CN114987803A - 航天器角动量控制方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航天器角动量控制方法及系统，包括：在轨道转移第一阶段中，关闭动量轮以规避动量卸载的损耗，其中在轨道转移第一阶段中，使星上姿态化学推力器进行卫星姿态控制和调整；在轨道转移第二阶段中，提前预判卸载量，根据预判结果和矢调调节范围进行动量卸载，其中在轨道转移第一阶段中，使电推力器进行卫星变轨；以及在轨道转移第三阶段中，关闭动量轮以规避动量卸载的损耗，其中在轨道转移第三阶段中，使星上姿态化学推力器进行卫星姿态控制和定点捕获控制。

Description

航天器角动量控制方法及系统

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种航天器角动量控制方法及系统。

背景技术

电推进系统利用太阳能转化为电能，然后电能转化为机械能。传统的化学推进系统则是通过化学反应将化学能转化为机械能。电推进系统，也称电火箭发动机，是一种不依赖化学燃烧就能产生推力的设备。它的优点是不再需要使用固体或液体燃料，省去了复杂的储罐、管道、发动机燃烧室、喷管、相应冷却机构等，能大幅减少航天器的燃料携带量。

霍尔推力器作为霍尔电推进系统的核心单机，其工作推力特性决定了系统的推力输出特性，同时也影响系统在航天器上的应用策略。根据推进系统的工作原理，霍尔推力器工作时电离产生的离子在加速区空间正交电磁场的作用下，形成速度高达约20000m/s的等离子体射流，离子束流电流根据推力器的放电功率不同，通常会达到1～10A量级。该离子束电流与推力器径向磁场(量级约为0.02～0.04T)相互作用，会产生方向的洛伦兹力，使得离子运动轨迹发生偏转，而推力器也会受到方向的反作用力。因此，大量离子束流的共同作用下，推力器会受到一个沿其轴线方向的扭矩。

以1kW功率级霍尔推力器为例，其工作时会在轴线方向上产生大小约为1×10-4N·m量级的扭矩，24小时连续工作可产生角动量累积达8.64Nms。因此，霍尔推进系统长时间工作会由于自生扭矩对航天器角动量产生显著累积，对姿态控制产生不利影响，导致航天器角动量累积加快，增大姿轨控系统的负担，额外消耗更多的动量卸载用推进剂。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航天器角动量控制方法及系统，以解决现有的航天器角动量累积导致姿轨控系统负担过大的问题。

