CN101066706A - 减小姿控喷气对轨道影响的估计与补偿方法 - Google Patents

Abstract

减小姿控喷气对轨道影响的估计与补偿方法，包括(1)当航天器在轨飞行的时间会出现动量轮卸载时，在地面可见的弧段进行强制动量轮卸载。(2)根据遥测数据首先获得喷气加速度在航天器本体坐标系中的分量，再结合航天器姿态、轨道位置，计算喷气加速度在航天器惯性坐标系中的分量，在定轨时计算并计入了喷气摄动，以补偿姿控喷气对轨道确定精度的影响。(3)在轨控参数计算过程中，增加建立点火姿态和恢复巡航姿态两次大角度调姿过程中喷气摄动的模型，将姿控喷气引入轨控计算中去，补偿喷气摄动对变轨精度的影响。本发明的方法补偿了喷气对轨道的影响，实现了对轨道的精确控制。

Description

减小姿控喷气对轨道影响的估计与补偿方法

技术领域

本发明涉及一种航天器估计与补偿姿态控制喷气对轨道影响的方法。

背景技术

月球探测卫星不同于在地球附近飞行的航天器。要使航天器从环绕地球的飞行轨道转移到环绕月球的轨道，GNC(制导、导航与控制)系统除了必须高度可靠、能够不失时机地完成各项姿态和轨道控制任务之外，还必须千方百计保证轨道确定和整个飞行轨道的精度。

月球探测卫星在调相轨道、转移轨道和近月制动轨道段飞行时大部分时间处于巡航姿态。在环月轨道上长期处于对月定向姿态。轨道测量正是在以上两种状态进行。此时卫星姿态控制用动量轮实现，基本避免了喷气对轨道的扰动。但是，由于受到环境干扰力矩的作用，产生角动量积累，造成动量轮饱和。在地球轨道运行的航天器(目前在轨运行以及在研的低轨航天器)通常利用地磁场，采用磁力矩器进行动量轮卸载。而对于环月轨道运行的航天器只能利用喷气控制进行卸载。月球探测卫星的姿控推力器大都安装在星体-X面，姿控喷气时产生速度增量，影响航天器轨道。

由于变轨前的测定轨在巡航姿态下进行，计算出轨控参数(开机时刻、点火时长、点火目标姿态、目标角速度等)后才进行姿态机动建立点火姿态，而姿态机动采用喷气控制完成，轨控过程中姿态控制和轨控后恢复巡航姿态的姿态机动也会喷气。如果在变轨参数计算时不加以考虑，这些喷气对变轨精度都会产生影响。

上述这些问题在近地轨道以及地球静止轨道航天器中均不十分突出，一般在轨道模型中不考虑姿控喷气对轨道的影响。但对于深空探测的航天器影响比较大。如美国的火星气象航天器(MCO)于1999年9月23日在近拱点制动时坠入火星大气层烧毁。其主要原因是由于定轨过程中低估了喷气影响而导致定轨误差过大(定轨结果150km，实际为50km，已深入火星大气层)造成的。

针对上述问题，国内外学者进行了相关的研究，但未见此方面的相关报道。在MCO航天器中星上软件首先格根据每一个推力器的喷气时间，计算推力器产生的小推力，同喷气时间一同下传至地面。地面系统接收到数据后，预估航天器卸载时可能产生的速度增量。地面不控制动量轮卸载发生的时刻，在不可见弧段内的动量轮卸载无法得到准确的数据，只能依靠估计的结果在轨道模型中进行补偿。此种估计方法的估计精度依赖于模型精度，估计误差较大。

针对我国第一颗月球探测卫星或其他对轨道要求严格的航天器，其精确的轨道控制是任务成功的关键，喷气对轨道的影响问题尤为突出。除了在控制系统设计中考虑采用动量轮控制航天器对日定向等减少喷气的措施，还研究了多种工作模式下的喷气影响分析和补偿方法。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，针对姿控喷气对测定轨以及轨控精度的影响，提出一种减小姿控喷气对轨道影响的估计与补偿方法，补偿了喷气对轨道的影响，实现了对轨道的精确控制。

