一种卫星控制方法、系统、计算机设备和存储介质

技术领域

本发明涉及卫星推力器布局、姿态控制和轨道控制技术领域，尤其涉及一种卫星控制方法、系统、计算机设备和存储介质。

背景技术

中轨卫星主要是指卫星轨道距离地球表面2000km～20000km的地球卫星。它属于地球非同步卫星，主要是作为陆地移动通信系统的补充和扩展，与地面公众网有机结合，实现全球个人移动通信，也可以用作卫星导航系统。在全球个人移动通信和卫星导航系统中具有极大的优势。中轨通信卫星通常在轨寿命较长，配置单台电推进系统进行轨道维持，满足通信业务运行对轨道的需求。

卫星入轨后的运行阶段有初始入轨运行阶段、正常轨道运行阶段。星箭分离后到转入正常轨道运行之前的阶段称为初始入轨运行阶段，此期间的主要工作如下：

1)消除初偏：星箭分离后自动启动，消除星箭分离时产生的星体角速度。由于中轨卫星运行环境磁场强度极弱，若用磁阻尼则阻尼时间极长，不适合进行磁阻尼控制；

2)帆板展开：星箭分离后帆板火工品解锁后展开，在此期间卫星处于停控，之后重新开始姿态控制；

3)姿态捕获：采用星上姿态敏感器测量得到的太阳、地球、磁场或恒星位置矢量采用姿态确定算法建立星体相对于惯性系或轨道系的姿态；

卫星完成姿态捕获后根据星上载荷任务特点及地面指令转入对日定向或对地定向等长期在轨工作状态，通常通信卫星转入对地定向状态开展通信业务，根据轨道参数变化进行推力器开关控制调节轨道参数。

卫星推进系统按照推进剂类型不同，可以分为冷气推进系统、化学推进系统、电推进系统、核推进系统等。冷气推进、化学推进比冲小能够支持开关控制，适用于力耦姿态控制等场景；电推进比冲较高不适合随机开关脉冲控制，适用于长期在轨基于任务规划的轨道机动控制。在中轨通信卫星中，兼顾入轨段快速速率阻尼及长期在轨轨道控制需求的推力器配置方案及使用方法研究和工程实施甚少。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对现有技术的不足，具体提供了一种卫星控制方法、系统、计算机设备和存储介质，具体如下：

1)第一方面，本发明提供一种卫星控制方法，具体技术方案如下：

在卫星的入轨段利用冷气推力器进行速率阻尼，在满足速率阻尼时间要求的前提下，确定每个冷气推力器的推力值，分别根据每个冷气推力器的推力值和布局位置确定每个冷气推力器的推力矢量，分别根据每个冷气推力器的布局位置确定每个冷气推力器的位置矢量，根据对卫星的期望力矩的方向，并结合每个冷气推力器的推力矢量和位置矢量，确定所有冷气推力器的启停组合，根据启停组合对所有冷气推力器进行启停控制，对卫星施加期望力矩的方向的力矩，其中，预先在卫星上配置多个冷气推力器；

当卫星进行在轨轨道控制时，根据轨道参数控制目标，利用电推进推力器对卫星进行轨道控制，将电推进推力器的推力方向调整至期望的推力方向，期望的推力方向对应最终期望姿态，其中，预先在卫星上配置电推进推力器，电推进推力器未配置二维矢量调节机构。

本发明提供的一种卫星控制方法的有益效果如下：

本发明中，统筹卫星轨道控制和快速速率阻尼需求，在卫星的入轨段利用冷气推力器进行速率阻尼，实现快速速率阻尼，当卫星进行在轨轨道控制时，利用电推进推力器对卫星进行轨道控制，适用于长期在轨基于任务规划的轨道机动控制，工程实施可操作性强。