为解决上述技术问题，本发明提供一种航天器角动量控制方法，包括：

在轨道转移第一阶段中，关闭动量轮以规避动量卸载的损耗，其中在轨道转移第一阶段中，使星上姿态化学推力器进行卫星姿态控制和调整；

在轨道转移第二阶段中，提前预判卸载量，根据预判结果和矢调调节范围进行动量卸载，其中在轨道转移第一阶段中，使电推力器进行卫星变轨；以及

在轨道转移第三阶段中，关闭动量轮以规避动量卸载的损耗，其中在轨道转移第三阶段中，使星上姿态化学推力器进行卫星姿态控制和定点捕获控制。

可选的，在所述的航天器角动量控制方法中，还包括：

通过三个轨道转移阶段将小型地球静止轨道卫星从地球转移轨道转移至地球静止轨道，包括：

在轨道转移第一阶段，变轨化学推力器点火，以快速提升轨道近地点高度至第一高度以上，且国内测控弧段不小于阈值测控弧段为控制目标执行变轨；

在轨道转移第二阶段，电推力器以所述轨道近地点高度调整至第二高度的同时，轨道倾角调整至阈值倾角、轨道偏心率调整至阈值偏心率为控制目标执行变轨；

在轨道转移第三阶段，星上姿态化学推力器点火，以进入目标轨位精度范围内为目标执行定点捕获。

可选的，在所述的航天器角动量控制方法中，还包括：

所述第一高度为8000Km，所述第二高度为35786Km，所述阈值测控弧段为3小时，所述阈值倾角为0度，所述阈值偏心率为0度；

在所述轨道转移第一阶段内还执行：

所述变轨化学推力器在120小时内将小型地球静止轨道卫星的轨道近地点高度提升至第一高度以上；

所述小型地球静止轨道卫星的轨道近地点高度提升至第一高度后，关闭所述变轨化学推力器。

可选的，在所述的航天器角动量控制方法中，在所述轨道转移第二阶段内还执行：

在所述电推力器执行变轨前，执行第一次测定轨，以获得第二阶段初始轨道精轨根数、卫星总质量及质心，根据所述第一次测定轨的结果设置所述电推力器状态；

所述轨道转移第二阶段的控制目标达成后，关闭所述电推力器；

当所述电推力器进入近地点前1.5小时时，所述电推力器自动关机，所述小型地球静止轨道卫星由所述电推力器点火时的变轨对日模式自动转换至对地保持模式；

当所述电推力器进入近地点后1.5小时时，所述小型地球静止轨道卫星由对地保持模式自动转换至所述电推力器点火时的变轨对日模式，所述电推力器自动开机点火变轨。

可选的，在所述的航天器角动量控制方法中，在所述轨道转移第三阶段内还执行：

所述星上姿控化学推力器点火前，执行第二次测定轨，以获得轨道转移第三阶段初始轨道精轨根数、卫星总质量及质心，根据所述第二次测定轨的结果设置所述星上姿控化学推力器状态；

进入目标轨位精度范围内之后，关闭所述姿控化学推力器且切断变轨化学推力器工质流以保证定点后推进系统安全。

可选的，在所述的航天器角动量控制方法中，轨道转移第二阶段中进行的动量卸载在轨道转移近地点处实施，轨道转移第二阶段中进行的动量卸载选择电推力器或星上姿态化学推力器实施；

轨道转移第一阶段和轨道转移第三阶段，均关闭电推力器和动量轮，仅依靠星上姿态化学推力器实现卫星姿态控制和调整。

可选的，在所述的航天器角动量控制方法中，还包括：

在轨道转移第二阶段中，在电推力器进行变轨过程中，地面根据星上遥测下传数据分析预判所需卸载量及电推进矢量调节机构的调节设计角度范围，判断选择电推力器或星上姿态化学推力器进行动量卸载，以提前1～2轨上注卸载策略。

可选的，在所述的航天器角动量控制方法中，还包括：

在轨道转移第二阶段中，根据电推进矢量调节机构的寿命和调节设计角度范围，当寿命和调节设计角度范围均满足要求时，关闭星上姿态化学推力器或变轨化学推力器，开启电推力器，调整电推力矢量后采用电推力器进行动量卸载；

当寿命或调节设计角度范围不满足时，采用星上姿态化学推力器进行动量卸载。

可选的，在所述的航天器角动量控制方法中，根据地面上注的卸载策略和星上角速度遥测，星上自主判断并在进入近地点前1.5小时执行卸载策略，且在近地点前后共3小时时间内完成卸载和相关安全性操作，在离开近地点后1.5小时则自主进入正常的电推进变轨程序。

本发明还提供一种航天器角动量控制系统，包括：

第一控制器，被配置为在轨道转移第一阶段中，关闭动量轮以规避动量卸载的损耗，其中在轨道转移第一阶段中，使星上姿态化学推力器进行卫星姿态控制和调整；

第二控制器，被配置为在轨道转移第二阶段中，提前预判卸载量，根据预判结果和矢调调节范围进行动量卸载，其中在轨道转移第一阶段中，使电推力器进行卫星变轨；以及

第三控制器，被配置为在轨道转移第三阶段中，关闭动量轮以规避动量卸载的损耗，其中在轨道转移第三阶段中，使星上姿态化学推力器进行卫星姿态控制和定点捕获控制。

在本发明提供的航天器角动量控制方法及系统中，通过在轨道转移第一阶段中，关闭动量轮以规避动量卸载的损耗，在轨道转移第二阶段中，根据预判结果和矢调调节范围进行动量卸载，在轨道转移第三阶段中，关闭动量轮以规避动量卸载的损耗，实现了根据小型地球静止轨道卫星三阶段轨道转移的特点，从提高变轨效率、减少变轨时间的角度考虑提出小型地球静止轨道卫星在三个阶段轨道转移过程中动量卸载的方法，本发明的航天器角动量控制方法有冗余度高、逻辑清晰、可实施性强等特点，适应小型化高轨卫星公用平台的混合推进系统设计，可有效保障小型化高轨卫星轨道转移任务的实现。

