CN111268177B - 一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明设计了一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法，将传统集中式位保控制量分散到每天执行，利用脉冲推力消除每天的摄动变化量，进一步结合偏差闭环反馈控制作用，通过平经度、偏心率和轨道倾角联合控制，能够将卫星位置始终维持在一个精确范围内，东西方向控制精度优于±0.05°，南北方向控制精度优于±0.01°。

Description

一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法

技术领域

本发明属于航天器自主轨道控制领域，涉及一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法，用于实现星上自主高精度轨道控制。

背景技术

随着我国卫星应用领域不断扩大，在轨运行卫星数量急剧增加，传统依靠地面测控中心进行卫星日常管理模式已日益不能适应发展需求,必须实现卫星智能自主运行。自主运行是指在不依赖地面站支持的条件下，卫星完全利用自身的软硬件设备自主完成飞行任务要求的各项功能和操作，其中姿态和轨道自主控制是实现卫星自主运行的关键所在。当前卫星姿态控制已经由星上自主完成，但是大多数卫星还是依靠地面站进行轨道测量和控制，仅极少数卫星具备星上自主轨道控制功能。

星上现有自主轨道控制方法参考地面集中式位保管理方式，当卫星位置到达保持环边界时，由星上自主计算位保控制量，并选择恰当的控制时刻，自主实施位保操作，其中平经度控制采用单边极限环方式，偏心率控制采用双脉冲策略，轨道倾角控制目标为零。根据卫星定点位置摄动加速度和位置保持环大小，通常东西位保控制周期为1至3周，南北位保控制周期为1个月左右。考虑导航定位和控制误差，集中式自主位保控制精度指标一般为±0.2°，与地面±0.05°管理能力相比精度较差，因此有必要进一步研究星上自主高精度轨道控制方法。

发明内容

本发明解决的技术问题是：为实现星上自主高精度轨道控制功能，提出了一种静止轨道卫星分散式闭环位置保持控制方法，通过平经度、偏心率和轨道倾角联合控制，能够将卫星位置始终维持在一个精确范围内。

本发明的技术解决方案是：提出一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法，包括平经度、偏心率和轨道倾角三步控制，步骤如下：

(1)平经度控制策略：首先调整卫星半长轴至标称静止轨道高度，其次采用分散式闭环自主东西位置保持控制方法，每天通过脉冲推力消除平经度摄动变化量，以及经度偏离定点位置闭环控制量，控制时刻选取在近地点或远地点附近，采用平经度与偏心率联合控制方式。

(2)偏心率控制策略：当每天偏心率摄动变化量超过平经度控制引起的变化量时，需要利用脉冲推力将超出部分消除，同时引入偏心率闭环控制量；采用双脉冲方式，每天分两批次进行，每次控制量为总速度增量的一半，第一次结合平经度控制执行，第二次与第一次间隔180度且方向相反。

(3)轨道倾角控制策略：采用分散式闭环自主南北位置保持控制方法，每天通过脉冲推力消除轨道倾角长期和长周期摄动变化量，以及倾角偏离目标位置的闭环控制量；若选择向南位保，则每天控制时刻在倾角摄动方向对应平赤经附近，若选择向北位保，则每天控制时刻在倾角摄动反方向对应平赤经附近。

所述步骤(1)中标称静止轨道高度对应的卫星半长轴大小为42165.795km。

所述步骤(1)中平经度摄动变化量计算公式为：

式中

为平经度摄动加速度，与卫星定点位置相关；

表示计算一天内变化量。

所述步骤(1)中平经度闭环控制量计算公式为：

式中λ为当前位置地理经度，λ_s为目标定点位置地理经度，K_pλ为经度闭环反馈控制系数，作用是自主调节经度漂移趋势，维持经度长期处于控制精度指标要求范围内，通常取值在0.01～0.02之间。