在上述方案的基础上，本发明的一种卫星控制方法还可以做如下改进。

进一步，冷气推力器和电推进推力器共用一个贮供单元。

进一步，在卫星上还配置有多个备份冷气推力器。

进一步，卫星为中轨通信卫星。

2)第二方面，本发明还提供一种卫星控制系统，具体技术方案如下：

包括第一控制模块和第二控制模块；

第一控制模块用于：在卫星的入轨段利用冷气推力器进行速率阻尼，在满足速率阻尼时间要求的前提下，确定每个冷气推力器的推力值，分别根据每个冷气推力器的推力值和布局位置确定每个冷气推力器的推力矢量，分别根据每个冷气推力器的布局位置确定每个冷气推力器的位置矢量，根据对卫星的期望力矩的方向，并结合每个冷气推力器的推力矢量和位置矢量，确定所有冷气推力器的启停组合，根据启停组合对所有冷气推力器进行启停控制，对卫星施加期望力矩的方向的力矩，其中，预先在卫星上配置多个冷气推力器；

第二控制模块用于：当卫星进行在轨轨道控制时，根据轨道参数控制目标，利用电推进推力器对卫星进行轨道控制，将电推进推力器的推力方向调整至期望的推力方向，期望的推力方向对应最终期望姿态，其中，预先在卫星上配置电推进推力器，电推进推力器未配置二维矢量调节机构。

在上述方案的基础上，本发明的一种卫星控制系统还可以做如下改进。

进一步，冷气推力器和电推进推力器共用一个贮供单元。

进一步，在卫星上还配置有多个备份冷气推力器。

进一步，卫星为中轨通信卫星。

3)第三方面，本发明还提供一种计算机设备，计算机设备包括处理器，处理器与存储器耦合，存储器中存储有至少一条计算机程序，至少一条计算机程序由处理器加载并执行，以使计算机设备实现上述任一项卫星控制方法。

4)第四方面，本发明还提供一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质中存储有至少一条计算机程序，至少一条计算机程序由处理器加载并执行，以使计算机实现上述任一项卫星控制方法。

需要说明的是，本发明的第二方面至第四方面的技术方案及对应的可能的实现方式所取得的有益效果，可以参见上述对第一方面及其对应的可能的实现方式的技术效果，此处不再赘述。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明实施例的一种卫星控制方法的流程示意图；

图2为霍尔电推进推力器、冷气推力器共用一个贮供单元的结构示意图；

图3为霍尔电推进推力器、冷气推力器在卫星星体上的布局示意图；

图4为本发明实施例的一种卫星控制系统的结构示意图之一；

图5为本发明实施例的一种卫星控制系统的结构示意图之二；

图6为本发明实施例的一种计算机设备的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施方式作进一步地详细描述。

如图1所示，本发明实施例的一种卫星控制方法，包括如下步骤：

S1、在卫星的入轨段利用冷气推力器进行速率阻尼，在满足速率阻尼时间要求的前提下，确定每个冷气推力器的推力值，分别根据每个冷气推力器的推力值和布局位置确定每个冷气推力器的推力矢量，分别根据每个冷气推力器的布局位置确定每个冷气推力器的位置矢量，根据对卫星的期望力矩的方向，并结合每个冷气推力器的推力矢量和位置矢量，确定所有冷气推力器的启停组合，根据启停组合对所有冷气推力器进行启停控制，对卫星施加期望力矩的方向的力矩，其中，预先在卫星上配置多个冷气推力器；

卫星上配置多个冷气推力器的具体实现过程如下：

以入轨段速率阻尼所需力矩的方向作为冷气推力器布局设计输入，入轨段速率阻尼所需力矩方向(即卫星的期望力矩的方向)与星箭分离时卫星的运动状态相关，设计需要保证能够提供星本体坐标系中的+X方向、-X方向、+Y方向、-Y方向、+Z方向、-Z方向的力矩，其中，+X方向表示星本体坐标系的X轴正方向，-X方向表示星本体坐标系的X轴负方向，+Y方向表示星本体坐标系的Y轴正方向，-Y方向表示星本体坐标系的Y轴负方向，+Z方向表示星本体坐标系的Z轴正方向，-Z表示星本体坐标系的Z轴负方向。如图3中所示，选取+Z面布局4个冷气推力器，分别记为Z1、Z2、Z3和Z4，Z1、Z2、Z3和Z4布局在同一面即+Z面上。且Z1、Z2、Z3和Z4可布局在矩形的4个角点位置，如图3中所示，O-X-Y-Z：表示星本体坐标系，点A、点B、点C、点D、点E、点F、点G、点H组成的立方体定义为卫星星体，点A位置处布局Z4，点B位置处布局Z3，点C位置处布局Z2，点A位置处布局Z1，点A、点B、点C和点D构成矩形，可根据实际情况进行布局调整矩形的边长大小。+Z面指：点A、点B、点C和点D所在面，即点A、点B、点C和点D组成的面，点A、点B、点C和点D的Z值均相等，且为正值。