附图说明

图1是本发明一实施例的航天器角动量控制方法流程示意图；

图2是本发明一实施例小型地球静止轨道卫星轨道转移方法第一阶段流程示意图；

图3是本发明一实施例小型地球静止轨道卫星轨道转移方法第二阶段流程示意图；

图4是本发明一实施例小型地球静止轨道卫星轨道转移方法第三阶段流程示意图；

图5是本发明一实施例小型地球静止轨道卫星轨道转移方法中轨道半长轴及轨道偏心率变化过程示意图；

图6是本发明一实施例小型地球静止轨道卫星轨道转移方法中轨道倾角变化过程示意图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明提出的航天器角动量控制方法及系统作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。

另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。

本发明的核心思想在于提供一种航天器角动量控制方法及系统，以解决现有的航天器角动量累积导致姿轨控系统负担过大的问题。

为实现上述思想，本发明提供了一种航天器角动量控制方法及系统，包括：第一控制器，被配置为在轨道转移第一阶段中，关闭动量轮以规避动量卸载的损耗，其中在轨道转移第一阶段中，使星上姿态化学推力器进行卫星姿态控制和调整；第二控制器，被配置为在轨道转移第二阶段中，提前预判卸载量，根据预判结果和矢调调节范围进行动量卸载，其中在轨道转移第一阶段中，使电推力器进行卫星变轨；以及第三控制器，被配置为在轨道转移第三阶段中，关闭动量轮以规避动量卸载的损耗，其中在轨道转移第三阶段中，使星上姿态化学推力器进行卫星姿态控制和定点捕获控制。

本发明的实施例公开了一种小型地球静止轨道卫星轨道转移过程中动量卸载方法，如图1所示，包括：轨道转移第一阶段，以星上姿态化学推力器实现卫星姿态控制和调整，关闭动量轮以规避卸载的损耗；轨道转移第二阶段，在电推进变轨过程中，根据提前预判卸载量和矢调调节范围于轨道转移近地点选择电推进或姿控化学推进开展动量卸载；轨道转移第三阶段，以星上姿态化学推力器实现卫星姿态控制和定点捕获控制，关闭动量轮以规避卸载的损耗。

本实施例公开的小型地球静止轨道卫星轨道转移过程中动量卸载方法，是根据小型地球静止轨道卫星三阶段轨道转移的特点，从提高变轨效率、减少变轨时间的角度考虑提出小型地球静止轨道卫星在三个阶段轨道转移过程中动量卸载的方法，该方法有变轨效率高、冗余度高、逻辑清晰、可实施性强等特点，紧密结合小型地球静止轨道卫星三阶段轨道转移的特点，适应小型化高轨卫星公用平台的混合推进系统设计，可有效保障小型化高轨卫星轨道转移任务的实现。

本实施例提供一种小型地球静止轨道卫星轨道转移方法，如图2～4所示，包括：通过三个阶段将小型地球静止轨道卫星从地球转移轨道转移至地球静止轨道，具体包括：在轨道转移第一阶段，变轨化学推力器点火，以快速提升轨道近地点高度至第一高度以上，且国内测控弧段不小于阈值测控弧段为控制目标执行变轨；在轨道转移第二阶段，电推力器以所述轨道近地点高度调整至第二高度的同时，轨道倾角调整至阈值倾角、轨道偏心率调整至阈值偏心率为控制目标执行变轨；在轨道转移第三阶段，姿控化学推力器点火，以进入目标轨位精度范围内为目标执行定点捕获。

在本发明的一个实施例中，如图5～6所示，在所述的小型地球静止轨道卫星轨道转移方法中，所述第一高度为8000Km，所述第二高度为35786Km，所述阈值测控弧段为3小时，所述阈值倾角为0度，所述阈值偏心率为0度。在所述第一阶段内还执行：所述变轨化学推力器在120小时内将小型地球静止轨道卫星的轨道近地点高度提升至第一高度以上；所述小型地球静止轨道卫星的轨道近地点高度提升至第一高度后，关闭所述变轨化学推力器。

在本发明的一个实施例中，在所述第二阶段内还执行：在所述电推力器执行变轨前，执行第一次测定轨，以获得第二阶段初始轨道精轨根数、卫星总质量及质心，根据所述第一次测定轨的结果设置所述电推力器状态；所述第二阶段的控制目标达成后，关闭所述电推力器。在所述第二阶段内还执行：当所述电推力器进入近地点前1.5小时时，所述电推力器自动关机，所述小型地球静止轨道卫星由所述电推力器点火时的变轨对日模式自动转换至对地保持模式；当所述电推力器进入近地点后1.5小时时，所述小型地球静止轨道卫星由对地保持模式自动转换至所述电推力器点火时的变轨对日模式，所述电推力器自动开机点火变轨。

