CN102880184B - 一种静止轨道卫星自主轨道控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种静止轨道卫星自主轨道控制方法，属于卫星自主轨道控制技术领域，可以应用于静止轨道卫星长期运行管理任务。当卫星在东西或是南北方向上超出了规定的误差盒后，需要进行相应的自主轨道维持；同时考虑到卫星在静止轨道漂移的规律性以及自主导航结果的误差，所以每次计算自主轨道轨控量时，即南北方向和东西方向的控制冲量，分别为ΔV_NS和ΔV_EW，需要判断控制量的有效性和每两次控制之间的时间间隔合理性。本发明的方法已经在中星卫星上成功应用，遥测结果显示卫星自主控制策略正确，该方法可以推广应用于所有要求具备自主功能的地球静止轨道卫星。

Description

一种静止轨道卫星自主轨道控制方法

技术领域

本发明涉及一种静止轨道卫星自主轨道控制方法，属于卫星自主轨道控制技术领域，可以应用于静止轨道卫星长期运行管理任务。

背景技术

卫星自主轨道控制属于目前航天各国争相开展的研究工作，它属于航天器导航、制导与控制方向上的制导与控制部分，从现在公布的资料可知，存在一类近似自主轨道控制的卫星，如美国的深空探测卫星一号，虽然可以利用RemoteAgent进行自主运行管理，但轨道控制需要按照计划进行，主要表现在制导方面仍然基于地面的规划，所以真正完全的自主轨道控制，尤其是进行航天器在轨长期维持时的自主轨道控制并不多，实现较为困难。

在高轨道卫星上，国外成功型号有1975年美国空军发射的林肯试验卫星8号和9号，星上配备的测量系统包括两个太阳穿越敏感器和地平扫描器，该系统可确定卫星的经度及卫星滚动和俯仰姿态角。尽管该系统自主位置保持的精度不是很高，并且飞行任务有限，但是它证明了卫星自主导航的可行性。相关具体技术并未在公开资料上公布。

近些年来，对自主控制研究的重点是星座自主控制技术，它的成功将为地面进行星座轨道维持管理提供巨大的方便，节省星座运行成本。星座自主运行从技术实现上比单颗卫星复杂。星座中的每颗卫星由于其初始入轨误差以及在轨运行期间所受轨道摄动的微小差异，经过一段时间的飞行，星座卫星就会逐渐偏离设计轨道，使星座结构失衡，最后导致星座失效，甚至卫星之间发生碰撞。星座轨道控制的任务就是要完成初始构形捕获后，保持一定的星座构形。

铱星系统虽然在商业上失败了，但在星座自主运行技术上却是非常成功的。铱星星座的轨道控制(包括备份星的轨道提升、工作星的位置保持和退役星的离轨机动)既可星上自主进行，也可根据地面指令执行。每颗卫星及其相邻卫星的星历均由星上外推获得，并且每隔一星期左右由地面更新一次。卫星被部署到其最终工作轨道且初始姿态稳定后，系统就处于完全自主运行状态，但仍具有地面控制的备份能力，位置精度为：纵向±6km；横向±5km。

Microcosm设计的星座结构自主保持系统充分利用了Microcosm在很多飞行器上使用过的软、硬件和导航系统。仿真结果显示，通过现有的LEO星座的自主位置控制系统，可以将绝大多数轨道面内位置误差控制在1.5km以内，而无需复杂的星间通信和地面控制系统。垂直轨道面控制的长期位置误差可以保持在1km之内。Microcosm公司的OCK软件已成功地用于Surrey大学的UoSat-12卫星的自主控制。在从1999年9月23日开始的为期29天的自主轨道控制实验中，卫星共点火53次，总速度增量73.3mm/s，位置保持精度在0.9km范围内。

美国EO-1/LandSat-7编队飞行试验对星座自主轨道控制进行了演示，这是NASA新千年计划项目之一，目的就是验证星座自主性。NASA戈达德空间中心利用基于模糊逻辑的轨道机动和闭环轨道控制形成了轨道自主控制软件，结合GPS导航和电推进技术，能够在星上融合诸多冲突自主实现星座相对位置控制。在EO-1相对Landsat-7轨道保持阶段，它能够自主维持在轨道误差盒之内。

