[发明专利]一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法

权利要求书

1.一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法，其特征在于：该方法包括如下步骤：

S1：根据已知的卫星瞬时轨道要素，利用平跟估算法得到此时卫星的平均轨道要素；

S2：根据所述卫星平均轨道要素与目标平均轨道要素的差距以及误差容限的大小，确定卫星所处控制状态；

S3：根据所述卫星所处控制状态及第一控制方法确定所需气动力方向，从而确定气动舵的偏转方向；

S4：将卫星全部受力代入摄动方程进行积分，得到新的瞬时轨道要素；

S5：利用所述新的瞬时轨道要素计算空间误差，判断空间误差径向分量是否大于给定的最大值；若是，则返回步骤S2，重复执行步骤S2～步骤S5；若否，则将步骤S3中的第一控制方法替换为第二控制方法，返回步骤S2，重复执行步骤S2～步骤S5；

其中，步骤S3所述的第一控制方法，为利用推力控制卫星的半长轴，利用气动力控制卫星的轨道倾角、升交点赤经和偏心率；

其中，所述的第二控制方法，为利用推力同时控制卫星的半长轴和偏心率，利用气动力控制卫星的轨道倾角和升交点赤经。

2.根据权利要求1所述的一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法，其特征在于：所述步骤S2具体过程如下：

其中，卫星平均半长轴a_m，目标平均半长轴a_m0，误差容限Δa；若初始时刻a_m≤a_m0，则需要控制半长轴增大直至a_m＞a_m0+Δa；若初始时刻a_m＞a_m0，则需要控制半长轴减小直至a_m＜a_m0-Δa；此后当a_m＜a_m0-Δa则控制半长轴增大直至a_m＞a_m0+Δa；当a_m＞a_m0+Δa则控制半长轴减小直至a_m＜a_m0-Δa，如此循环；其中Δa是个正数，代表半长轴误差容限的大小；

其中，卫星平均轨道要素x_m，目标平均轨道要素x_m0，误差容限Δx；若|x_m-x_m0|≤Δx，则卫星处于误差容限范围内，不需要控制；若x_m-x_m0＞Δx，则卫星超出误差容限上限，需要控制其减小；若x_m-x_m0＜-Δx，则卫星超出误差容限下限，需要控制其增大；其中，卫星平均轨道要素x_m包括卫星平均轨道倾角i_m、卫星平均升交点赤经Ω_m、卫星平均偏心率e_xm和e_ym；目标平均轨道要素x_m0包括目标平均轨道倾角i_m0、目标平均升交点赤经Ω_m0、目标平均偏心率e_xm0和e_ym0；误差容限Δx是个正数，代表误差容限的大小。