所述步骤(1)中平经度控制所需的速度增量计算公式为：

式中ω_e＝360.9856(°/day)＝7.2921×10^-5(rad/s)为地球自转角速度，V_s＝3074.7(m/s)为标称静止轨道速度。

所述步骤(1)中平经度控制所需的控制弧段长度为：

式中M_sat(kg)为卫星当前质量，F_EW(N)为东西方向有效推力，W_pulse(s)为控制脉宽长度，P_pulse(s)为脉冲控制周期。

所述步骤(1)中采用平经度与偏心率联合控制方式，每天平经度控制时刻选取为：

(a)当ΔV_T<0时，则在近地点附近进行向西位保，启控时刻对应真近点角为：

(b)当ΔV_T>0时，则在远地点附近进行向东位保，启控时刻对应真近点角为：

所述步骤(2)中偏心率摄动变化量计算公式为：

式中C_r为光压反射系数，与卫星表面材料有关，全吸收时值为1.0，通常取1.5；S_sat(m²)为垂直于太阳光的卫星截面积；P₀＝4.65×10^-6(N/m²)为单位面积上太阳辐射压力。

所述步骤(2)中平经度控制引起的偏心率变化量计算公式为：

所述步骤(2)中施加偏心率控制的判断条件为：

Δe_p>Δe_λ

所述步骤(2)中偏心率摄动控制量计算公式为：

Δe_d＝Δe_p-Δe_λ(Δe_d>0)

所述步骤(2)中偏心率闭环控制量计算公式为：

Δe_c＝K_pe(e-e_f)

式中为e当前偏心率大小；e_f为目标偏心率大小，通常取值为0；K_pe为偏心率闭环反馈控制系数，作用是自主调节偏心率增长趋势，维持偏心率长期处于保持圆范围内，通常取值为0.01。

所述步骤(2)中偏心率控制所需的总速度增量计算公式为：

所述步骤(2)中偏心率控制每天第一批次结合平经度控制执行，在平经度控制量基础上叠加偏心率控制量

并记录第一次控制结束时间为t₀，第二批次启控时刻选择在t₀+0.5天后执行，控制量为

且方向相反。

所述步骤(3)中轨道倾角长期摄动变化量计算公式为：

式中Ω_m为白道的升交点赤经，i_m为白道面和赤道面夹角。

所述步骤(3)中轨道倾角长周期摄动变化量计算公式为：

式中n_s＝0.0172(rad/day)＝0.9856(°/day)太阳视运动平均角速度，为Ω_s为黄道的升交点赤经，i_s为黄道面和赤道面夹角。

所述步骤(3)中轨道倾角摄动控制量计算公式为：

所述步骤(3)中轨道倾角闭环控制量计算公式为：

式中i_x和i_y为当前倾角矢量，且有i_x＝sin(i)cos(Ω)，i_y＝sin(i)sin(Ω)，其中i为卫星轨道倾角，Ω为升交点赤经；i_xf和i_yf为目标倾角矢量，通常取值为0；K_pi为倾角闭环反馈控制系数，作用是自主调节轨道倾角漂移趋势，维持倾角长期处于控制精度指标要求范围内，通常取值为0.05。

所述步骤(3)中轨道倾角控制所需的速度增量计算公式为：

式中Δi_x＝Δi_xd+Δi_xc，Δi_y＝Δi_yd+Δi_yc。

所述步骤(3)中轨道倾角控制所需的控制弧段长度计算公式为：

式中F_NS(N)为南北方向有效推力。

所述步骤(3)中轨道倾角控制时刻选取为：

(a)若选择向南位保，则每天轨道倾角启控时刻对应平赤经为：

(b)若选择向北位保，则每天轨道倾角启控时刻对应平赤经为：

本发明与现有技术相比的优点在于：

1、本发明提出的分散式闭环自主位置保持控制方法，将传统集中式位保控制量分散到每天执行，利用脉冲推力消除每天的摄动变化量，进一步结合偏差闭环反馈控制作用，能够将卫星轨道位置始终维持在一个精确范围内，东西方向控制精度优于±0.05°，南北方向控制精度优于±0.01°，提供了一种高精度星上自主轨道控制方法，进一步提升卫星自主运行能力。

