CN107487458A - 一种全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，包括卫星轨道控制系统、卫星姿态控制系统、电推进系统、控制力矩陀螺系统、反作用飞轮系统和卫星测量与反馈系统。本发明针对GEO卫星的工作特点，提出了采用控制力矩陀螺和反作用飞轮及电推进系统的执行机构系统，旨在为GEO卫星的轨道转移、轨道保持、敏捷机动提供技术保证；通过该系统协同工作，实现关于GEO卫星以下目标：减少发射和在轨质量、降低发射成本、卫星位置准确保持、提高卫星姿态机动敏捷性、延长卫星寿命等。

Description

一种全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统
技术领域
本发明涉及卫星姿态和轨道控制技术领域，尤其是一种全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统。
背景技术
卫星质量是影响航天任务的一大重点问题。质量的减小，不仅可以节约成本，而且能极大提高效率，解决因化学燃料无法在轨补给而影响卫星寿命的问题。波音公司于2015年发射了全球首颗全电推进卫星702SP，相对于同样类型卫星，其质量减小了一半，近2000kg。研究表明电推进系统比冲远大于传统的化学推进系统，工作效率极高。然而电推进平台的推力较小，会延长GEO卫星的进入地球同步轨道的过程，毫无疑问，期间的卫星姿态对推力器的配合显得尤为重要。与此同时，当卫星进入在轨服务阶段时，姿态敏捷机动、多目标捕获和快速精确跟踪等任务需要较大的力矩，显然电推进系统无法达要求的。
随着卫星技术的发展，具有敏捷机动能力的地球观测卫星已成为当前的热点之一。未来的地球观测卫星，其姿态机动能力需要达到6deg/s，同时卫星整体将快速的机动，而不在是成像系统小角度的转动。
在所有卫星姿态执行机构中，反作用飞轮和磁力矩器等都无法满足敏捷卫星的姿态机动需求。尽管以上两者不消耗化学燃料，可以提高卫星的寿命，然而其输出力矩相对较小。而且，飞轮系统存在饱和和死区问题，而地磁场随着卫星空间位置不断变化，导致磁力矩器控制复杂。相对以上两者，推力器(化学燃料推力器)和控制力矩陀螺可以提供较为理想的力矩，足以保证卫星完成敏捷机动任务。虽然如此推力器可以产生较大的力矩，然而其需要消耗大量的工质，并且无法在轨补给，毫无疑问，这将会大大缩减卫星的寿命，同时无法满足连续机动的要求。控制力矩陀螺有着极高的力矩放大和动量存储能力，其输出力矩大、寿命长、节能高效。在大型卫星和敏捷卫星上，已得到广发使用，如国际空间站、天宫一号和法国的Pléiades-HR敏捷卫星。然而，控制力矩陀螺系统存在奇异问题，当系统进入奇异状态时，则无法输出期望力矩。针对这样的问题，一方面可以通过设计和研究奇异操纵策略应对，另一方面也可采用基于控制力矩陀螺的混合执行机构进行避免。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于，提供一种全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，能够减少发射和在轨质量，降低发射成本，卫星位置准确保持，提高卫星姿态机动敏捷性，延长卫星寿命等。
为解决上述技术问题，本发明提供一种全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，包括：卫星轨道控制系统、卫星姿态控制系统、电推进系统、控制力矩陀螺系统、反作用飞轮系统和卫星测量与反馈系统；电推进系统、控制力矩陀螺系统和反作用飞轮系统为卫星姿态和轨道控制的执行机构，它们在卫星姿态控制系统和卫星轨道控制系统的控制下执行相应的推力和力矩输出指令；执行机构分别由以下部分组成：4套电推进器、4个控制力矩陀螺和2个反作用飞轮；其工作模式包含轨道转移模式、CEO位置保持模式和姿态调整/机动模式。