本发明的技术解决方案：本发明针对环境干扰力矩等作用引起的角动量饱和，设计了强制卸载手段，安排在地面可见的弧段(在出测控区之前的一段时间)进行，通过地面注入卸载指令，强制动量轮卸载。根据遥测数据首先获得喷气加速度在航天器本体坐标系中的分量，再结合航天器姿态与轨道，计算喷气加速度在航天器惯性坐标系中的分量，在定轨时计算并计入了喷气摄动，以补偿姿控喷气对轨道确定精度的影响。在轨控参数计算过程中，增加建立点火姿态和恢复巡航姿态两次大角度调姿过程中喷气摄动的模型，将姿控喷气引入轨控计算中去，补偿喷气摄动对变轨精度的影响。本发明的详细技术解决方案如下：

减小姿控喷气对轨道影响的估计与补偿方法，其特征在于包括：

(1)强制卸载：

a1、根据航天器在轨飞行的时间，估算环境力矩引起的动量积累大小，确定航天器出现角动量卸载的时刻，当航天器在轨飞行的时间会出现卸载时，进入步骤b1，当航天器在轨飞行的时间不会出现卸载时，进入步骤(2)；

b1、在地面可见弧段，由地面向航天器注入卸载指令，注入卸载指令的时间要保证在地面可见弧段卸载完成；

c1、航天器上控制软件响应地面指令，利用喷气控制进行动量轮卸载；

d1、卸载期间，航天器上自动累计喷气时间，并将此时间作为遥测数据，传回地面，供地面进行喷气补偿计算时使用；

e1、地面注入卸载完成指令，清除强制卸载状态字；

(2)姿控喷气摄动对定轨进行补偿：

a2、根据遥测数据计算喷气总摄动加速度在航天器本体坐标系中的分量；

b2、结合航天器姿态与轨道，计算喷气总摄动加速度在航天器惯性坐标系中的分量；

c2、在定轨计算时计入喷气总摄动加速度在航天器惯性坐标系中的分量，以补偿姿控喷气对轨道确定精度的影响；

(3)变轨前后姿控喷气对轨控精度影响的补偿：

a3、建立调姿的喷气摄动数表；

b3、在轨控计算时，结合喷气摄动数表，估算调姿机动喷气的摄动，加入到轨控计算中，以补偿喷气摄动对变轨精度的影响。

本发明与现有技术相比的优点：

(1)本发明对于航天器在轨期间出现的动量轮卸载情况采用在可见弧段对动量轮强制卸载策略，有效减少了航天器在不可测控弧段的喷气卸载次数，可以及时利用实时遥测数据在定轨中补偿卸载喷气对轨道的影响。

(2)本发明充分利用遥测数据，将计算导出的喷气加速度从本体坐标系转换至惯性坐标系，以此来修正地面定轨模型，可有效补偿喷气对轨道的影响。

(3)本发明利用欧拉轴角姿态转换方式，计算了姿态机动时的喷气摄动表。在轨控参数计算中根据航天器本体相对于目标姿态的误差四元数查表求得航天器的速度增量，补偿在轨控计算中，修正轨控量，从而提高轨控精度。

(4)本发明保证了轨道确定以及轨控的精度，可广泛应用于各种航天器的定轨和变轨控制中，特别是对定轨以及轨控精度要求高的航天器中。

(5)测定轨过程中的补偿方法解决姿控喷气对轨道产生的影响，提高定轨精度。

附图说明

图1为本发明的强制卸载流程图；

图2为本发明测定轨补偿流程图；

图3为本发明调姿对轨控影响补偿流程图。

具体实施方式

1、强制卸载实施步骤如下：

a1、根据航天器在轨飞行的时间，估算环境力矩引起的动量积累大小，确定航天器出现角动量卸载的时刻。对于航天器在轨期间出现的动量轮卸载情况(包括在不可见弧段出现的角动量卸载情况)采取在地面可见弧段强制卸载的方法来获得角动量卸载的喷气数据。当航天器在轨飞行的时间会出现卸载时，进入步骤b1，当航天器在轨飞行的时间不会出现卸载时，进入步骤(2)。