在本发明的一个实施例中，在所述的小型地球静止轨道卫星轨道转移方法中，在所述第三阶段内还执行：所述姿控化学推力器点火前，执行第二次测定轨，以获得第三阶段初始轨道精轨根数、卫星总质量及质心，根据所述第二次测定轨的结果设置所述姿控化学推力器状态；进入目标轨位精度范围内之后，关闭所述姿控化学推力器且切断变轨化学推力器工质流以保证定点后推进系统安全。

在本发明的一个实施例中，轨道转移第一阶段和轨道转移第三阶段，均关闭星上电推力器和动量轮，仅依靠星上姿态化学推力器实现姿态控制和调整。轨道转移第二阶段，在电推进变轨过程中，地面根据星上遥测下传数据分析预判所需卸载量及电推进矢量调节机构的调节范围，判断是选择电推力器还是姿控推力器进行卸载，以提前1～2轨上注卸载策略。

具体的，轨道转移第二阶段，从电推进矢量调节机构的寿命和调节设计角度范围考虑，当寿命和调节角度均满足要求时，不开启其它推力器系统，不关闭电推力器而在调整电推力矢量后采用电推力器实施卸载；当寿命或调节角度不满足时，采用姿控化学推力器实施卸载。轨道转移第二阶段，根据地面上注的卸载策略和星上角速度遥测，星上自主判断并在进入近地点前1.5小时执行卸载策略，且在近地点前后共3小时时间内完成卸载和相关安全性操作，在离开近地点后1.5小时则自主进入正常的电推进变轨程序。

在本发明的一个实施例中，轨道转移第一阶段，以星上姿态化学推力器实现卫星姿态控制和调整，动量轮关闭以规避其饱和而带来的星上动量卸载的损耗；以星上变轨化学推力器实现卫星第一阶段变轨，该变轨仅更改近地点高度。带来的有益效果包括：以变轨化学推力器实现迅速提高近地点高度至8000Km以上，并保证国内测控弧段不小于3小时为控制目标，仅需要少量的化学推进剂，就可使得第一次变轨后卫星脱离范艾伦辐射带，有效保护卫星产品安全。

轨道转移第二阶段，在电推进变轨过程中，根据提前预判卸载量和矢调调节范围于轨道转移近地点选择电推进或姿控化学推进开展动量卸载。带来的有益效果包括：绝大部分的变轨过程(路程的绝大部分)都是电推进完成，利用电推进的高比冲可极大程度降低卫星携带变轨燃料的重量，使整星重量大大降低并获得更多的承载载荷重量；电推进变轨过程中，面对动量轮饱和状态，根据失调的能力选择姿控化推卸载或电推进卸载，选择方式灵活，且可大大降低失调机构的设计难度并提升其设计寿命；在近地点附近卸载，较大程度提高电推进变轨有效工作时长，尽快跑完全部变轨路程。

轨道转移第三阶段，以星上姿态化学推力器实现卫星姿态控制和定点捕获控制，关闭动量轮以规避卸载的损耗。带来的有益效果包括：电推进因为推力小，要入轨需要较长时间，且到达轨位策略较为复杂(力气小，有可能跑过位置也有可能不到位置要再转几圈)，化推因推力大，入轨较为顺利，且定点精度高。所以该方式不仅节省时间也提高了定点精度和工程可实现性。

轨道转移的三个阶段的基本参数如表1所示：

表1

本发明还提供一种航天器角动量控制系统，包括：第一控制器，被配置为在轨道转移第一阶段中，关闭动量轮以规避动量卸载的损耗，其中在轨道转移第一阶段中，使星上姿态化学推力器进行卫星姿态控制和调整；第二控制器，被配置为在轨道转移第二阶段中，提前预判卸载量，根据预判结果和矢调调节范围进行动量卸载，其中在轨道转移第一阶段中，使电推力器进行卫星变轨；以及第三控制器，被配置为在轨道转移第三阶段中，关闭动量轮以规避动量卸载的损耗，其中在轨道转移第三阶段中，使星上姿态化学推力器进行卫星姿态控制和定点捕获控制。