优选的，电推进系统包括4套电推进器和相应的4个推力器指向调整机构；4套电推进器安装平面平行于参考坐标系xoy平面，指向机构可在一定范围内调整每个推力器的推力的指向；在轨道转移模式和姿态调整/机动模式下，电推进器羽流方向平行z轴；在CEO位置保持模式下，电推进器羽流方向通过卫星的质心，呈四棱锥构型。
优选的，控制力矩陀螺系统采用4个相同的单框架控制力矩陀螺，其安装平面为参考坐标系xoy平面，其中各个框架轴方向向上，呈金字塔构型，安装倾角为β。
优选的，2个反作用飞轮分别安装在卫星参考坐标系x和y轴方向，飞轮转轴沿坐标轴方向。
优选的，轨道转移模式的步骤为：
(1)由卫星测量与反馈系统确定卫星当前时刻T0姿态E0以及各个执行机构的状态；
(2)根据当前的位置，星载计算机预测和求解最佳轨道机动时刻T，及卫星轨道机动能量最优的推力Fmin及推力器工作的时间；同时，求解最小推力时卫星的期望姿态ET；
(3)根据当前的卫星姿态，由星载计算机预测和求解以后某一时刻T1作为姿态调整时刻，并求解该时刻的卫星姿态E1；
(4)根据卫星调整时刻姿态E1和期望姿态ET，由星载计算机和控制器确定卫星姿态机动力矩指令序列Tc，卫星进入姿态调整/机动工作模式，并完成姿态调整/机动任务；
(5)卫星完成姿态机动任务后，由反作用飞轮RW对卫星姿态进行保持，至轨道机动时刻；同时，由指向机构调整推力方向平行于z轴；
(6)将卫星轨道机动阶段分为n个阶段，在每个阶段中监测卫星的姿态及推力器系统的状态，当在某个阶段内由于轨道变换而导致姿态无法配合推力器工作时，由CMG和RW系统进行姿态精确调整，以保证推力器输出最优的推力；
(7)将推力指令分配至各个推进器，在T时刻电推进系统持续输出相应的推力，抬高卫星轨道高度并改变轨道倾角，并监测卫星姿态，使得卫星完成一个任务周期内的变轨工作；
(8)在轨道机动过程中，由卫星测量与反馈系统确定当前的卫星姿态和推力器系统的状态，当卫星完成轨道机动任务后，并由反作用飞轮系统对卫星姿态进行修正，克服推力器工作对卫星姿态造成的影响；
(9)当卫星完成轨道机动任务后，卫星测量与反馈系统确定当前的卫星状态，并由反作用飞轮系统对卫星姿态进行修正，克服推力器工作对卫星姿态造成的影响。
优选的，控制力矩陀螺系统和反作用飞轮系统的状态确定包括如下步骤：
(1)由卫星测量与反馈系统确定各个反作用飞轮的角速度大小Ω和控制力矩陀螺系统当前框架角δ；
(2)求解以下反作用飞轮饱和与控制力矩陀螺奇异衡量函数，确定当前状态，
其中σi为控制力矩陀螺雅可比矩阵的奇异值，IRW为反作用飞轮系统的转动惯量矩阵，而Ωmax为反作用飞轮的角速度饱和值。
优选的，GEO位置保持模式的步骤为：
(1)卫星由地球转移轨道进入地球同步轨道，卫星测量与反馈系统监测当前卫星状态；
(2)星载计算机根据当前卫星状态，确定卫星的轨道根数；
(3)以理想的GEO卫星为参照，对比当前卫星实际的状态，依靠电推进系统的小推力的优势进行初次轨道校准，使得卫星各项轨道参数满足要求，并将此状态作为以后的目标位置状态进行保持；
(4)卫星测量与反馈系统监测卫星运行状态，记录由于地球扁率和摄动的影响轨道根数变化和卫星经纬度的变化；
(5)以一天为周期，根据当天卫星的状态预报未来一个周期的卫星的位置信息，若在未来的一个周期内卫星经纬度变换超越所容忍的范围，则需启动电推进系统对卫星进行东西/南北位置保持校准；
(6)根据目标位置和当前的位置，由星载计算机求解控制卫星轨道漂移需要的推力Fc及卫星速度变化dV；
(7)根据步骤(6)求解的卫星轨道保持所需的速度变换，将其分配至各推力器，求解其分别需要提供的推力大小Fi；
(8)根据步骤(6)和(7)计算的速度增量计算推力器工作时间TW；
(9)调整卫星姿态至合适状态，完成轨道位置保持校准；
(10)当卫星完成轨道位置校准后，反作用飞轮系统对卫星姿态进行修正，克服因推力偏心和推力器安装误差造成的影响。
优选的，卫星姿态机动模式的步骤为：