还有一大类自主轨道控制是交会、拌飞等多个航天器近距离相对运动的控制，如航天飞机与国际空间站、我国的天宫一号与神舟八号之间的自主交会对接以及美国近两年的卫星近距离接近和拌飞实验；这些控制主要依据近距离相对测量敏感器，如微波雷达、可见光相机以及相对GPS等，实现的自主控制方式一般是实时闭环轨道控制，控制频率高，燃料消耗较大，当然其控制精度也较高；控制的目的显然与在轨长期工作下卫星轨道维持不同，这些控制方式通常无需考虑航天器之间的摄动差，控制的优化解中燃料消耗仅是一个相对次要的因素，更多的是关注位置精度和时间约束。

相对来说，单星轨道控制上，低轨道卫星轨道控制算法比静止轨道卫星更加简单，主要是进行轨道抬高或降低，一般不进行轨道面外变轨，抵消摄动影响或是根据在轨要求进行轨道高度调整，所以对于单星自主轨道控制而言，除了深空探测航天器较为复杂外，静止轨道卫星的轨道控制是比较复杂，对自主轨道控制的要求就更高。

我国目前入轨的卫星均不具备自主控制能力，但已经对自主控制能力提出了要求，如在失去地面站支持的情况下，要求静止轨道通信卫星在180天内的姿态和位置控制系统正常工作，确保通信卫星系统实现各种情况下的通信要求，这在对卫星自主导航提出的要求同时，也对卫星自主长期轨道维持技术提出了新的挑战。

发明内容

本发明的目的是为了提出一种静止轨道卫星自主轨道控制方法，该方法在自主导航数据支持下实现无地面站支持情况下的在轨长期轨道维持。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的。

当卫星在东西或是南北方向上超出了规定的误差盒后，需要进行相应的自主轨道维持；同时考虑到卫星在静止轨道漂移的规律性以及自主导航结果的误差，所以每次计算自主轨道轨控量时，即南北方向和东西方向的控制冲量，分别为ΔV_NS和ΔV_EW，需要判断控制量的有效性和每两次控制之间的时间间隔合理性。

本发明的一种静止轨道卫星自主轨道控制方法，该方法的步骤包括：

1)根据自主导航给出的瞬时轨道根数计算卫星相对于定点位置的东西和南北方向上的瞬时偏差，以此作为是否进行轨道控制的判断输入；根据自主导航获得的轨道平根数，通过进一步数据处理，获取轨控所需的轨道根数，作为轨道控制量的计算输入；

2)若是此时卫星未处于位保状态，也不处于位保等待状态，则卫星转入东西经度偏差判断，当判出卫星将要超出东西方向的控制边界时且满足东西控制时间约束时，计算卫星东西控制量，并令卫星进入位保等待状态；若是东西经度偏差未超出边界，则判断南北方向是否超出南北方向的控制边界，当判出需要卫星将要超出倾角矢量边界且满足南北控制时间约束时，再判断卫星东西方向是否向东漂，若是，则计算卫星南北方向的控制量，并令卫星进入位保等待状态，否则进入下一轮处理；

3)从卫星处于位保等待状态开始，每个控制周期都判断此时卫星是否满足控制时刻要求，分为东西方向控制时刻和南北方向控制时刻；当满足时，设置卫星位保控制工作状态：根据位保方向选择好控制模式，设定好位保脉冲序列的格式，再设置下一次允许位保控制时间约束参数，最后令卫星进入位保控制状态；

4)在处于位保控制状态时，根据设计的脉冲序列，输出位保控制脉冲，并判断位保脉冲是否输出完毕，若是完毕，则记录下位保期间理论上轨道根数的理论变化量，依此获得自主导航算法中状态变量的初始值，并取消位保状态，令位保控制流程在下一个控制周期开始重新进入东西或南北方向位置超边界判断。

当卫星在东西或是南北方向上超出了规定的误差后，需要进行相应的自主轨道维持；同时考虑到卫星在静止轨道漂移的规律性以及自主导航结果的误差，所以每次计算自主轨道轨控量时，即南北方向和东西方向的控制冲量，分别为ΔV_NS和ΔV_EW，需要判断控制量的有效性和每两次控制之间的时间间隔合理性。