可选地，在上述技术方案中，在卫星上还配置有多个备份冷气推力器。

考虑到可靠性，备份4个冷气推力器，分别记为X1、X2、X3和X4，如图3中所示备份的4个冷气推力器布局于-X面上，X1、X2、X3和X4布局在同一面即-X面上。且X1、X2、X3和X4可布局在矩形的4个角点位置，如图3中所示，点H、点D、点A和点E构成矩形，还可根据实际情况进行布局调整矩形的边长大小，点A位置处布局X3，点D位置处布局X2，点E位置处布局X4，点H位置处布局X1，-X面指：点H、点D、点A和点E所在面，即，点H、点D、点A和点E所组成的面，点H、点D、点A和点E的X值均相等，且为负值。

为便于表述，将布局在星体+Z面的冷气推力器(Z1、Z2、Z3和Z4)记为主份冷气推力器，将布局在星体-X面的冷气推力器(X1、X2、X3和X4)记为备份冷气推力器。

图3中的箭头表示：冷气推力器的喷气方向或霍尔电推进推力器喷出离子的方向。

在卫星的入轨段利用冷气推力器进行速率阻尼时，首先使用4个主份冷气推力器进行速率阻尼，若4个主份冷气推力器中的至少一个冷气推力器发生故障，则停止使用所有主份冷气推力器，启动4个备份冷气推力器进行速率阻尼。

需要说明的是，在对所有冷气推力器进行布局时，需考虑推力器羽流对星体气体设备无影响。

其中，分别根据每个主份冷气推力器的推力值和布局位置确定每个主份冷气推力器的推力矢量，每个主份冷气推力器在星本体坐标系中的推力矢量为：

其中，

其中，分别根据每个主份冷气推力器的布局位置确定每个主份冷气推力器的位置矢量，每个主份冷气推力器的位置矢量为：

表示：Z1在星本体坐标系中的位置矢量；

表示：Z2在星本体坐标系中的位置矢量；

表示：Z3在星本体坐标系中的位置矢量；

表示：Z4在星本体坐标系中的位置矢量；

x

y

z

x

y

z

x

y

z

x

y

z

其中布局时保证z

其中，Z1、Z2、Z3和Z4斜装，斜装即Z1、Z2、Z3和Z4的推力矢量均不与星本体坐标系中X轴、Y轴、Z轴中任意一轴平行。单个主份冷气推力器工作时可以产生X方向(+X方向或-X方向)、Y方向(+Y方向或-Y方向)和Z方向(+Z方向或-Z方向)的控制力矩，共三个方向的控制力矩，冷气推力器成对工作时(即两个主份冷气推力器同时进行工作时)，只产生一个方向的控制力矩，不会对其他方向产生干扰力矩，Z1单独工作时所产生的力矩

表1：

根据对卫星的期望力矩的方向，并结合每个主份冷气推力器的推力矢量和位置矢量，确定所有主份冷气推力器的启停组合，根据所有主份冷气推力器的启停组合对所有主份冷气推力器进行启停控制，具体实现过程如下：

从表1中确定出期望力矩的方向对应的主份冷气推力器，将期望力矩的方向对应的主份冷气推力器确定为：用于进行工作的主份冷气推力器，将剩余的主份冷气推力器确定为：不进行工作的主份冷气推力器，可以理解的是，所有主份冷气推力器的启停组合指：用于进行工作的主份冷气推力器以及不进行工作的主份冷气推力器，控制期望力矩的方向对应的主份冷气推力器工作，控制剩余的主份冷气推力器不进行工作，实现“对卫星施加期望力矩的方向的力矩”这一目的。