(1)由卫星测量与反馈系统确定卫星当前姿态以及各个执行机构的状态；
(2)根据步骤(1)的测量结果，判断当前控制力矩陀螺和反作用飞轮系统的状态是否满足敏捷机动要求，若反作用飞轮系统陷入饱和状态，则执行步骤(3)，否则执行步骤(7)；
(3)根据步骤(2)所确定的反作用飞轮的饱和状态，由星载计算机和控制器求解飞轮饱和卸载所需的卸载力矩Td1。判断当前控制力矩陀螺系统的奇异状态，若系统远离奇异，则执行步骤(6)，否则执行步骤(4)；
(4)根据步骤(3)所确定控制力矩陀螺系统的奇异状态，由星载计算机和控制器求解控制力矩陀螺奇异干预的力矩Td2；
(5)根据步骤(4)所确定的卸载干预力矩，求解由各个电推力器产生力矩时的所需的推力，并确定推力器工作时间；通过推力器的小推力作用，精确地改变当前控制力矩陀螺状态，直至非奇异；
(6)根据步骤(3)所确定反作用飞轮卸载力矩Td1，对飞轮系统施加力矩指令-Td1，同时由控制力矩陀螺输出力矩Td1，使得反作用飞轮去饱和至期望状态；并执行步骤(9)；
(7)根据步骤(2)所确定的执行机构的状态，判断当前控制力矩陀螺系统的奇异状态，若系统远离奇异，则执行步骤(9)，否则执行步骤(8)；
(8)根据步骤(3)所得的控制力矩陀螺状态和角动量序列，确定由反作用飞轮施加角动量路径干预的力矩方向和大小，通过反作用飞轮力矩的牵引作用，使得控制力矩陀螺逃离奇异状态；
(9)根据步骤(1)卫星测量与反馈系统确定卫星当前姿态和期望的姿态以及机动时间和约束等，由星载计算机和控制器求解，卫星姿态机动所需的控制力矩指令序列；
(10)根据步骤(9)所得的力矩指令求解由控制力矩陀螺输出力矩时各个时刻的状态，若系统始终远离奇异，则执行步骤(13)，否则执行步骤(11)；
(11)根据步骤(10)所得的控制力矩陀螺状态和角动量序列，确定由反作用飞轮施加角动量路径干预的力矩方向和大小，通过反作用飞轮力矩的牵引作用，使得控制力矩陀螺逃离奇异状态；
(12)根据步骤(10)和步骤(11)所确定的控制力矩陀螺力矩指令TCMG和反作用飞轮力矩指令TRW；根据修正后的力矩指令，求解控制力矩陀螺输出力矩时各个时刻系统的状态，若系统始终远离奇异，则执行步骤(13)，否则执行步骤(11)；
(13)根据步骤(11)和(12)所确定的力矩指令，由控制力矩陀螺和反作用飞轮系统输出控制力矩，完成卫星姿态机动任务；
(14)在卫星姿态机动任务周期末端，采用飞轮系统的适中的输出力矩进行姿态精对准，同时修正由推力器偏心和安装误差造成的影响。
本发明的有益效果为：本发明针对GEO卫星的工作特点，提出了采用控制力矩陀螺和反作用飞轮及电推进系统的执行机构系统，旨在为GEO卫星的轨道转移、轨道保持、敏捷机动提供技术保证；通过该系统协同工作，实现关于GEO卫星以下目标：减少发射和在轨质量、降低发射成本、卫星位置准确保持、提高卫星姿态机动敏捷性、延长卫星寿命等。
附图说明
图1是本发明的系统结构示意图。
图2是本发明的混合执行机构安装结构示意图。
图3是本发明的GEO卫星轨道机动控制逻辑示意图。
图4是本发明的GEO卫星轨道位置保持控制逻辑示意图。
图5是本发明的GEO卫星姿态敏捷机动控制逻辑示意图。
具体实施方式
如图1和2所示，一种全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，包括：卫星轨道控制系统、卫星姿态控制系统、电推进系统、控制力矩陀螺系统、反作用飞轮系统和卫星测量与反馈系统；电推进系统、控制力矩陀螺系统和反作用飞轮系统为卫星姿态和轨道控制的执行机构，它们在卫星姿态控制系统和卫星轨道控制系统的控制下执行相应的推力和力矩输出指令；执行机构分别由以下部分组成：4套电推进器、4个控制力矩陀螺和2个反作用飞轮；其工作模式包含轨道转移模式、CEO位置保持模式和姿态调整/机动模式。
