[发明专利]卫星星座电推进离轨控制方法和系统

说明书

本发明提供了一种卫星星座电推进离轨控制方法和系统，涉及航天器轨道设计与控制技术领域，该方法包括：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。本发明能够实现对离轨轨道参数集的快速评估与优选；通过采用在不同坐标系下分阶段点火的策略，降低半长轴与偏心率的耦合性，有利于简化实际任务离轨方案的复杂性。

技术领域

本发明涉及航天器轨道设计与控制技术领域，具体地，涉及一种卫星星座电推进离轨控制方法和系统。

背景技术

星座整体功能的实现依赖于所有组网卫星的正常工作。当某颗卫星出现故障并难以完全修复时，必须对其实施运寿命终止处置策略，通过轨控使其离轨进入大气层烧毁，或者转移到废弃轨道上去，以防止与其它卫星碰撞产生空间碎片。对于轨道高度在1000km左右的低轨卫星，在离轨时可以将其置入近地点高度在400km左右的离轨轨道，利用大气阻力将其拉入大气层坠毁。

在离轨轨道近地点高度确定的情况下，离轨时间随着远地点高度的降低而缩短，而较低的远地点高度需要卫星提高较大的速度增量。电推进具有比冲高，寿命长的优点，但也存在推力小，轨道调整时间长的缺点。采用电推进进行离轨时，迫切需要考虑故障卫星快速离轨的要求，以降低其与其它卫星碰撞的风险，为此需要研究此类卫星的快速离轨电推进控制算法。

目前，人们对航天器变轨进行了一些研究，经检索，与算法设计相关的主要有：

公开号为CN101767657A的发明专利，公开了一种基于电动力绳系的卫星离轨装置及方法，解决了推进剂离轨方法的离轨成本高、而大气阻力离轨方法的离轨效率低的问题，从而提供一种基于电动力绳系的卫星离轨装置及方法。该专利关注的利用空间电磁环境的离轨装置的设计，而本专利则关注电推进轨控算法，差异较大。

公开号为CN103144784B的发明专利。公开了一种适用于导航GEO卫星的离轨方法，给出了导航GEO卫星离轨操作及要求,保证了导航GEO卫星寿命结束后顺利进入弃置轨道。该专利关注的高轨卫星的离轨控制和操作，而本专利则关注低轨的轨控算法，在算法设计和操作存在很大的差异。

公开号为CN108860662A的发明专利，公开了一种基于太阳光压的中轨道卫星离轨方法，考虑到中轨道区域目前还没有明确的废弃卫星处理原则以及太阳帆技术的发展前景，建立废弃卫星的摄动力模型,废弃卫星长期演化模型，分析了有无太阳帆情况下的长期演化情况，验证了太阳帆实现再入大气层的可行性。该专利关注的中轨卫星的太阳光压离轨控制和操作，而本专利则关注低轨的电推进轨控算法，控制对象、模型、算法设计和操作存在很大的差异。

总的来说，人们对低轨卫星星座的快速离轨电推进控制算法研究的关注程度仍不够，相关的研究成果也较为欠缺，这与其重要的应用价值不匹配，为此应进一步深入卫星星座离轨控制，为其任务设计提供有效的轨道控制方案。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明提供一种卫星星座电推进离轨控制方法和系统。

根据本发明提供的一种卫星星座电推进离轨控制方法和系统，所述方案如下：

第一方面，提供了一种卫星星座电推进离轨控制方法，所述方法包括：

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；