例如，当期望力矩的方向为+X方向时，需要进行工作的主份冷气推力器为Z1和Z2，不需要进行工作的主份冷气推力器为Z3和Z4，控制Z1和Z2进行工作，控制Z3和Z4不进行工作，实现“对卫星施加+X方向的力矩”这一目的。

其中，分别根据每个备份冷气推力器的推力值和布局位置确定每个备份冷气推力器的推力矢量，每个备份冷气推力器在星本体坐标系中的推力矢量为：

其中，

其中，分别根据每个备份冷气推力器的布局位置确定每个备份冷气推力器的位置矢量，每个备份冷气推力器的位置矢量为：

表示：X1在星本体坐标系中的位置矢量；

表示：X2在星本体坐标系中的位置矢量；

表示：X3在星本体坐标系中的位置矢量；

表示：X4在星本体坐标系中的位置矢量；

x

y

z

x

y

z

x

y

z

x

y

z

其中布局时保证z

其中，X1、X2、X3和X4斜装，单个备份冷气推力器工作可以产生X方向(+X方向或-X方向)、Y方向(+Y方向或-Y方向)和Z方向(+Z方向或-Z方向)的控制力矩，共三个方向的控制力矩，冷气推力器成对工作时(即两个备份冷气推力器同时进行工作时)，推力器成对工作只产生一个方向的控制力矩，不会对其其它方向产生干扰力矩。X1单独工作时所产生的力矩

表2：

根据对卫星的期望力矩的方向，并结合每个备份冷气推力器的推力矢量和位置矢量，确定所有备份冷气推力器的启停组合，根据所有备份冷气推力器的启停组合对所有备份冷气推力器进行启停控制，具体实现过程如下：

从表2中确定出期望力矩的方向对应的备份冷气推力器，将期望力矩的方向对应的备份冷气推力器确定为：用于进行工作的备份冷气推力器，将剩余的备份冷气推力器确定为：不进行工作的备份冷气推力器，可以理解的是，所有备份冷气推力器的启停组合指：用于进行工作的备份冷气推力器以及不进行工作的备份冷气推力器，控制期望力矩的方向对应的备份冷气推力器工作，控制剩余的备份冷气推力器不进行工作，实现“对卫星施加期望力矩的方向的力矩”这一目的。

例如，当期望力矩的方向为+X方向时，需要进行工作的备份冷气推力器为X2和X4，不需要进行工作的备份冷气推力器为X1和X3，控制X2和X4进行工作，控制X1和X3不进行工作，实现“对卫星施加+X方向的力矩”这一目的。

S2、当卫星进行在轨轨道控制时，根据轨道参数控制目标，利用电推进推力器对卫星进行轨道控制，将电推进推力器的推力方向调整至期望的推力方向，期望的推力方向对应最终期望姿态，其中，预先在卫星上配置电推进推力器，电推进推力器未配置二维矢量调节机构。

在卫星上配置电推进推力器的实现过程如下：

以卫星长期在轨轨道控制所需力的方向及卫星能够支持的姿态机动方向作为霍尔电推进推力器布局设计输入。卫星长期在轨需要进行轨道高度维持或升交点赤经保持等需要提供地心轨道坐标系切向或垂向的力，考虑到卫星能够支持进行90°或180°的偏航机动，霍尔电推进推力器布局于星本体坐标系中的-X方向，霍尔电推进推力器布局时保持推力器过卫星质心，同时考虑电推羽流不影响星上气体设备。如图3所示，Ion表示霍尔电推进推力器。

其中，期望的推力方向对应最终期望姿态的具体解释为：卫星最终期望姿态所需要的推力方向即期望的推力方向，与电推进推力器调整好的推力方向一致。

其中，电推进推力器在卫星上的配置位置选取推力过卫星质心，布局于星本体坐标系的Y轴负方向上，如图3所示；当通过姿态机动对进行电推进推力器的推力方向进行调节时，姿态机动角度大多情况为正负90°；目标参数即轨道根数，若调整轨道半长轴，则将地心轨道坐标系的切向方向作为期望的推力方向，以将电推进推力器的推力方向调整至地心轨道坐标系的切向方向；若调整升交点赤经，则将地心轨道坐标系的垂向方向作为期望的推力方向，以将电推进推力器的推力方向调整至地心轨道坐标系的垂向方向。