针对某一类面值比(反射太阳光的表面积与卫星质量之间的比值)适中偏小的静止轨道通信卫星，东西方向的控制主要以控制半长轴，当施加轨道控制时，根据轨道特点，在近地点或是远地点附近进行位保点火，在削除地球非球形J2摄动的同时，也能够将卫星的偏心率约束在一个相对较小的范围内，不会因为东西控制过度放大；南北控制需要考虑导航误差的影响，同时考虑到希望每次控制点火时间短些，所以将倾角矢量控制目标放在原点，大大减小了导航误差和轨道控制误差的影响；要求在每一次轨控结束后的一段时间不允许进行下一次轨控，避免由于导航误差带来的轨控误操作，同时减小南北耦合带来的无谓控制，在每次控制后都对另一方向上的轨道控制增加时间约束，最终实现长期稳定的自主定点位置保持控制。

有益效果

本发明的方法已经在中星卫星上成功应用，遥测结果显示卫星自主控制策略正确，该方法可以推广应用于所有要求具备自主功能的地球静止轨道卫星。

附图说明

图1为本发明的流程示意图；

图2为卫星东西方向轨道控制量计算原理图；

图3为卫星南北方向轨道控制量计算原理图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明。

实施例

如图1所示，为本发明的流程示意图；1)根据自主导航给出的瞬时轨道根数计算卫星相对于定点位置的东西和南北方向上的瞬时偏差，以此作为是否进行轨道控制的判断输入；根据自主导航获得的轨道平根数，通过进一步数据处理，获取轨控所需的轨道根数，作为轨道控制量的计算输入；

2)若是此时卫星未处于位保状态，也不处于位保等待状态，则卫星转入东西经度偏差判断，当判出卫星将要超出东西方向的控制边界时且满足东西控制时间约束时，计算卫星东西控制量，并令卫星进入位保等待状态；若是东西经度偏差未超出边界，则判断南北方向是否超出南北方向的控制边界，当判出需要卫星将要超出倾角矢量边界且满足南北控制时间约束时，再判断卫星东西方向是否向东漂，若是，则计算卫星南北方向的控制量，并令卫星进入位保等待状态，否则进入下一轮处理；

3)从卫星处于位保等待状态开始，每个控制周期都判断此时卫星是否满足控制时刻要求，分为东西方向控制时刻和南北方向控制时刻；当满足时，设置卫星位保控制工作状态：根据位保方向选择好控制模式，设定好位保脉冲序列的格式，再设置下一次允许位保控制时间约束参数，最后令卫星进入位保控制状态；

4)在处于位保控制状态时，根据设计的脉冲序列，输出位保控制脉冲，并判断位保脉冲是否输出完毕，若是完毕，则记录下位保期间理论上轨道根数的理论变化量，依此获得自主导航算法中状态变量的初始值，并取消位保状态，令位保控制流程在下一个控制周期开始重新进入东西或南北方向位置超边界判断。

步骤1)通过自主导航算法获得卫星的瞬时轨道根数以及卫星轨道的平根数：平半长轴和平倾角平升交点赤经

由瞬时轨道根数结合时间信息，可计算出卫星在惯性坐标系下的位置为同时知道卫星定点位置对应的在惯性坐标系下的位置为所以相对于定点位置的偏差为由此在轨道坐标系下作投影，获得 $\stackrel{\→}{{\mathrm{dr}}_O}={\left[\begin{array}{ccc}\mathrm{dro}\_x& \mathrm{dro}\_y& \mathrm{dro}\_z\end{array}\right]}^T,$ 取滚动轴和俯仰轴上的分量，可分别得到：东西方向的经度偏差和南北方向的偏差以此瞬时偏差值作为判断卫星是否需要进行东西方向或南北方向位保控制的输入，而东西和南北方向的控制目的就是将卫星的α和β始终控制在一定的范围内。

由于一般自主导航给出的平半长轴多为短期内(如：一天)的平均轨道半长轴，从东西位置保持控制角度看，还需要将其中月球引起的半月周期项削除，即通过以下公式获得新的平半长轴：

其中为之前自主导航获得的平半长轴，为静止轨道卫星在7.5天内半长轴的变化量，由定点位置处的地球非球形轨道摄动决定。

由此可计算出卫星的平经度漂移率(其中a₀为静止轨道卫星的标称半长轴)，从而可以作为卫星东西方向控制的输入，包括计算控制裕度Δλ_m；

由平倾角平升交点赤经获得平倾角矢量：

步骤2)首先判断卫星是否处于位保状态或是位保等待状态，若是不在这两种状态下，则执行以下逻辑，其中东西方向的控制以卫星超出西边界为例，主要针对向西漂移的静止轨道卫星，如图2所示，对于向东漂移的卫星处理方式与此类似，只是需要将边界方向反号即可。