对于航天器在轨期间出现的动量轮卸载情况，地面可见弧段注入卸载指令的时间，要能保证在可见弧段卸载完毕，下面给出一种环月轨道上运行的卫星动量轮卸载时刻确定方法。由于在环月轨道上运行的卫星重力梯度力矩是主要的环境干扰力矩。在估算动量积累中只考虑重力梯度力矩的影响，对于其他航天器，可以针对环境干扰力矩的主要因素作适当变换。

以航天器标称零姿态为估计干扰力矩的参考姿态(航天器本体坐标系与轨道坐标系重合)。重力梯度力矩的计算公式为：

    T_gx＝3ω₀ ²(-I_yz)；

    T_gy＝3ω₀ ²(I_zx)；

    T_gz＝0

其中，T_gx，T_gy，T_gz为重力梯度力矩在卫星本体坐标系中的三个分量，

T_g＝[T_gx T_gy T_gz]^T；I_yz，I_zx为惯量积， $I=\left[\begin{array}{ccc}{I}_{\mathrm{xx}}& -I_{\mathrm{xy}}& -I_{\mathrm{xz}}\\ -I_{\mathrm{xy}}& I_{\mathrm{yy}}& -I_{\mathrm{yz}}\\ -I_{\mathrm{xz}}& -I_{\mathrm{yz}}& I_{\mathrm{zz}}\end{array}\right];$ ω₀为轨道角速度。

将上述本体坐标系中的重力梯度力矩转换为惯性坐标系下的表示，并进行积分：

    T_gi＝A_oi ^-1T_g

$H_{\mathrm{gi}}=\underset{0}{\overset{t}{\∫}}{T}_{\mathrm{gi}}\mathrm{dt}$

其中，A_oi为轨道坐标系相对于惯性坐标系的姿态转换矩阵；H_gi为重力梯度力矩在惯性坐标系下的积累。

将在惯性坐标系中积分得到的动量积累转换为本体坐标下的表示

H_g＝[H_gx H_gy H_gz]^T：

    H_g＝A_oiH_gi

在卫星当前的角动量上加入动量积累后，达到角动量限制(动量轮的饱和角动量)的时刻即为预计出现动量轮卸载的时刻。若此时刻在卫星的可见弧段内，则不用强制卸载。若预计的时刻出现在卫星的不可见弧段，则在卫星出可见弧段前的一段时间(保证完成一次动量轮强制卸载)，进行一次动量轮强制卸载。

b1、在a1中确定的地面可见弧段，由地面向航天器注入卸载指令。卸载流程图如图1所示，此卸载指令可以采用数据块的形式，也可采用指令形式。具体方式需根据航天器或航天器实际的上行控制方式进行选择。本发明中的一种月球探测卫星采用了姿控数据块的形式进行强制卸载指令的注入。地面将姿控数据块按照通讯协议进行打包后，发送到星上的数据管理系统，再由数管分系统通过总线发送到星上控制计算机。控制计算机接收后将其解码更新星上的卸载状态字。

c1、航天器上控制软件响应地面指令，利用喷气控制进行动量轮卸载：航天器根据卸载状态字，自主进行动量轮卸载模式，控制动量轮的角动量回到标称值。卸载期间对星体姿态的影响由喷气控制进行抑制。喷气控制采用经典的相平面控制方法完成。卸载完成后，航天器根据动量轮角动量和姿态估值自主退出卸载模式，恢复正常控制。

d1、卸载期间，航天器上自动累计喷气时间，并将此时间作为遥测数据，传回地面。供地面进行后续的喷气补偿计算。

e1、地面再次注入姿控数据块，清除强制卸载状态字。

2、如图2所示，根据遥测数据确定姿控喷气摄动对定轨计算的补偿方法实施步骤

a2、在航天器控制软件中，将推力器的喷气时间进行累积，并将此数据作为遥测数据经过航天器的数据管理系统传到地面接收站。地面处理软件根据航天器遥测数据的编码格式，对下传的遥测数据进行解码后，提供航天器系统使用。