本发明中，统筹卫星轨道控制和快速速率阻尼需求，在卫星的入轨段利用冷气推力器进行速率阻尼，实现快速速率阻尼，当卫星进行在轨轨道控制时，利用电推进推力器对卫星进行轨道控制，适用于长期在轨基于任务规划的轨道机动控制，工程实施可操作性强。

可选地，在上述技术方案中，冷气推力器和电推进推力器共用一个贮供单元，如图2所示，贮供单元为气瓶组件，用于储存冷气推力器和电推进推力器所需的工质，如氙气或者氪气，气瓶组件包括气瓶、瓶口密封法兰、气体管路和手阀，通过冷气推进管路向冷气推力器输送工质，还能够通过霍尔电推进管路向电推进推力器输送工质，共用贮供单元能够减轻卫星的整体重量。

可选地，在上述技术方案中，卫星为中轨通信卫星。

可选地，电推进推力器可为霍尔电推进推力器。

本发明的一种卫星控制方法中，卫星配置一台霍尔电推进推力器，推力器无二维矢量调节机构，以卫星长期在轨轨道控制所需力的方向及卫星能够支持的姿态机动方向作为霍尔电推进推力器布局设计输入，确定推力器在整星的布局；入轨段速率阻尼所需力矩方向与星箭分离时卫星的运动状态相关，设计需要保证能够提供+X、-X、+Y、-Y、+Z、-Z六个方向的力矩，以此作为冷气推力布局设计输入，在星本体坐标系中的+Z面和-X面分别布局作为主份的4个冷气推力器以及作为备份的4个冷气推力器。以入轨段快速速率阻尼要求为卫星入轨段推力器使用方法的设计输入。首先按照速率阻尼控制力矩需求，使用4个主份冷气推力器进行力矩分配和开关控制；若4个主份冷气推力器发生故障，则启用4个备份冷气推力器进行力矩分配和开关控制，对卫星施加期望力矩的方向的力矩，以长期在轨轨道控制需求为电推进推力器使用设计输入，采用霍尔电推进推力器进行轨道控制，根据轨道参数控制目标，在轨道控制时通过调整卫星姿态将电推进推力器的推力调整到轨道控制需要的方向。本发明中，兼顾卫星轨道控制和入轨快速速率阻尼控制，配置一台不带矢量调节机构的电推进推力器和多个冷气推力器，工程实施可操作性强，尤其适用于中轨通信卫星。

在上述各实施例中，虽然对步骤进行了编号S1、S2等，但只是本发明给出的具体实施例，本领域的技术人员可根据实际情况调整S1、S2等的执行顺序，此也在本发明的保护范围内，可以理解，在一些实施例中，可以包含如上述各实施方式中的部分或全部。

如图4所示，本发明实施例的一种卫星控制系统200，包括第一控制模块201和第二控制模块202；

第一控制模块201用于：在卫星的入轨段利用冷气推力器进行速率阻尼，在满足速率阻尼时间要求的前提下，确定每个冷气推力器的推力值，并控制每个冷气推力器产生相应的推力值，其中，预先在卫星上配置多个冷气推力器；

第二控制模块202用于：在卫星的入轨段利用冷气推力器进行速率阻尼，在满足速率阻尼时间要求的前提下，确定每个冷气推力器的推力值，分别根据每个冷气推力器的推力值和布局位置确定每个冷气推力器的推力矢量，分别根据每个冷气推力器的布局位置确定每个冷气推力器的位置矢量，根据对卫星的期望力矩的方向，并结合每个冷气推力器的推力矢量和位置矢量，确定所有冷气推力器的启停组合，根据启停组合对所有冷气推力器进行启停控制，对卫星施加期望力矩的方向的力矩，其中，预先在卫星上配置多个冷气推力器。

可选地，在上述技术方案中，在卫星上还配置有多个备份冷气推力器。

可选地，在上述技术方案中，卫星为中轨通信卫星。

在另外一个实施例中，如图5所示，包括霍尔电推进推力器布局设计模块2001、冷气推力器布局设计模块2002、卫星入轨段推力器使用方法模块2003、冷气推力器推力值综合优化模块2004和卫星长期在轨推力器使用方法模块2005；