2、与传统集中式策略相比，分散式位保控制可以全部在正常模式下执行，不涉及姿态控制方式转换，有利于维持卫星正常工作状态不中断。仿真分析表明，分散式位保全年所需的轨道控制速度增量约为52m/s，与地面管理燃料消耗量级相当。此外分散式位保仍然采用化学推力器作为执行机构，不需要额外配置电推进等设备即可实现精度轨道控制功能，对当前卫星平台适应性好，有利于推广应用。

附图说明

图1为静止轨道卫星位置保持边界示意图；

图2为卫星半长轴控制效果仿真曲线；

图3为卫星偏心率控制效果仿真曲线；

图4为卫星地理经度控制效果仿真曲线；

图5为卫星轨道倾角控制效果仿真曲线。

具体实施方式

静止轨道卫星在经度和纬度方向上有位置保持控制边界指标要求，其中经度边界定义为相对于定点位置允许的最大经度偏差，纬度边界定义为允许的最大轨道倾角，如图1所示。因此，静止轨道卫星轨道保持控制就是在卫星整个寿命期间，利用推进***进行一系列的轨道修正控制的总称，其作用是尽量维持卫星在保持边界内自由摄动运动，最大可能限制卫星运动到边界之外。

静止轨道卫星位置保持控制一般分为东西位保和南北位保两种形式，其中南北位保控制的目的是利用法向推力降低卫星的倾角，使卫星地理纬度位于保持边界内；东西位保包括平经度控制和偏心率控制两部分，平经度控制的目的是利用切向推力使卫星的平经度维持在定点经度附近，使卫星的平经度位于去除经度日振荡的保持边界内；偏心率控制的目的是利用双脉冲切向推力降低卫星的偏心率，减小卫星地理经度的日周期振荡幅度。

本发明设计了一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法，将传统集中式位保控制量分散到每天执行，利用脉冲推力消除每天的摄动变化量，进一步结合偏差闭环反馈控制作用，通过平经度、偏心率和轨道倾角联合控制，实现星上高精度自主轨道控制功能。具体方法如下：

(1)平经度控制策略。

首先调整卫星半长轴至标称静止轨道高度，以抵消地球非球形引力和日月引力摄动引起的平经度长期漂移；其次采用分散式闭环自主东西位置保持控制方法，每天通过脉冲推力消除地球非球型引力摄动引起的平经度摄动变化量，以及经度偏离定点位置闭环控制量；然后每天在近地点或远地点附近进行一次东西位置保持控制，采用平经度与偏心率联合控制方式，即控制平经度漂移率时总是选择在减小偏心率的位置进行实施，这样有利于减小偏心率引起的经度日周期振荡。具体步骤如下：

(a)调整卫星至标称静止轨道高度。在进行分散式自主位置保持控制前，首先由地面调整卫星半长轴至标称静止轨道半长轴大小，考虑地球非球形引力和日月引力摄动影响的标称静止轨道半长轴平均值为42165.795km。调整到位后，东西位置保持不用再考虑平经度漂移率影响，只需要消除地球非球形引力摄动引起的平经度漂移加速度。

(b)平经度摄动控制量计算。地球静止轨道卫星在东西方向的经度漂移由两部分构成：一部分是由地球非球形引力摄动引起的平经度漂移率变化，另一部分是太阳光压产生偏心率摄动，引起卫星经度日周期振荡，两者的影响是相互独立的，共同引起卫星东西方向经度偏差。由摄动分析可知，地球非球形引力摄动田谐项引起平经度漂移加速度，分析表明其中二阶田谐项是最主要的，占比85％左右。通常查表获取定点位置的平经度摄动加速度，注入星上作为常数，不需自主计算。则田谐项摄动引起的每天平经度漂移率变化量为：