b2、事后估算姿控喷气摄动

记相邻遥测帧中的星时T记为T_i-1和T_i。∑XT、∑YT、∑ZT、∑NXT、∑NYT、∑_NZT分别为航天器X，Y，Z三轴的正、负方向喷气时间累计量。下面估算区间[T_i-1，T_i]上的姿控喷气摄动加速度在地球赤道惯性坐标系的三个分量。

b21、确定单个推力器的摄动大小

根据遥测量获得各个推力器点火累计时间；以X轴正向喷气时间累计∑_XT为例，用相邻两帧作差商并乘以推力加速度即得到相邻两帧之间X轴正向推力器的平均推力加速度

$f_{\mathrm{Xi}}={\mathrm{kf}}_{\mathrm{THR}}\frac{{\mathrm{\Σ}}_{\mathrm{XT},i}-{\mathrm{\Σ}}_{\mathrm{XT},i-1}}{T_i-T_{i-1}}$

式中k为标定修正系数，f_THR为该方向推力器推力加速度估计值：

$f_{\mathrm{THR}}=\frac{F_{\mathrm{THR}}}{M_{\mathrm{SAT}}}.$

F_THR为该方向推力器推力估计值，与贮箱压力温度有关。M_SAT为航天器质量估计值。

依次类推，可以得出相邻两帧之间X，Y，Z三正、负向推力器的平均推力加速度f_Xi，f_NXi，f_Yi，f_NYi，F_Zi，f_NZi。

b22、确定所有推力器总摄动加速度在航天器本体坐标系分量

计算出区间[T_i-1，T_i]内所有推力器加速度的矢量和在本体系的列矩阵表示

$f_{\mathrm{Bi}}=\underset{j}{\mathrm{\Σ}}{f}_{\mathrm{ji}}{\hat{f}}_{\mathrm{Bj}}$

其中求和遍及所有推力器， 是沿第j个推力器推力轴在本体系的方向余弦列矩阵。

按照此方法在月球探测器中的应用，其对应关系如下：

其中，j＝2A，2B，3A，3B，4A，4B，5A，5B，6A，6B，7A，7B为月球探测器中12个推力器的编号。加电工作指该推力器电磁阀加电且相应推力器分支的自锁阀开启。

b23、确定航天器在惯性坐标系的姿态

a)有星敏感器遥测数据的计算方法

若本帧有星敏感器数据可用，则用星敏遥测数据确定航天器在惯性坐标系中的姿态矩阵A_BIi计算方法如下：

设星敏感器测量量遥测数据为：光轴矢量Z_I＝[Z_I1 Z_I2 Z_I3]^T；

                            横轴矢量[X_I＝[X_I1 X_I2 X_I3]^T；

星敏感器光轴、横轴在航天器本体坐标系下的表示(装订于星上)为：

                光轴矢量Z_B＝[Z_B1 Z_B2 Z_B3]^T；

                横轴矢量X_B＝[X_B1 X_B2 X_B3]^T

计算航天器的惯性姿态四元数：

              A_BIi＝Avv(X_I，Z_I，X_B，Z_B)，函数定义如下：

函数A＝Avv(X_1I，X_2I，X_1b，X_2b)

函数名：Avv

输入：X_1I，X_2I，X_1b，X_2b(均为单位矢量)

输出：A＝(a_ij)_3×3

函数内容：

{

    V_2I＝Cp(X_1I，X_2I)；

    V_2I＝V_2I/Norm(V_2I)；

    V_3I＝Cp(X_1I，V_2I)；

    V_2b＝Cp(X_1b，X_2b)；

    V_2b＝V_2b/Norm(V_2b)；

    V_3b＝Cp(X_1b，V_2b)；

$A=X_{1b}{X}_{1I}^T+V_{2b}{V}_{2I}^T+V_{3b}{V}_{3I}^T;$

}

保存A_BI0＝A_BIi；

用遥测的姿态四元数q换算成姿态矩阵A_BIgi，计算方法如下：

A_BIgi＝Aq(q)，函数定义如下：

函数A＝Aq(B)