在本发明的一个实施例中，在所述的小型地球静止轨道卫星轨道转移方法中，所述小型地球静止轨道卫星的发射质量2300Kg，运载发射所述小型地球静止轨道卫星至超地球同步轨道，所述超地球同步轨道的远地点高度为48000Km，所述超地球同步轨道的倾角为28.5度；所述小型地球静止轨道卫星的发射点为东经101度±0.05度。

在本发明的一个实施例中，通过三个阶段将小型地球静止轨道卫星从地球转移轨道转移至地球静止轨道，包括：变轨化学推力器，被配置为在第一阶段点火，以快速提升轨道近地点高度至第一高度以上，且国内测控弧段不小于阈值测控弧段为控制目标执行变轨；电推力器，被配置为在第二阶段以所述轨道近地点高度调整至第二高度的同时，轨道倾角调整至阈值倾角、轨道偏心率调整至阈值偏心率为控制目标执行变轨；姿控化学推力器，被配置为在第三阶段点火，以进入目标轨位精度范围内为目标执行定点捕获。

在本发明的一个实施例中，在所述的小型地球静止轨道卫星轨道转移系统中，所述变轨化学推力器的额定推力为150N，数量为2台；所述电推力器的额定推力为300mN，数量为4台，2个电推力器并排布置组成一组电推力组，两组电推力组呈对角线分布；所述姿控化学推力器的额定推力为10N，数量为4台，1个变轨化学推力器与2个姿控化学推力器组成一组化学推力组，两组化学推力组呈对角线分布。

本发明提出的小型地球静止轨道卫星轨道转移方法及系统，利用小型高轨卫星公用平台针对轨道转移而配置的电推力器、变轨化学推力器和姿控化学推力器的混合推进组合，结合小型地球静止轨道卫星能源特性和从地球转移轨道(GTO)至地球静止轨道(GEO)的空间环境，将轨道转移过程分为三个阶段实施，包括：第一阶段，以变轨化学推力器实现迅速提高近地点高度至8000Km以上，并保证国内测控弧段不小于3小时为控制目标；第二阶段，以电推力器同时调整轨道高度、倾角和偏心率为控制目标，轨道近地点高度调整至约35786Km，轨道倾角、偏心率调整至约0度；第三阶段，姿控化学推力器点火，以进入目标轨位精度范围内为目标实施定点捕获。

本发明以电推进变轨为主，分层两级备份的化学推进系统实施变轨为辅作为基础，其中一级备份包括：第一阶段，化学变轨推力器可与电推力器互为备份；二级备份包括：第三阶段，化学姿控推力器可与电推力器互为备份。这是整体变轨策略的分级备份的意思。对于本发明主要是动量卸载的方法，主要体现在：第一阶段，使用化学变轨推力器进行卸载；第二阶段，根据状态，选择性的开启化学姿控推力器或电推力器卸载；第三阶段，使用化学变轨推力器进行卸载。如此优势是：减少了失调机构不断调整角度卸载(因为如此调整，不仅寿命受影响，变轨推力也损失较大)，对整个变轨的效率和失调机构使用寿命都有较大好处。

综上，上述实施例对航天器角动量控制方法及系统的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。

Claims (10)