式中

为平经度摄动加速度，与卫星定点位置相关；ΔT_day＝1(day)表示计算一天内变化量。

(c)平经度闭环控制量计算。由于摄动分析误差和控制误差影响，控后卫星经度仍会存在缓慢长期漂移趋势，如果不进行处理，最终将会漂出控制精度指标要求范围。因此借鉴编队飞行相对位置控制方法，卫星相对于定点位置进行闭环位置反馈控制，在东西方向上采用地理经度作为控制目标，假设当前位置经度为，目标定点位置经度为，则经度闭环控制量为：

式中λ为当前位置地理经度，λ_s为目标定点位置地理经度，K_pλ为经度闭环反馈控制系数，作用是自主调节经度漂移趋势，维持经度长期处于控制精度指标要求范围内，通常取值在0.01～0.02之间。在闭环相对位置控制调节下，每天控制速度增量略微增加或减少，总的速度增量变化不大，几乎不影响燃料消耗。

(d)平经度控制时刻选取。综上所述，经度漂移率总控制量包括摄动控制量和闭环控制量两部分，则平经度控制所需的速度增量计算公式为：

式中ω_e＝360.9856(°/day)＝7.2921×10^-5(rad/s)为地球自转角速度，V_s＝3074.7(m/s)为标称静止轨道速度。则平经度控制所需的控制弧段长度为：

式中M_sat(kg)为卫星当前质量，F_EW(N)为东西方向有效推力，W_pulse(s)为控制脉宽长度，P_pulse(s)为脉冲控制周期。分散式自主东西位置保持策略，每天在近地点或远地点附近进行一次东西位置保持控制，采用平经度与偏心率联合控制方式，即控制平经度漂移率时总是选择在减小偏心率的位置进行实施，这样有利于减小偏心率引力的经度日周期振荡。若控制速度增量ΔV_T<0，则在近地点附近进行向西位保，控制时刻对应的卫星真近点角为：

若控制速度增量ΔV_T>0，则在远地点附近进行向东位保，控制时刻对应的卫星真近点角为：

(2)偏心率控制策略。

在一般情况下，平经度控制时总是减小偏心率，因此偏心率的值始终将保持在允许的较小范围内，不用单独进行偏心率控制。然而，当卫星太阳光压的面值比较大，或卫星定点在平衡点附近所需的平经度漂移率控制量较小时，则需要进行主动的偏心率控制。静止轨道卫星偏心率控制的目的是利用双脉冲切向推力减小卫星的偏心率，降低经度的日周期振荡，保证东西方向的定点精度要求。分散式偏心率控制策略，将集中式控制量分散到每天执行，通过脉冲推力控制消除每天偏心率摄动变化量以及偏离目标值控制量。具体步骤如下：

(a)启控条件判断。由摄动分析可知，太阳光压摄动引起偏心率矢量沿摄动圆年周期运动，在短时间内可认为摄动变化率为常数，则每天偏心率摄动变化量计算公式为：

式中C_r为光压反射系数，与卫星表面材料有关，全吸收时值为1.0，通常取1.5；S_sat(m²)为垂直于太阳光的卫星截面积；P₀＝4.65×10^-6(N/m²)为单位面积上太阳辐射压力。而平经度控制引起的偏心率变化量计算公式为：

若Δe_λ>Δe_p，则表明每天平经度控制量可以完全抵消偏心率摄动变化量，采用平经度与偏心率联合控制策略，即能够维持偏心率始终在保持圆范围内，满足控制指标要求。

若Δe_λ<Δe_p，则表明对于面质比较大或定点在平衡位置附近的卫星，每天平经度控制量已不能完全抵消偏心率摄动变化量，只采用平经度与偏心率联合控制策略不能完全抑制偏心率的增长，累积一段时间后偏心率会超出保持圆范围，因此需要增加额外的偏心率控制。