函数名：Aq

输入：B＝[b₁，b₂，b₃，b₄]^T

输出：A＝(a_ij)_3×3

函数内容：

{

$a_{11}=1-{2b}_2^2-{2b}_3^2$

    a₁₂＝2b₁b₂+2b₃b₄

    a₁₃＝2b₁b₃-2b₂b₄

    a₂₁＝2b₁b₂-2b₃b₄

$a_{22}=1-{2b}_1^2-{2b}_3^2$

    a₂₃＝2b₂b₃+2b₁b₄

    a₃₁＝2b₁b₃+2b₂b₄

    a₃₂＝2b₂b₃-2b₁b₄

$a_{33}=1-{2b}_1^2-{2b}_2^2$

}

保存A_BIg0＝A_BIgi。

b)无星敏感器遥测数据的计算方法

本帧无星敏感器数据可用，则每帧先周遥测的姿态四元数q换算姿态矩阵A_BIgi

用下式估算惯性姿态矩阵：A_BIi＝A_BIgiA_BIg0 ^-1A_BI0

b24、确定喷气总摄动加速度在惯性坐标系分量

计算喷气摄动的惯性坐标系分量f_Ii

           f_Ii＝A_BIi ^-1f_Bi

c2、在定轨计算中考虑姿控喷气摄动

在测轨弧段上同时采集处理遥测数据得到姿控喷气摄动

          f(t)＝f_Ii，当T_i-1＜t≤T_i

f(t)为3×1矩阵，是摄动在惯性系三分量。在定轨时计算并计入了喷气摄动后，喷气对轨道确定精度的影响大部分应该得到补偿。

3、如图3所示，变轨前后姿控喷气对轨控精度影响的补偿方法实施步骤

a3、建立两次调姿的喷气摄动数表

a31、建立点火姿态喷气摄动表

该喷气摄动表为一数表。输入是目标姿态(点火初始姿态)相对于姿态机动控前姿态的相对姿态(三个独立变量)，从姿态机动开始时刻起算的相对时间(第四个独立变量)。输出是摄动加速度在初始姿态本体系的三分量。

数表建立原理及方法：给定航天器机动前的姿态和机动到位的目标姿态后，根据相对姿态信息，星上按照相平面喷气控制逻辑，驱动姿控发动机工作，控制航天器姿态转动至目标姿态。由于喷气控制逻辑是固定的，因此在这个过程中，不考虑外界干扰力矩的情况下，根据航天器相对姿态姿态误差可以确定姿控发动机产生的推力。根据这个特点，地面事先进行不同相对姿态角情况下的数学仿真，根据仿真结果给出喷气过程中产生的加速度在初始姿态坐标系的表示。

a32、恢复巡航姿态喷气摄动表

该喷气摄动表为一数表。输入是太阳方向在姿态机动前姿态(点火关机时姿态)本体系的三分量(两个独立变量)，从姿态机动开始时刻起算的相对时间(第三个独立变量)。输出是摄动加速度在控前姿态本体系的三分量。

数表建立原理及方法：根据太阳位置、航天器初始姿态可以计算出航天器和太阳的相对位置关系，根据太阳和航天器的位置关系以及太阳捕获方式(用哪种太阳敏感器进行太阳捕获)按照星上捕获逻辑可确定航天器搜索太阳的方向、捕获太阳过程，进而可根据星上控制逻辑确定喷气控制过程和该过程产生的加速度。由于太阳捕获逻辑和相平面喷气控制逻辑是固定的，因此在这个过程中，不考虑外界干扰力矩的情况下，相对位置关系和捕获方式相同情况下，姿控发动机产生的推力是可以事先确定的。根据这个特点，地面事先进行不同相对位置和不同捕获方式的数学仿真，根据仿真计算结果给出喷气过程中产生的加速度在初始姿态坐标系的表示。

在计算轨控参数时根据航天器点火前的控前姿态以及轨控结束后的航天器姿态，既可将上述本体系中的摄动分量转化为惯性系中的分量。

b3、在轨控计算中考虑两次调姿的喷气摄动

在第一次计算中可以不考虑姿态机动喷气对轨道的耦合影响。第一次算出开机姿态和关机姿态后，即可估算两次调姿机动喷气的摄动，并加入到轨控计算中，以补偿喷气摄动对变轨精度的影响。

b31、建立点火姿态喷气摄动补偿量计算步骤

【输入】初始姿态四元数估值q，目标四元数q_T；

【输出】初始姿态坐标系中的速度增量ΔV和完成机动时间Δt

【工程常数表】初始姿态相对于目标采样q_i(i＝1，2，…，n)相对应的ΔV_i(速度增量)和Δt_i(完成机动所用时间)