电推进系统包括4套电推进器和相应的4个推力器指向调整机构；4套电推进器安装平面平行于参考坐标系xoy平面，指向机构可在一定范围内调整每个推力器的推力的指向；在轨道转移模式和姿态调整/机动模式下，电推进器羽流方向平行z轴；在CEO位置保持模式下，电推进器羽流方向通过卫星的质心，呈四棱锥构型。
控制力矩陀螺系统采用4个相同的单框架控制力矩陀螺，其安装平面为参考坐标系xoy平面，其中各个框架轴方向向上，呈金字塔构型，安装倾角为β。
2个反作用飞轮分别安装在卫星参考坐标系x和y轴方向，飞轮转轴沿坐标轴方向。
基于全电推进平台的GEO卫星姿/轨控执行机构系统，其混合执行机构的构型选取的可行性分析为：
如表1所示，推力器和CMG为卫星轨道机动和姿态机动的主要执行构，而RW作为CMG辅助机构，确保CMG系统的无奇异性；同时，CMG和RW通过调节卫星姿态来配合推力器工作，完成轨道机动和位置保持任务。
当卫星在轨道机动模式下工作时(卫星参考标系z轴指向前进方向)，卫星姿态调整力矩主要沿参考坐标系x和y轴方向，以保证推力方向满足要求；同样的，当卫星进入在轨服务阶段，卫星的主要姿态机动任务为调整对地轴的指向，即力矩主要沿参考坐标系x和y轴方向。
因此，对于卫星而言，其主要力矩要求均位于xoy平面内，因此CMG系统仅在xoy平面内存在奇异，即仅需在xoy平面内对CMG的施加奇异调整力矩。故本发明所提出的执行机构，仅选择在x和y轴方向安装两个飞轮。
表1姿/轨控执行机构系统任务可行性分析
如图3所示，轨道转移模式的步骤为：
(1)由卫星测量与反馈系统确定卫星当前时刻T0姿态E0以及各个执行机构的状态；
(2)根据当前的位置，星载计算机预测和求解最佳轨道机动时刻T，及卫星轨道机动能量最优的推力Fmin及推力器工作的时间；同时，求解最小推力时卫星的期望姿态ET；
(3)根据当前的卫星姿态，由星载计算机预测和求解以后某一时刻T1作为姿态调整时刻，并求解该时刻的卫星姿态E1；
(4)根据卫星调整时刻姿态E1和期望姿态ET，由星载计算机和控制器确定卫星姿态机动力矩指令序列Tc，卫星进入姿态调整/机动工作模式，并完成姿态调整/机动任务；
(5)卫星完成姿态机动任务后，由RW对卫星姿态进行保持，至轨道机动时刻；同时，由指向机构调整推力方向平行于z轴；
(6)将卫星轨道机动阶段分为n个阶段，在每个阶段中监测卫星的姿态及推力器系统的状态，当在某个阶段内由于轨道变换而导致姿态无法配合推力器工作时，由CMG和RW系统进行姿态精确调整，以保证推力器输出最优的推力；
(7)将推力指令分配至各个推进器，在T时刻电推进系统持续输出相应的推力，抬高卫星轨道高度并改变轨道倾角，并监测卫星姿态，使得卫星完成一个任务周期内的变轨工作；
(8)在轨道机动过程中，由卫星测量与反馈系统确定当前的卫星姿态和推力器系统的状态，当卫星完成轨道机动任务后，并由反作用飞轮系统对卫星姿态进行修正，克服推力器工作对卫星姿态造成的影响；
(9)当卫星完成轨道机动任务后，卫星测量与反馈系统确定当前的卫星状态，并由反作用飞轮系统对卫星姿态进行修正，克服推力器工作对卫星姿态造成的影响。
控制力矩陀螺系统和反作用飞轮系统的状态确定包括如下步骤：
(1)由姿态测量与反馈系统确定各个反作用飞轮的角速度大小Ω和控制力矩陀螺系统当前框架角δ；
(2)求解以下反作用飞轮饱和与控制力矩陀螺奇异衡量函数，确定当前状态，
其中σi为控制力矩陀螺雅可比矩阵的奇异值，IRW为反作用飞轮系统的转动惯量矩阵，而Ωmax为反作用飞轮的角速度饱和值。
如图4所示，GEO位置保持模式的步骤为：
(1)卫星由地球转移轨道进入地球同步轨道，卫星测量与反馈系统监测当前卫星状态；
(2)星载计算机根据当前卫星状态，确定卫星的轨道根数；
(3)以理想的GEO卫星为参照，对比当前卫星实际的状态，依靠电推进系统的小推力的优势进行初次轨道校准，使得卫星各项轨道参数满足要求，并将此状态作为以后的目标位置状态进行保持；
(4)卫星测量与反馈系统监测卫星运行状态，记录由于地球扁率和摄动的影响轨道根数变化和卫星经纬度的变化；