东西方向判断：卫星东西方向上将超出控制边界，如向西控制时A点为经度西边界，需要控制至B点，若满足时间约束：距上一次东西方向控制结束了15天以及距上一次南北方向控制结束了2天，则

计算东西位置保持控制量，要求卫星的地理经度λ满足|λ-λ₀|＜Δλ_b，其中λ₀为卫星定点位置处的地理经度，Δλ_b为控制允许边界，同时设计漂移环为Δλ，其半径为Δλ/2，则控制域度需要保证为：Δλ_m＝D·1day，具体计算为：

a、控制速度冲量ΔV_c＝5.682·ΔD

b、假设卫星理论推力为F，推力效率设为发动机比冲为Ig，卫星重量为m，则推力器的工作时间长度为：消耗重量为：Δm_EWc＝m·ΔV_c/Ig；

c、卫星剩余重量为m-Δm_EWc，卫星输出脉冲数为：设脉冲宽度定为T_{EW_pulse}，脉冲间隔为ΔT_{EW_pulse}，则可形成一共Δt_EWc/T_{EW_pulse}个间隔为ΔT_{EW_Pulse}的脉冲序列；由于东西方向控制量较小，所以可以在卫星控制系统正常模式下运行，即卫星姿态由动量轮控制。

d、控制时刻定在近地点附近，可在过近地点前10°(相位角)开始，在未输出位保脉冲前，卫星处于等待位保状态。

南北方向判断：若卫星东西方向上不超出控制边界，则需要判断卫星是否即将超出南北方向上的控制边界，见图3，即是否超出倾角矢量圆，同时判断时间约束：是否距上一次东西方向控制结束了2天以及距上一次南北方向控制结束了2天，且卫星处于向东漂移的过程中，则

计算南北位置保持控制量，要求(其中i^*为倾角矢量圆的半径)：

a、控制速度冲量

b、假设卫星理论推力为F，推力效率设为发动机比冲为Ig，卫星重量为m，则推力器的工作时间长度为：消耗重量为：Δm_SNc＝m·ΔV_c/Ig；

c、卫星剩余重量为m-Δm_SNc，卫星输出脉冲数为：设脉冲宽度定为T_{SN_pulse}，脉冲间隔为ΔT_{SN_pulse}，则可形成一共Δt_SNc/T_{SN_pulse}个间隔为ΔT_{SN_pulse}的脉冲序列；由于南北方向控制量较大，对系统的扰动大，所以需要在卫星控制系统专门的位保模式下运行，即三轴姿态由推力器控制。

d、控制时刻一般在升交点或是降交点附近，提前量设为5°相位角，在未输出位保脉冲前，卫星处于等待位保状态。

步骤3)从卫星处于位保等待状态开始，每个控制周期都判断此时卫星是否满足控制时刻要求，分为东西方向控制时刻和南北方向控制时刻，即判断是否进入一定相位角范围；

若是未进入，则不做操作，若是进入，则根据位保方向进入各自的控制模式，东西方向位保控制在正常模式下执行，南北方向位保控制在位保模式下执行，并设置位保控制脉冲的具体形式，包括脉冲宽度、脉冲间隔、以及脉冲个数，作为进入位保状态后的脉冲输出执行输入；记录下此次控制的时刻，将其作为下次东西或是南北方向上控制时间约束判断输入值。

步骤4)在处于位保控制状态时，在相应的控制模式下，根据设计的脉冲序列，输出位保控制脉冲，并判断位保脉冲是否输出完毕，若是完毕，则记录下位保期间理论上轨道根数的理论变化量，依此获得自主导航算法中状态变量的初始值，并取消位保状态，令位保控制流程在下一个控制周期开始重新进入东西或南北方向位置超边界判断。

轨道根数的理论变化量近似计算方法如下：

东西方向位保控制时，ΔV_c为轨道切向控制速度增量，考虑仅是改变了半长轴和偏心率矢量(定义为：e_x＝ecosω，e_y＝esinω，其中e为偏心率，ω为近地点幅角)：

Δa＝27.4ΔV_c

Δe_x＝6.5×10^-4ΔV_c cos(l_m)

