点高度；

对比目标特征点高度，计算远点高度的差值、点火时间及速度增量，在近地点沿着轨道坐标系X轴点火，调整远地点高度。

6.一种卫星星座电推进离轨控制系统，其特征在于，包括：

模块M1：根据离轨任务要求，选取离轨轨道的特征点高度，并计算目标轨道的半长轴和偏心率；

模块M2：对轨道的半长轴进行调整，沿着切向连续点火，直至半长轴降低至目标值；

模块M3：对轨道的偏心率进行调整，整轨点火，沿着垂直拱线的方向点火直至偏心率满足目标值；

模块M4：在轨道特征点点火，直至近地点高度和远地点高度满足离轨要求。

7.根据权利要求6所述的卫星星座电推进离轨控制系统，其特征在于，所述模块M1包括：

模块M1.1：根据设定的离轨时间，生成近\远地点高度包络矩阵；

模块M1.2：在包络矩阵遍历采用，计算各采用点对应的离轨时间；

模块M1.3：比较各采样点对应的离轨时间，根据燃料最省的原则，从中挑选近\远地点高度，确定离轨轨道参数，并采用二体模型，计算相应的半长轴和偏心率。

8.根据权利要求6所述的卫星星座电推进离轨控制系统，其特征在于，所述模块M2包括：

根据当前初始轨道的半长轴及目标轨道的半长轴，根据二体模型及卫星推重比，计算相应的速度增量和点火时间；

在轨道坐标系下，设定点火方向为沿着X轴反向；采用整轨点火的策略，根据计算得到的点火时间，连续降轨直至半长轴满足要求。