(b)偏心率控制量计算。偏心率控制策略同样采用分散式位保控制方式，每天利用脉冲推力将摄动变化量多于平经度控制量部分消除，偏心率摄动控制量计算公式为：

Δe_d＝Δe_p-Δe_λ(Δe_d>0)

由于摄动分析误差以及控制误差，控后偏心率有可能仍然存在缓慢增大趋势，如果不进行处理，最终将会超出偏心率保持圆范围。因此引入偏心率闭环控制，假设卫星当前偏心率大小为e，目标偏心率大小为e_f，对于分散式自主位保e_f通常设置为0，则偏心率闭环控制量计算公式为：

Δe_c＝K_pe(e-e_f)

式中K_pe为偏心率闭环反馈控制系数，作用是自主调节偏心率增长趋势，维持偏心率长期处于保持圆范围内，通常取值为0.01。偏心率总控制量包括摄动控制量和闭环控制量两部分，偏心率控制所需的总速度增量计算公式为：

(c)偏心率控制时刻选取。偏心率控制采用双脉冲方式，每天分两批次进行，在近地点减速一次，在远地点加速一次，每次控制速度增量为ΔV_Te/2，两次控制间隔180度且方向相反，使产生的漂移率变化相互抵消，偏心率增量叠加。为了减少轨道控制启动次数，偏心率控制每天第一批次结合平经度控制执行，在近地点向西位保或者在远地点向东位保时，在平经度控制量基础上叠加偏心率控制速度增量ΔV_Te/2。由于偏心率始终保持在较小范围内，导致真近点角变化范围较大，第二次若选择在与第一次相反的近地点或远地点执行，不能保证两次速度增量间隔180度。因此第二次偏心率控制，以累积时间为启动条件，选择在第一次控制结束后0.5天执行，确保两次控制间隔180度且方向相反，和作用只改变偏心率大小不影响轨道漂移率。

(3)轨道倾角控制策略。

静止轨道卫星受日月引力摄动影响轨道倾角存在长期漂移，需要通过南北位置保持控制，利用轨道法向推力减小轨道倾角，使得卫星在南北纬度方向上始终位于保持边界内。纬度方向通常定义为相对于历元时刻的平赤道面，高精度要求时定义为相对于历元时刻的真赤道面，因此轨道倾角控制应相对于瞬时平或瞬时真惯性坐标系，而不是J2000惯性坐标系。分散式自主南北位保控制，将集中式位保控制量分散到每天执行，通过脉冲推力控制消除每天倾角摄动变化量以及偏离目标位置控制量。具体步骤如下：

(a)倾角摄动控制量计算。由摄动分析可知，日月引力摄动引起轨道倾角长期和长周期变化，在短时间内可认为漂移率为常数，则轨道倾角长期摄动变化量计算公式为：

式中Ω_m为白道的升交点赤经，i_m为白道面和赤道面夹角。结合轨道倾角长周期摄动变化量计算公式为：

式中n_s＝0.0172(rad/day)＝0.9856(°/day)太阳视运动平均角速度，为Ω_s为黄道的升交点赤经，i_s为黄道面和赤道面夹角。最终获得每天轨道倾角摄动控制量计算公式为：

(b)倾角闭环控制量计算。由于摄动分析误差和控制误差影响，控后轨道倾角仍会存在缓慢长期漂移趋势，如果不进行处理，最终将会漂出保持环范围。因此借鉴编队飞行相对位置控制方法，卫星相对于定点位置进行闭环位置反馈控制，在南北方向上采用轨道倾角作为控制目标，假设当前倾角矢量i＝(i_x,i_y)^T，目标倾角矢量i_f＝(i_xf,i_yf)^T，对于分散式自主位保倾角控制目标通常选择为0，则轨道倾角闭环控制量计算公式为：