Δe_y＝6.5×10^-4ΔV_c sin(l_m)

南北方向位保控制时，ΔV_c为轨道法向控制速度增量，考虑仅是改变了倾角矢量：

Δi_x＝3.25×10^-4ΔV_c cos(l_m)。

Δi_y＝3.25×10^-4ΔV_c sin(l_m)

Claims (3)

1.一种静止轨道卫星自主轨道控制方法，其特征在于步骤包括：

1)根据自主导航给出的瞬时轨道根数计算卫星相对于定点位置的东西和南北方向上的瞬时偏差，以东西方向上的瞬时偏差或南北方向上的瞬时偏差作为是否进行轨道控制的判断输入；根据自主导航获得的轨道平根数，通过进一步数据处理，获取轨控所需的轨道根数，作为轨道控制量的计算输入；

2)若是此时卫星未处于位保状态，也不处于位保等待状态，则卫星转入东西经度偏差判断，当判出卫星将要超出东西方向的控制边界时且满足东西控制时间约束时，计算卫星东西控制量，并令卫星进入位保等待状态；若是东西经度偏差未超出边界，则判断南北方向是否超出南北方向的控制边界，当判出卫星将要超出倾角矢量边界且满足南北控制时间约束时，再判断卫星东西方向是否向东漂，若是，则计算卫星南北方向的控制量，并令卫星进入位保等待状态，否则进入下一轮处理；

3)从卫星处于位保等待状态开始，每个控制周期都判断此时卫星是否满足控制时刻要求，分为东西方向控制时刻和南北方向控制时刻；当满足东西方向控制时刻或者南北方向控制时刻时，设置卫星位保控制工作状态：根据位保方向选择好控制模式，设定好位保脉冲序列的格式，再设置下一次允许位保控制时间约束参数，最后令卫星进入位保控制状态；

4)在处于位保控制状态时，根据设计的脉冲序列，输出位保控制脉冲，并判断位保脉冲是否输出完毕，若是完毕，则记录下位保期间理论上轨道根数的理论变化量，依此获得自主导航算法中状态变量的初始值，并取消位保状态，令位保控制流程在下一个控制周期开始重新进入东西或南北方向位置超边界判断；

步骤1)通过自主导航算法获得卫星的瞬时轨道根数以及卫星轨道的平根数：平半长轴和平倾角平升交点赤经

由瞬时轨道根数结合时间信息，计算出卫星在惯性坐标系下的位置为同时知道卫星定点位置对应的在惯性坐标系下的位置为所以相对于定点位置的偏差为由此在轨道坐标系下作投影，获得 $\stackrel{\→}{{\mathrm{dr}}_o}={\left[\begin{array}{ccc}\mathrm{dro}\_x& \mathrm{dro}\_y& \mathrm{dro}\_z\end{array}\right]}^T,$ 取滚动轴和俯仰轴上的分量，分别得到：东西方向的经度偏差和南北方向的偏差以此瞬时偏差值作为判断卫星是否需要进行东西方向或南北方向位保控制的输入，而东西和南北方向的控制目的就是将卫星的α和β始终控制在一定的范围内；

由于一般自主导航给出的平半长轴多为短期内的平均轨道半长轴，从东西位置保持控制角度看，还需要将其中月球引起的半月周期项削除，即通过以下公式获得新的平半长轴：

其中为之前自主导航获得的平半长轴，为静止轨道卫星在7.5天内半长轴的变化量，由定点位置处的地球非球形轨道摄动决定；

由此可计算出卫星的平经度漂移率其中a₀为静止轨道卫星的标称半长轴，从而作为卫星东西方向控制的输入，包括计算控制裕度Δλ_m;

由平倾角平升交点赤经获得平倾角矢量：

步骤3)从卫星处于位保等待状态开始，每个控制周期都判断此时卫星是否满足控制时刻要求，分为东西方向控制时刻和南北方向控制时刻，即判断是否进入一定相位角范围；

若是未进入，则不做操作，若是进入，则根据位保方向进入各自的控制模式，东西方向位保控制在正常模式下执行，南北方向位保控制在位保模式下执行，并设置位保控制脉冲的具体形式，包括脉冲宽度、脉冲间隔、以及脉冲个数，作为进入位保状态后的脉冲输出执行输入；记录下此次控制的时刻，将其作为下次东西或是南北方向上控制时间约束判断输入值；