(5)以一天为周期，根据当天卫星的状态预报未来一个周期的卫星的位置信息，若在未来的一个周期内卫星经纬度变换超越所容忍的范围，则需启动电推进系统对卫星进行东西/南北位置保持校准；
(6)根据目标位置和当前的位置，由星载计算机求解控制卫星轨道漂移需要的推力Fc及卫星速度变化dV；
(7)根据步骤(6)求解的卫星轨道保持所需的速度变换，将其分配至各推力器，求解其分别需要提供的推力大小Fi；
(8)根据步骤(6)和(7)计算的速度增量计算推力器工作时间TW；
(9)调整卫星姿态至合适状态，完成轨道位置保持校准；
(10)当卫星完成轨道位置校准后，反作用飞轮系统对卫星姿态进行修正，克服因推力偏心和推力器安装误差造成的影响。
如图5所示，卫星姿态机动模式的步骤为：
(1)由卫星测量与反馈系统确定卫星当前姿态以及各个执行机构的状态；
(2)根据步骤(1)的测量结果，判断当前控制力矩陀螺和反作用飞轮系统的状态是否满足敏捷机动要求，若反作用飞轮系统陷入饱和状态，则执行步骤(3)，否则执行步骤(7)；
(3)根据步骤(2)所确定的反作用飞轮的饱和状态，由星载计算机和控制器求解飞轮饱和卸载所需的卸载力矩Td1。判断当前控制力矩陀螺系统的奇异状态，若系统远离奇异，则执行步骤(6)，否则执行步骤(4)；
(4)根据步骤(3)所确定控制力矩陀螺系统的奇异状态，由星载计算机和控制器求解控制力矩陀螺奇异干预的力矩Td2；
(5)根据步骤(4)所确定的卸载干预力矩，求解由各个电推力器产生力矩时的所需的推力，并确定推力器工作时间；通过推力器的小推力作用，精确地改变当前控制力矩陀螺状态，直至非奇异；
(6)根据步骤(3)所确定反作用飞轮卸载力矩Td1，对飞轮系统施加力矩指令-Td1，同时由控制力矩陀螺输出力矩Td1，使得反作用飞轮去饱和至期望状态；并执行步骤(9)；
(7)根据步骤(2)所确定的执行机构的状态，判断当前控制力矩陀螺系统的奇异状态，若系统远离奇异，则执行步骤(9)，否则执行步骤(8)；
(8)根据步骤(3)所得的控制力矩陀螺状态和角动量序列，确定由反作用飞轮施加角动量路径干预的力矩方向和大小，通过反作用飞轮力矩的牵引作用，使得控制力矩陀螺逃离奇异状态；
(9)根据步骤(1)卫星测量与反馈系统确定卫星当前姿态和期望的姿态以及机动时间和约束等，由星载计算机和控制器求解，卫星姿态机动所需的控制力矩指令序列；
(10)根据步骤(9)所得的力矩指令求解由控制力矩陀螺输出力矩时各个时刻的状态，若系统始终远离奇异，则执行步骤(13)，否则执行步骤(11)；
(11)根据步骤(10)所得的控制力矩陀螺状态和角动量序列，确定由反作用飞轮施加角动量路径干预的力矩方向和大小，通过反作用飞轮力矩的牵引作用，使得控制力矩陀螺逃离奇异状态；
(12)根据步骤(10)和步骤(11)所确定的控制力矩陀螺力矩指令TCMG和反作用飞轮力矩指令TRW；根据修正后的力矩指令，求解控制力矩陀螺输出力矩时各个时刻系统的状态，若系统始终远离奇异，则执行步骤(13)，否则执行步骤(11)；
(13)根据步骤(11)和(12)所确定的力矩指令，由控制力矩陀螺和反作用飞轮系统输出控制力矩，完成卫星姿态机动任务；
(14)在卫星姿态机动任务周期末端，采用飞轮系统的适中的输出力矩进行姿态精对准，同时修正由推力器偏心和安装误差造成的影响。
尽管本发明就优选实施方式进行了示意和描述，但本领域的技术人员应当理解，只要不超出本发明的权利要求所限定的范围，可以对本发明进行各种变化和修改。

Claims (8)

1.一种全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，其特征在于，包括：卫星轨道控制系统、卫星姿态控制系统、电推进系统、控制力矩陀螺系统、反作用飞轮系统和卫星测量与反馈系统；电推进系统、控制力矩陀螺系统和反作用飞轮系统为卫星姿态和轨道控制的执行机构，它们在卫星姿态控制系统和卫星轨道控制系统的控制下执行相应的推力和力矩输出指令；执行机构分别由以下部分组成：4套电推进器、4个控制力矩陀螺和2个反作用飞轮；其工作模式包含轨道转移模式、CEO位置保持模式和姿态调整/机动模式。