1.一种航天器角动量控制方法，其特征在于，包括：

在轨道转移第一阶段中，关闭动量轮以规避动量卸载的损耗，其中在轨道转移第一阶段中，使星上姿态化学推力器进行卫星姿态控制和调整；

在轨道转移第二阶段中，提前预判卸载量，根据预判结果和矢调调节范围进行动量卸载，其中在轨道转移第一阶段中，使电推力器进行卫星变轨；以及

在轨道转移第三阶段中，关闭动量轮以规避动量卸载的损耗，其中在轨道转移第三阶段中，使星上姿态化学推力器进行卫星姿态控制和定点捕获控制。

2.如权利要求1所述的航天器角动量控制方法，其特征在于，还包括：

通过三个轨道转移阶段将小型地球静止轨道卫星从地球转移轨道转移至地球静止轨道，具体包括：

在轨道转移第一阶段，变轨化学推力器点火，以快速提升轨道近地点高度至第一高度以上，且国内测控弧段不小于阈值测控弧段为控制目标执行变轨；

在轨道转移第二阶段，电推力器以所述轨道近地点高度调整至第二高度的同时，轨道倾角调整至阈值倾角、轨道偏心率调整至阈值偏心率为控制目标执行变轨；以及

在轨道转移第三阶段，星上姿态化学推力器点火，以进入目标轨位精度范围内为目标执行定点捕获。

3.如权利要求2所述的航天器角动量控制方法，其特征在于，还包括：

所述第一高度为8000Km，所述第二高度为35786Km，所述阈值测控弧段为3小时，所述阈值倾角为0度，所述阈值偏心率为0度；

在所述轨道转移第一阶段内还执行：

所述变轨化学推力器在120小时内将小型地球静止轨道卫星的轨道近地点高度提升至第一高度以上；

所述小型地球静止轨道卫星的轨道近地点高度提升至第一高度后，关闭所述变轨化学推力器。

4.如权利要求2所述的航天器角动量控制方法，其特征在于，在所述轨道转移第二阶段内还执行：

在所述电推力器执行变轨前，执行第一次测定轨，以获得第二阶段初始轨道精轨根数、卫星总质量及质心，根据所述第一次测定轨的结果设置所述电推力器状态；

所述轨道转移第二阶段的控制目标达成后，关闭所述电推力器；

当所述电推力器进入近地点前1.5小时时，所述电推力器自动关机，所述小型地球静止轨道卫星由所述电推力器点火时的变轨对日模式自动转换至对地保持模式；

当所述电推力器进入近地点后1.5小时时，所述小型地球静止轨道卫星由对地保持模式自动转换至所述电推力器点火时的变轨对日模式，所述电推力器自动开机点火变轨。

5.如权利要求2所述的航天器角动量控制方法，其特征在于，在所述轨道转移第三阶段内还执行：

所述星上姿控化学推力器点火前，执行第二次测定轨，以获得轨道转移第三阶段初始轨道精轨根数、卫星总质量及质心，根据所述第二次测定轨的结果设置所述星上姿控化学推力器状态；

进入目标轨位精度范围内之后，关闭所述姿控化学推力器且切断变轨化学推力器工质流以保证定点后推进系统安全。

6.如权利要求4所述的航天器角动量控制方法，其特征在于，轨道转移第二阶段中进行的动量卸载在轨道转移近地点处实施，轨道转移第二阶段中进行的动量卸载选择电推力器或星上姿态化学推力器实施；

轨道转移第一阶段和轨道转移第三阶段，均关闭电推力器和动量轮，仅依靠星上姿态化学推力器实现卫星姿态控制和调整。

7.如权利要求6所述的航天器角动量控制方法，其特征在于，还包括：

在轨道转移第二阶段中，在电推力器进行变轨过程中，地面根据星上遥测下传数据分析预判所需卸载量及电推进矢量调节机构的调节设计角度范围，判断选择电推力器或星上姿态化学推力器进行动量卸载，以提前1～2轨上注卸载策略。

8.如权利要求7所述的航天器角动量控制方法，其特征在于，还包括：

在轨道转移第二阶段中，根据电推进矢量调节机构的寿命和调节设计角度范围，当寿命和调节设计角度范围均满足要求时，关闭星上姿态化学推力器或变轨化学推力器，开启电推力器，调整电推力矢量后采用电推力器进行动量卸载；

当寿命或调节设计角度范围不满足时，采用星上姿态化学推力器进行动量卸载。

9.如权利要求8所述的航天器角动量控制方法，其特征在于，根据地面上注的卸载策略和星上角速度遥测，星上自主判断并在进入近地点前1.5小时执行卸载策略，且在近地点前后共3小时时间内完成卸载和相关安全性操作，在离开近地点后1.5小时则自主进入正常的电推进变轨程序。

10.一种航天器角动量控制系统，其特征在于，包括：

第一控制器，被配置为在轨道转移第一阶段中，关闭动量轮以规避动量卸载的损耗，其中在轨道转移第一阶段中，使星上姿态化学推力器进行卫星姿态控制和调整；

第二控制器，被配置为在轨道转移第二阶段中，提前预判卸载量，根据预判结果和矢调调节范围进行动量卸载，其中在轨道转移第一阶段中，使电推力器进行卫星变轨；以及

第三控制器，被配置为在轨道转移第三阶段中，关闭动量轮以规避动量卸载的损耗，其中在轨道转移第三阶段中，使星上姿态化学推力器进行卫星姿态控制和定点捕获控制。

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