步骤4)在处于位保控制状态时，在相应的控制模式下，根据设计的脉冲序列，输出位保控制脉冲，并判断位保脉冲是否输出完毕，若是完毕，则记录下位保期间理论上轨道根数的理论变化量，依此获得自主导航算法中状态变量的初始值，并取消位保状态，令位保控制流程在下一个控制周期开始重新进入东西或南北方向位置超边界判断；

轨道根数的理论变化量近似计算方法如下：

东西方向位保控制时，ΔV_c为轨道切向控制速度增量，考虑仅是改变了半长轴和偏心率矢量，定义为：e_x＝ecosω，e_y＝esinω，其中e为偏心率，ω为近地点幅角：

Δa＝27.4ΔV_c

Δe_x＝6.5×10^-4ΔV_ccos(l_m)

Δe_y＝6.5×10^-4ΔV_csin(l_m)

南北方向位保控制时，ΔV_c为轨道法向控制速度增量，考虑仅是改变了倾角矢量：

Δi_x＝3.25×10^-4ΔV_ccos(l_m)

                           。

Δi_y＝3.25×10^-4ΔV_csin(l_m)

2.根据权利要求1所述的一种静止轨道卫星自主轨道控制方法，其特征在于：步骤2)首先判断卫星是否处于位保状态或是位保等待状态，若是不在这两种状态下，则执行以下逻辑：

东西方向判断：卫星东西方向上将超出控制边界，向西控制时A点为经度西边界，需要控制至B点，若满足时间约束：距上一次东西方向控制结束了15天以及距上一次南北方向控制结束了2天，则

计算东西位置保持控制量，要求卫星的地理经度λ满足|λ-λ₀|＜Δλ_b，其中λ₀为卫星定点位置处的地理经度，Δλ_b为控制允许边界，同时设计漂移环为Δλ，其半径为Δλ/2，则控制域度需要保证为：Δλ_m＝D·1day，具体计算为：

a、控制速度冲量ΔV_c＝5.682·ΔD

b、假设卫星理论推力为F，推力效率设为发动机比冲为Ig，卫星重量为m，则推力器的工作时间长度为：消耗重量为：Δm_EWc＝m·ΔV_c/Ig；

c、卫星剩余重量为m-Δm_EWc，卫星输出脉冲数为：设脉冲宽度定为T_{EW_pulse}，脉冲间隔为ΔT_{EW_pulse}，则形成一共Δt_EWc/T_{EW_pulse}个间隔为ΔT_{EW_pulse}的脉冲序列；由于东西方向控制量较小，所以在卫星控制系统正常模式下运行，即卫星姿态由动量轮控制；

d、控制时刻定在近地点附近，在过近地点前10°开始，10°为相位角，在未输出位保脉冲前，卫星处于等待位保状态；

南北方向判断：若卫星东西方向上不超出控制边界，则需要判断卫星是否即将超出南北方向上的控制边界，即是否超出倾角矢量圆，同时判断时间约束：如果距上一次东西方向控制结束了2天以及距上一次南北方向控制结束了2天，且卫星处于向东漂移的过程中，则

计算南北位置保持控制量，要求其中i^*为倾角矢量圆的半径：

a、控制速度冲量 $\mathrm{\Δ}{V}_c=53.763\·\left|\stackrel{\‾}{i}\right|$

b、假设卫星理论推力为F，推力效率设为发动机比冲为Ig，卫星重量为m，则推力器的工作时间长度为：消耗重量为：Δm_SNc＝m·ΔV_c/Ig；

c、卫星剩余重量为m-Δm_SNc，卫星输出脉冲数为：设脉冲宽度定为T_{SN_pulse}，脉冲间隔为ΔT_{SN_pulse}，则可形成一共Δt_SNc/T_{SN_pulse}个间隔为ΔT_{SN_pulse}的脉冲序列；由于南北方向控制量较大，对系统的扰动大，所以需要在卫星控制系统专门的位保模式下运行，即三轴姿态由推力器控制；

d、控制时刻一般在升交点或是降交点附近，提前量设为5°相位角，在未输出位保脉冲前，卫星处于等待位保状态。

3.根据权利要求1所述的一种静止轨道卫星自主轨道控制方法，其特征在于：平半长轴为一天。