霍尔电推进推力器布局设计模块2001用于：以卫星长期在轨轨道控制所需力的方向及卫星能够支持的姿态机动方向作为霍尔电推进推力器布局设计输入。卫星长期在轨需要进行轨道高度维持或升交点赤经保持等需要提供地心轨道坐标系切向或垂向的力，考虑到卫星能够支持进行90°或180°的偏航机动，霍尔电推进推力器布局于星本体坐标系中的-X方向，霍尔电推进推力器布局时保持推力器过卫星质心，同时考虑电推羽流不影响星上气体设备。如图3所示，Ion表示霍尔电推进推力器，电推进推力器可为霍尔电推进推力器；

冷气推力器布局设计模块2002用于：以入轨段速率阻尼所需力矩的方向作为冷气推力器布局设计输入，入轨段速率阻尼所需力矩方向(即卫星的期望力矩的方向)与星箭分离时卫星的运动状态相关，设计需要保证能够提供星本体坐标系中的+X方向、-X方向、+Y方向、-Y方向、+Z方向、-Z方向的力矩，其中，+X方向表示星本体坐标系的X轴正方向，-X方向表示星本体坐标系的X轴负方向，+Y方向表示星本体坐标系的Y轴正方向，-Y方向表示星本体坐标系的Y轴负方向，+Z方向表示星本体坐标系的Z轴正方向，-Z表示星本体坐标系的Z轴负方向。如图3中所示，选取+Z面布局4个冷气推力器，分别记为Z1、Z2、Z3和Z4，Z1、Z2、Z3和Z4布局在同一面即+Z面上。且Z1、Z2、Z3和Z4可布局在矩形的4个角点位置，如图3中所示，O-X-Y-Z：表示星本体坐标系，点A、点B、点C、点D、点E、点F、点G、点H组成的立方体定义为卫星星体，点A位置处布局Z4，点B位置处布局Z3，点C位置处布局Z2，点A位置处布局Z1，点A、点B、点C和点D构成矩形，可根据实际情况进行布局调整矩形的边长大小。+Z面指：点A、点B、点C和点D所在面，即点A、点B、点C和点D组成的面，点A、点B、点C和点D的Z值均相等，且为正值。

考虑到可靠性，备份4个冷气推力器，分别记为X1、X2、X3和X4，如图3中所示备份的4个冷气推力器布局于-X面上，X1、X2、X3和X4布局在同一面即-X面上。且X1、X2、X3和X4可布局在矩形的4个角点位置，如图3中所示，点H、点D、点A和点E构成矩形，还可根据实际情况进行布局调整矩形的边长大小，点A位置处布局X3，点D位置处布局X2，点E位置处布局X4，点H位置处布局X1，-X面指：点H、点D、点A和点E所在面，即，点H、点D、点A和点E所组成的面，点H、点D、点A和点E的X值均相等，且为负值。

将布局在星体+Z面的冷气推力器(Z1、Z2、Z3和Z4)记为主份冷气推力器，将布局在星体-X面的冷气推力器(X1、X2、X3和X4)记为备份冷气推力器。

电推进推力器与冷气推进共用一个贮供单元；如图2所示，贮供单元为气瓶组件，用于储存冷气推力器和电推进推力器所需的工质，如氙气或者氪气，气瓶组件包括气瓶、瓶口密封法兰、气体管路和手阀，通过冷气推进管路向冷气推力器输送工质，还能够通过霍尔电推进管路向电推进推力器输送工质，共用贮供单元能够减轻卫星的整体重量。

卫星入轨段推力器使用方法模块2003用于：以入轨段快速速率阻尼要求为卫星入轨段推力器使用方法的设计输入。首先按照速率阻尼控制力矩需求，对4个主份冷气推力器进行力矩分配和开关控制；若4个主份冷气推力器发生故障，则停止使用所有主份冷气推力器，启用4个备份冷气推力器进行力矩分配和开关控制，对卫星施加期望力矩的方向的力矩；