式中i_x＝sin(i)cos(Ω)，i_y＝sin(i)sin(Ω)，其中i为卫星轨道倾角，Ω为升交点赤经；K_pi为倾角闭环反馈控制系数，作用是自主调节轨道倾角漂移趋势，维持倾角长期处于控制精度指标要求范围内，通常取值为0.05。

(c)倾角控制时刻选取。综上所述，倾角矢量总控制量包括摄动控制量和闭环控制量两部分，则轨道倾角控制所需的速度增量计算公式为：

式中Δi_x＝Δi_xd+Δi_xc，Δi_y＝Δi_yd+Δi_yc。则轨道倾角控制所需的控制弧段长度计算公式为：

式中F_NS(N)为南北方向有效推力。若选择向南位保，则每天轨道倾角启控时刻对应平赤经为：

若选择向北位保，则每天轨道倾角启控时刻对应平赤经为：

(4)仿真验证

对本发明提出的分散式闭环位置保持控制方法进行数学仿真验证，以定点位置120°E的静止轨道卫星为例，仿真设置卫星质量为M_sat＝2500kg，光压反射面积S_sat＝50m²，东西和南北方向轨控有效推力F_EW＝F_NS＝18N，控制脉宽长度W_pulse＝0.256s，脉冲控制周期P_pulse＝20.032s。在平经度、偏心率和轨道倾角联合控制作用下，一年内卫星半长轴变化曲线见图2，偏心率变化曲线见图3，地理经度变化曲线见图4，轨道倾角变化曲线见图5。卫星经度始终保持在120°E±0.05°范围内，偏心率始终保持在0.0002以内，轨道倾角大小始终保持在0.01°以内，平经度和偏心率联合控制全年所需速度增量约为2.562m/s，轨道倾角控制全年所需速度增量约为49.464m/s。

本发明提出的分散式闭环自主位置保持控制方法，将传统集中式位保控制量分散到每天执行，利用脉冲推力消除每天的摄动变化量，进一步结合偏差闭环反馈控制作用，能够将卫星轨道位置始终维持在一个精确范围内，东西方向控制精度优于±0.05°，南北方向控制精度优于±0.01°，进一步提升卫星自主运行能力。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (11)

1.一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法，其特征在于步骤如下：

(1)进行平经度控制，包括：

(1.1)调整卫星半长轴至标称静止轨道高度，以抵消地球非球形引力和日月引力摄动引起的平经度长期漂移；

(1.2)采用分散式闭环自主东西位置保持控制方法，每天通过脉冲推力消除平经度摄动变化量，以及经度偏离定点位置的平经度闭环控制量；

(1.3)选取平经度控制时刻，确定平经度控制所需的速度增量和控制弧段长度：每天在近地点或远地点附近进行一次东西位置保持控制，控制时刻选取在近地点或远地点附近，采用平经度与偏心率联合控制方式；

(2)进行偏心率控制，包括：

(2.1)根据每天偏心率摄动变化量和平经度控制引起的偏心率变化量之间的关系进行施加偏心率控制的启控条件判断；

(2.2)计算偏心率摄动控制量、偏心率闭环控制量以及偏心率控制所需的总速度增量；

(2.3)选取偏心率控制时刻；

(3)进行轨道倾角控制，包括：

(3.1)倾角摄动控制量计算：采用分散式闭环自主南北位置保持控制方法，每天通过脉冲推力消除轨道倾角长期和长周期摄动变化量，最终获得每天轨道倾角摄动控制量；

(3.2)计算倾角偏离目标位置的倾角闭环控制量；

(3.3)选取倾角控制时刻：确定轨道倾角控制所需的速度增量以及控制弧段长度。

2.根据权利要求1所述的一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法，其特征在于：步骤(1.1)中标称静止轨道高度对应的卫星半长轴大小为42165.795km；