2.如权利要求1所述的全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，其特征在于，电推进系统包括4套电推进器和相应的4个推力器指向调整机构；4套电推进器安装平面平行于参考坐标系xoy平面，指向机构可在一定范围内调整每个推力器的推力的指向；在轨道转移模式和姿态调整/机动模式下，电推进器羽流方向平行z轴；在CEO位置保持模式下，电推进器羽流方向通过卫星的质心，呈四棱锥构型。
3.如权利要求1所述的全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，其特征在于，控制力矩陀螺系统采用4个相同的单框架控制力矩陀螺，其安装平面为参考坐标系xoy平面，其中各个框架轴方向向上，呈金字塔构型，安装倾角为β。
4.如权利要求1所述的全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，其特征在于，2个反作用飞轮分别安装在卫星参考坐标系x和y轴方向，飞轮转轴沿坐标轴方向。
5.如权利要求1所述的全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，其特征在于，轨道转移模式的步骤为：
(1)由卫星测量与反馈系统确定卫星当前时刻T0姿态E0以及各个执行机构的状态；
(2)根据当前的位置，星载计算机预测和求解最佳轨道机动时刻T，及卫星轨道机动能量最优的推力Fmin及推力器工作的时间；同时，求解最小推力时卫星的期望姿态ET；
(3)根据当前的卫星姿态，由星载计算机预测和求解以后某一时刻T1作为姿态调整时刻，并求解该时刻的卫星姿态E1；
(4)根据卫星调整时刻姿态E1和期望姿态ET，由星载计算机和控制器确定卫星姿态机动力矩指令序列Tc，卫星进入姿态调整/机动工作模式，并完成姿态调整/机动任务；
(5)卫星完成姿态机动任务后，由RW对卫星姿态进行保持，至轨道机动时刻；同时，由指向机构调整推力方向平行于z轴；
(6)将卫星轨道机动阶段分为n个阶段，在每个阶段中监测卫星的姿态及推力器系统的状态，当在某个阶段内由于轨道变换而导致姿态无法配合推力器工作时，由CMG和RW系统进行姿态精确调整，以保证推力器输出最优的推力；
(7)将推力指令分配至各个推进器，在T时刻电推进系统持续输出相应的推力，抬高卫星轨道高度并改变轨道倾角，并监测卫星姿态，使得卫星完成一个任务周期内的变轨工作；
(8)在轨道机动过程中，由卫星测量与反馈系统确定当前的卫星姿态和推力器系统的状态，当卫星完成轨道机动任务后，并由反作用飞轮系统对卫星姿态进行修正，克服推力器工作对卫星姿态造成的影响；
(9)当卫星完成轨道机动任务后，卫星测量与反馈系统确定当前的卫星状态，并由反作用飞轮系统对卫星姿态进行修正，克服推力器工作对卫星姿态造成的影响。
6.如权利要求1所述的全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，其特征在于，控制力矩陀螺系统和反作用飞轮系统的状态确定包括如下步骤：
(1)由卫星测量与反馈系统确定各个反作用飞轮的角速度大小Ω和控制力矩陀螺系统当前框架角δ；
(2)求解以下反作用飞轮饱和与控制力矩陀螺奇异衡量函数，确定当前状态，
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其中σi为控制力矩陀螺雅可比矩阵的奇异值，IRW为反作用飞轮系统的转动惯量矩阵，而Ωmax为反作用飞轮的角速度饱和值。
7.如权利要求1所述的全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，其特征在于，GEO位置保持模式的步骤为：
(1)卫星由地球转移轨道进入地球同步轨道，卫星测量与反馈系统监测当前卫星状态；