冷气推力器推力值综合优化模块2004用于：在卫星的入轨段利用冷气推力器进行速率阻尼，在满足速率阻尼时间要求的前提下，确定每个主份冷气推力器或每个备份冷气推力器的推力值，分别根据每个主份冷气推力器或每个备份冷气推力器的推力值和布局位置确定每个主份冷气推力器或每个备份冷气推力器的推力矢量，分别根据每个主份冷气推力器或每个备份冷气推力器的布局位置确定每个主份冷气推力器或每个备份冷气推力器的位置矢量，根据对卫星的期望力矩的方向，并结合每个主份冷气推力器或每个备份冷气推力器的推力矢量和位置矢量，确定所有主份冷气推力器或备份冷气推力器的启停组合，根据启停组合对所有主份冷气推力器或备份冷气推力器进行启停控制，对卫星施加期望力矩的方向的力矩；

卫星长期在轨推力器使用方法模块2005：以长期在轨轨道控制需求为推力器使用设计输入，采用霍尔电推进推力器进行轨道控制，根据轨道参数控制目标，利用电推进推力器对卫星进行轨道控制，将电推进推力器的推力方向调整至期望的推力方向，期望的推力方向对应最终期望姿态，其中，预先在卫星上配置电推进推力器，电推进推力器未配置二维矢量调节机构。

需要说明的是，上述实施例提供的一种卫星控制系统200的有益效果与上述一种卫星控制方法的有益效果相同，在此不再赘述。此外，上述实施例提供的系统在实现其功能时，仅以上述各功能模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能模块完成，即将系统根据实际情况划分成不同的功能模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。另外，上述实施例提供的系统与方法实施例属于同一构思，其具体实现过程详见方法实施例，在此不再赘述。

如图6所示，本发明实施例的一种计算机设备300，计算机设备300包括处理器320，处理器320与存储器310耦合，存储器310中存储有至少一条计算机程序330，至少一条计算机程序330由处理器320加载并执行，以使计算机设备300实现上述任一项卫星控制方法，具体地：

计算机设备300可因配置或性能不同而产生比较大的差异，可以包括一个或多个处理器320(Central Processing Units，CPU)和一个或多个存储器310，其中，该一个或多个存储器310中存储有至少一条计算机程序330，该至少一条计算机程序330由该一个或多个处理器320加载并执行，以使该计算机设备300实现上述实施例提供的任一项卫星控制方法。当然，该计算机设备300还可以具有有线或无线网络接口、键盘以及输入输出接口等部件，以便进行输入输出，该计算机设备300还可以包括其他用于实现设备功能的部件，在此不做赘述。

本发明实施例的一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质中存储有至少一条计算机程序，至少一条计算机程序由处理器加载并执行，以使计算机实现上述任一项卫星控制方法。

可选地，计算机可读存储介质可以是只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)、只读光盘(Compact Disc Read-Only Memory，CD-ROM)、磁带、软盘和光数据存储设备等。

在示例性实施例中，还提供了一种计算机程序产品或计算机程序，该计算机程序产品或计算机程序包括计算机指令，该计算机指令存储在计算机可读存储介质中。计算机设备的处理器从计算机可读存储介质读取该计算机指令，处理器执行该计算机指令，使得该计算机设备执行上述任一项卫星控制方法。

需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书中的术语“第一”、“第二”、等是用于区别类似的对象，而代表对特定的顺序或先后次序进行限定。在适当情况下对于类似的对象的使用顺序可以互换，以便这里描述的本申请的实施例能够以除了图示或描述的顺序以外的顺序实施。

所属技术领域的技术人员知道，本发明可以实现为系统、方法或计算机程序产品，因此，本发明可以具体实现为以下形式，即：可以是完全的硬件、也可以是完全的软件(包括固件、驻留软件、微代码等)，还可以是硬件和软件结合的形式，本文一般称为“电路”、“模块”或“系统”。此外，在一些实施例中，本发明还可以实现为在一个或多个计算机可读介质中的计算机程序产品的形式，该计算机可读介质中包含计算机可读的程序代码。

可以采用一个或多个计算机可读的介质的任意组合。计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读存储介质。计算机可读存储介质例如可以是一一但不限于——电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子(非穷举的列表)包括：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机存取存储器(RAM)，只读存储器(ROM)、可擦式可编程只读存储器(EPROM或闪存)、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(CD-ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本发明中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。