【计算公式】

a.计算航天器姿态相对于目标姿态的误差：

q_BT＝Qim(q_T，q)；

q_BT＝q_BT/Norm(q_BT)

if(q_BT(4)＜0)q_BT＝-q_BT；

b.依次计算航天器姿态相对于目标姿态的误差q_BT与惯性调姿数表中所有姿态四元数q_i的误差q_BTi＝Qim(q_BT，q_i)；

c.查表：计算误差量的最小值： $q_j=\min \left(\sqrt{q_{\mathrm{BTi}1}^2+q_{\mathrm{BTi}2}^2+q_{\mathrm{BTi}3}^2}\right),$ 确定惯性调姿表中的索引值j。以此值为依据，在惯性调姿表中查找q_j对应的速度增量 $\mathrm{\Δ}{\stackrel{\→}{V}}_j={[{\mathrm{\ΔV}}_{j1},{\mathrm{\ΔV}}_{j2},{\mathrm{\ΔV}}_{j3}]}^T$ 和作用时间Δt_j；

d.将表中的控前坐标系中的速度增量转化为惯性坐标系中的速度增量。

$\mathrm{\Δ}\stackrel{\→}{V}={\left[\mathrm{Aq}\left(q\right)\right]}^T\mathrm{\Δ}{\stackrel{\→}{V}}_j;$

e.令作用完成时间为Δt＝Δt_j。

b32、恢复巡航姿态喷气摄动补偿量计算步骤

【输入】当前姿态四元数估值q，太阳在惯性系的矢量Si；

【输出】初始姿态坐标系中的速度增量ΔV和完成机动时间Δt；

【工程常数表】太阳在初始姿态本体系中分量采样S_bi(i＝1，2，…，n)所对应的ΔV_i和完成时间Δt_i；

【计算公式】

a.根据航天器姿态四元数，计算航天器本体坐标系相对于惯性坐标系的姿态转换矩阵：A＝Aq(q)；A为航天器本体坐标系相对于惯性坐标系的姿态转换矩阵。

b.将太阳矢量转换为在航天器本体坐标系中的表示：Sb＝A*Si；Sb为太阳矢量在航天器本体坐标系中的分量；

c.计算太阳矢量Sb与数表中每一个Sbi的差：dSbi＝Norm(Sb-Sbi)；

d.查表：计算误差量的最小值：Sbj＝min(dSbi)，确定恢复巡航姿态数表中的索引值j，以此值为依据，在表中查找Sbj对应的 和Δt_j；

e.本次太阳定向产生的速度增量为： $\mathrm{\Δ}\stackrel{\→}{V}=A^T\mathrm{\Δ}{\stackrel{\→}{V}}_j;$

f.完成时间为Δt＝Δt_j。

上述步骤中的函数定义如下：

函数A＝Qim(B，C)

函数名：Qim

输入：B＝[b₁ b₂ b₃ b₄]^T；C＝[c₁ c₂ c₃ c₄]^T

输出：A＝[a₁ a₂ a₃ a₄]^T

函数内容：

{

    a₁＝-b₁·c₄-b₂·c₃+b₃·c₂+b₄·c₁

    a₂＝b₁·c₃-b₂·c₄-b₃·c₁+b₄·c₂

    a₃＝-b₁·c₂+b₂·c₁-b₃·c₄+b₄·c₃

    a₄＝b₁·c₁+b₂·c₂+b₃·c₃+b₄·c₄

}

函数a＝Norm(B)

函数名：Norm

输入：B＝[b1，b2，...，bn]^T，n表示向量B的维数

输出：a

函数内容：

{

$a=\sqrt{b_1^2+b_2^2+\·\·\·+b_n^2}$

}

以上所描述的系统只是本发明的一种情况，本领域技术人员可以根据不同的要求和设计参数在不偏离本发明的情况下进行各种增补、改进和更换，因此，本发明是广泛的

Claims (8)