(2)星载计算机根据当前卫星状态，确定卫星的轨道根数；
(3)以理想的GEO卫星为参照，对比当前卫星实际的状态，依靠电推进系统的小推力的优势进行初次轨道校准，使得卫星各项轨道参数满足要求，并将此状态作为以后的目标位置状态进行保持；
(4)卫星测量与反馈系统监测卫星运行状态，记录由于地球扁率和摄动的影响轨道根数变化和卫星经纬度的变化；
(5)以一天为周期，根据当天卫星的状态预报未来一个周期的卫星的位置信息，若在未来的一个周期内卫星经纬度变换超越所容忍的范围，则需启动电推进系统对卫星进行东西/南北位置保持校准；
(6)根据目标位置和当前的位置，由星载计算机求解控制卫星轨道漂移需要的推力Fc及卫星速度变化dV；
(7)根据步骤(6)求解的卫星轨道保持所需的速度变换，将其分配至各推力器，求解其分别需要提供的推力大小Fi；
(8)根据步骤(6)和(7)计算的速度增量计算推力器工作时间TW；
(9)调整卫星姿态至合适状态，完成轨道位置保持校准；
(10)当卫星完成轨道位置校准后，反作用飞轮系统对卫星姿态进行修正，克服因推力偏心和推力器安装误差造成的影响。
8.如权利要求1所述的全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，其特征在于，卫星姿态机动模式的步骤为：
(1)由卫星测量与反馈系统确定卫星当前姿态以及各个执行机构的状态；
(2)根据步骤(1)的测量结果，判断当前控制力矩陀螺和反作用飞轮系统的状态是否满足敏捷机动要求，若反作用飞轮系统陷入饱和状态，则执行步骤(3)，否则执行步骤(7)；
(3)根据步骤(2)所确定的反作用飞轮的饱和状态，由星载计算机和控制器求解飞轮饱和卸载所需的卸载力矩Td1。判断当前控制力矩陀螺系统的奇异状态，若系统远离奇异，则执行步骤(6)，否则执行步骤(4)；
(4)根据步骤(3)所确定控制力矩陀螺系统的奇异状态，由星载计算机和控制器求解控制力矩陀螺奇异干预的力矩Td2；
(5)根据步骤(4)所确定的卸载干预力矩，求解由各个电推力器产生力矩时的所需的推力，并确定推力器工作时间；通过推力器的小推力作用，精确地改变当前控制力矩陀螺状态，直至非奇异；
(6)根据步骤(3)所确定反作用飞轮卸载力矩Td1，对飞轮系统施加力矩指令-Td1，同时由控制力矩陀螺输出力矩Td1，使得反作用飞轮去饱和至期望状态；并执行步骤(9)；
(7)根据步骤(2)所确定的执行机构的状态，判断当前控制力矩陀螺系统的奇异状态，若系统远离奇异，则执行步骤(9)，否则执行步骤(8)；
(8)根据步骤(3)所得的控制力矩陀螺状态和角动量序列，确定由反作用飞轮施加角动量路径干预的力矩方向和大小，通过反作用飞轮力矩的牵引作用，使得控制力矩陀螺逃离奇异状态；
(9)根据步骤(1)卫星测量与反馈系统确定卫星当前姿态和期望的姿态以及机动时间和约束等，由星载计算机和控制器求解，卫星姿态机动所需的控制力矩指令序列；
(10)根据步骤(9)所得的力矩指令求解由控制力矩陀螺输出力矩时各个时刻的状态，若系统始终远离奇异，则执行步骤(13)，否则执行步骤(11)；
(11)根据步骤(10)所得的控制力矩陀螺状态和角动量序列，确定由反作用飞轮施加角动量路径干预的力矩方向和大小，通过反作用飞轮力矩的牵引作用，使得控制力矩陀螺逃离奇异状态；
(12)根据步骤(10)和步骤(11)所确定的控制力矩陀螺力矩指令TCMG和反作用飞轮力矩指令TRW；根据修正后的力矩指令，求解控制力矩陀螺输出力矩时各个时刻系统的状态，若系统始终远离奇异，则执行步骤(13)，否则执行步骤(11)；
(13)根据步骤(11)和(12)所确定的力矩指令，由控制力矩陀螺和反作用飞轮系统输出控制力矩，完成卫星姿态机动任务；
(14)在卫星姿态机动任务周期末端，采用飞轮系统的适中的输出力矩进行姿态精对准，同时修正由推力器偏心和安装误差造成的影响。
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