平经度摄动变化量计算公式为：

式中

为平经度摄动加速度，与卫星定点位置相关；ΔT_day＝1(day)表示计算一天内变化量；

平经度闭环控制量计算公式为：

式中λ为当前位置地理经度，λ_s为目标定点位置地理经度，K_pλ为经度闭环反馈控制系数。

3.根据权利要求2所述的一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法，其特征在于：平经度控制所需的速度增量计算公式为：

式中ω_e＝360.9856(°/day)＝7.2921×10^-5(rad/s)为地球自转角速度，V_s＝3074.7(m/s)为标称静止轨道速度；

平经度控制所需的控制弧段长度为：

式中M_sat(kg)为卫星当前质量，F_EW(N)为东西方向有效推力，W_pulse(s)为控制脉宽长度，P_pulse(s)为脉冲控制周期。

4.根据权利要求3所述的一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法，其特征在于：

(a)当ΔV_T<0时，则在近地点附近进行向西位保，启控时刻对应真近点角为：

(b)当ΔV_T>0时，则在远地点附近进行向东位保，启控时刻对应真近点角为：

5.根据权利要求3所述的一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法，其特征在于：步骤(2.1)中偏心率摄动变化量计算公式为：

式中C_r为光压反射系数；S_sat(m²)为垂直于太阳光的卫星截面积；P₀＝4.65×10^-6(N/m²)为单位面积上太阳辐射压力，V_s＝3074.7(m/s)为标称静止轨道速度；

平经度控制引起的偏心率变化量计算公式为：

6.根据权利要求5所述的一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法，其特征在于：施加偏心率控制的判断条件为：

Δe_p>Δe_λ。

7.根据权利要求5所述的一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法，其特征在于：偏心率摄动控制量计算公式为：

Δe_d＝Δe_p-Δe_λ，Δe_d>0；

偏心率闭环控制量计算公式为：

Δe_c＝K_pe(e-e_f)；

式中为e当前偏心率大小，e_f为目标偏心率大小，K_pe为偏心率闭环反馈控制系数；

偏心率控制所需的总速度增量计算公式为：

8.根据权利要求7所述的一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法，其特征在于：选取偏心率控制时刻，具体为：偏心率控制每天第一批次结合平经度控制执行，在平经度控制量基础上叠加偏心率控制量

并记录第一次控制结束时间为t₀，第二批次启控时刻选择在t₀+0.5天后执行，控制量为

且方向相反。

9.根据权利要求7所述的一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法，其特征在于：步骤(3.1)中轨道倾角长期摄动变化量计算公式为：

式中Ω_m为白道的升交点赤经，i_m为白道面和赤道面夹角；

轨道倾角长周期摄动变化量计算公式为：

式中n_s＝0.0172(rad/day)＝0.9856(°/day)太阳视运动平均角速度，为Ω_s为黄道的升交点赤经，i_s为黄道面和赤道面夹角；

轨道倾角摄动控制量计算公式为：

定义i_x和i_y为当前倾角矢量，且有i_x＝sin(i)cos(Ω)，i_y＝sin(i)sin(Ω)，其中i为卫星轨道倾角，Ω为升交点赤经；Δi_x1、Δi_y1、Δi_x2、Δi_y2、Δi_xd、Δi_yd均是以i_x和i_y为基础的变化量。

10.根据权利要求9所述的一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法，其特征在于：轨道倾角闭环控制量计算公式为：

i_xf和i_yf为目标倾角矢量；K_pi为倾角闭环反馈控制系数。

11.根据权利要求10所述的一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法，其特征在于：轨道倾角控制所需的速度增量计算公式为：

式中Δi_x＝Δi_xd+Δi_xc，Δi_y＝Δi_yd+Δi_yc；

轨道倾角控制所需的控制弧段长度计算公式为：

式中F_NS(N)为南北方向有效推力；

轨道倾角控制时刻选取为：

(a)若选择向南位保，则每天轨道倾角启控时刻对应平赤经为：

(b)若选择向北位保，则每天轨道倾角启控时刻对应平赤经为：

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