1、减小姿控喷气对轨道影响的估计与补偿方法，其特征在于包括：

(1)强制卸载：

a1、根据航天器在轨飞行的时间，估算环境力矩引起的动量积累大小，确定航天器出现角动量卸载的时刻，当航天器在轨飞行的时间会出现卸载时，进入步骤b1，当航天器在轨飞行的时间不会出现卸载时，进入步骤(2)；

b1、在地面可见弧段，由地面向航天器注入卸载指令，注入卸载指令的时间要保证在地面可见弧段卸载完成；

c1、航天器上控制软件响应地面指令，利用喷气控制进行动量轮卸载；

d1、卸载期间，航天器上自动累计喷气时间，并将此时间作为遥测数据，传回地面，供地面进行喷气补偿计算时使用；

e1、地面注入卸载完成指令，清除强制卸载状态字；

(2)姿控喷气摄动对定轨进行补偿：

a2、根据遥测数据计算喷气总摄动加速度在航天器本体坐标系中的分量；

b2、结合航天器姿态与轨道，计算喷气总摄动加速度在航天器惯性坐标系中的分量；

c2、在定轨计算时计入喷气总摄动加速度在航天器惯性坐标系中的分量，以补偿姿控喷气对轨道确定精度的影响；

(3)变轨前后姿控喷气对轨控精度影响的补偿：

a3、建立调姿的喷气摄动数表；

b3、在轨控计算时，结合喷气摄动数表，估算调姿机动喷气的摄动，加入到轨控计算中，以补偿喷气摄动对变轨精度的影响。

2、根据权利要求1所述的减小姿控喷气对轨道影响的估计与补偿方法，其特征在于：所述步骤(1)中的卸载指令采用数据块的形式或指令形式。

3、根据权利要求1所述的减小姿控喷气对轨道影响的估计与补偿方法，其特征在于所述的地面向航天器注入卸载指令的方法是：地面将姿控数据块按照通讯协议进行打包后，发送到航天器的数据管理系统，再发送到航天器上的控制计算机，控制计算机接收后将其解码更新航天器上的卸载状态字。

4、根据权利要求1所述的减小姿控喷气对轨道影响的估计与补偿方法，其特征在于步骤(1)中所述的利用喷气控制进行动量轮卸载的方法是：航天器根据卸载状态字，自主进入动量轮卸载模式，控制动量轮的角动量回到标称值，卸载期间对星体姿态的影响由喷气控制进行抑制，喷气控制采用相平面控制方法完成，卸载完成后，航天器根据动量轮角动量和姿态估值自主退出卸载模式，恢复正常控制。

5、根据权利要求1所述的减小姿控喷气对轨道影响的估计与补偿方法，其特征在于步骤(2)中根据遥测数据计算喷气总摄动加速度在航天器本体坐标系中的分量的方法是：首先根据遥测数据中获得的各个推力器点火累计时间计算各个推力器的平均推力加速度；然后计算所有推力器总摄动加速度在航天器本体坐标系中的分量。

6、根据权利要求1所述的减小姿控喷气对轨道影响的估计与补偿方法，其特征在于：所述步骤(3)中调姿的喷气摄动数表包括点火姿态喷气摄动表和恢复巡航姿态喷气摄动表。

7、根据权利要求1或5所述的减小姿控喷气对轨道影响的估计与补偿方法，其特征在于：所述步骤(3)中点火姿态喷气摄动表的输入是点火初始姿态相对于姿态机动控前姿态的相对姿态和从姿态机动开始时刻起算的相对时间，输出是摄动加速度在初始姿态本体系的三分量。

8、根据权利要求1或5所述的减小姿控喷气对轨道影响的估计与补偿方法，其特征在于：所述步骤(3)中恢复巡航姿态喷气摄动表的输入是太阳方向在点火关机时姿态本体系中的三分量和从姿态机动开始时刻起算的相对时间，输出是摄动加速度在姿态机动控前姿态本体系的三分量。

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