CN103676955A - 一种实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统 - Google Patents

一种实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统 Download PDF

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CN103676955A CN201310706689.5A CN201310706689A CN103676955A CN 103676955 A CN103676955 A CN 103676955A CN 201310706689 A CN201310706689 A CN 201310706689A CN 103676955 A CN103676955 A CN 103676955A
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Abstract

本发明公开了一种实现分布式编队飞行的卫星自主控制系统，该自主控制系统由六个通道组成。该系统内嵌在卫星控制器中，在现有卫星的管控系统下，能够提前产生轨控指令，为发动机催化床加热、姿态机动、地面校验等提供准备时间。该系统通过将通道控制指令集存储于卫星控制器的RAM中，其中被循环调用的通道控制指令集保存于动态数据流中，这就避免了对数据库和数据查询等星上资源的占用。本发明系统内嵌在每个卫星控制器中以相对独立的子程序形式被加以调用，即管控系统在每个时刻轮询自主轨控进程。本发明系统可作为现有星上管控系统的补充，而无需针对原有星上管控软件系统重新设计。本发明系统能够实现卫星的编队构型捕获、构型重构、构型维持等任务以及参与编队中故障卫星撤离功能。

Description

一种实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统
技术领域
本发明涉及一种在现有卫星平台技术和设备体制下的卫星编队飞行控制系统，更特别地说，是指为了在不改动现有星上管控软件的情况下实现卫星的编队飞行，而设计的一种卫星自主轨道控制系统。
背景技术
卫星飞行的水平速度叫第一宇宙速度，即环绕速度。卫星只要获得这一水平方向的速度后，不需要再加动力就可以环绕地球飞行。这时卫星的飞行轨迹叫卫星轨道。卫星轨道参数是用来描述在太空中卫星运行的位置、形状和取向的各种参数。
中国专利申请号CN201310036399.4，申请日2013年01月30日，发明名称“一种卫星轨道控制方法”。其中图2公开了卫星控制系统的组成示意图。该专利针对轨道控制发动机工作时会产生较大干扰力矩，姿态控制发动机为欠驱动的情况且要求轨道调整量较大时，提出了一种基于姿态控制发动机和动量轮结合的卫星轨道控制方法，可实现欠驱动情况下的快速轨道机动。
在2008年11月，国防科学技术大学，工学硕士学位论文，李松青，《航天器控制系统通用仿真技术研究》一文中公开了，航天器轨道的制导与导航系统还是姿态的确定与控制系统，从部件的角度来看都可以分为敏感器（测量）、控制器（信息处理)、执行机构（改变航天器的运动状态）和作为控制对象的航天器本体四大部分；而航天器的运动总是离不开地球、太阳、月球、恒星、大气等空间环境对它的影响，它们组成一个复杂的动力学系统。
2009年12月第1版《航天技术导论》杨炳渊编著，第155至159页。航天器的姿态和轨道控制按控制力的来源可分为被动控制和主动控制两大基本类型。主动控制方式主要应用于3轴稳定航天器的姿态控制，典型的控制系统如图4－26所示。在计算机上事先存储各阶段计算任务所需的程序软件，包括姿态确定和控制算法。计算机和敏感器、执行机构通过相应的接口连接。
编队捕获是解决多航天器如何实现相对运动构型的问题，这是保障航天器编队正常在轨运行的第一步。构型维持控制是所有航天器编队控制中的基础问题，这是因为，稳定的构型是航天器编队得以顺利完成任务的保证，另外，构型维持控制是重构控制的基础，空间任务的变更要求航天器编队变换相对运动构型。
根据航天动力学分析可知，轨道变化的特征频率为轨道角速度；而姿态控制的频率很大程度取决于增益参数的设定（例如：磁力矩器容量、推力器脉宽等）；而从卫星可靠性角度考虑，对于地球人造卫星，轨道控制失败仅影响卫星的过顶计划，而姿态控制失败直接导致卫星断电、断上下行链路，直接威胁卫星生存。因此，姿态控制必须依靠反馈回路，将控制任务交由计算机完成，人力限于地域和成本等因素将无法实现；而轨道控制恰好相反，由于变化频率较慢给予地面充足的时间制定控制任务。相对于姿控的快频，轨控是慢频。以往研究大多关注于编队飞行控制器的设计过程和性能评估，由于缺乏对轨控的慢频认识，多数文献将编队飞行归结为纯粹的控制误差抑制问题，进而设计出与姿态控制类似的闭环实时反馈控制。从硬件实现来看，姿态控制可依靠动量轮、磁力矩器等电气设备提供连续控制量，将测量电信号直接转换为执行电信号；而在执行一次轨控任务前，需要催化床加热、姿态机动、地面校验等一系列操作。
星上管控软件负责星上各个分系统数据解码分发和打包、计算任务分配以及数据库管理等任务。编队飞行轨道控制依靠星载处理器产生控制指令，势必与星上管控软件产生数据交互；如果按照分系统软件研制的传统方式，需要针对星上管控软件进行大规模改动，例如重新定义环境变量、增加数据库访问权限等。
发明内容
为了在每个卫星控制器中产生一定时间段的提前执行指令，以预留姿控、热控等准备时间来完成一次轨控任务，本发明提供了一种卫星自主控制系统。该系统通过将控制指令集存储于卫星控制器的RAM中，其中被循环调用的通道控制指令集保存于动态数据流中，这就避免了对数据库和数据查询星上资源的占用。本发明系统内嵌在每个卫星控制器中，可作为现有星上管控系统的补充，而无需针对原有软件系统重新设计。本发明系统能够实现卫星的编队构型捕获、构型重构、构型维持等任务以及参与编队中故障卫星撤离功能。
本发明的一种实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，该系统首先构建六个通道，然后通过通道更新模块和通道排序模块进行处理，最后得到当前执行通道。
所述的卫星自主轨道控制系统包括有第一通道TD1、第二通道TD2、第三通道TD3、第四通道TD4、第五通道TD5、第六通道TD6、通道更新模块和通道排序模块。
第一通道TD1：是指将从星F与主星M的相对半长轴Δa更改为正值的通道；
步骤101：依据当前时刻T当前的从星F与主星M之间的相对距离ΔD当前计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对距离ΔD估计；
步骤102：依据当前时刻T当前的主星M纬度幅角计算估计时刻T估计的主星M纬度幅角
Figure BDA0000441671070000022
步骤103：依据当前时刻T当前的相对半长轴Δa当前计算估计时刻T估计的相对半长轴Δa估计；
步骤104：将ΔD估计与最小设定距离Dmin作比，所述Dmin是指从星F与主星M之间的最小设定距离；
若ΔD估计＞Dmin，则第一通道不更新执行时刻
Figure BDA0000441671070000023
和速度脉冲量
若ΔD估计≤Dmin，则：
A）根据
Figure BDA0000441671070000025
计算出主星M到达指定纬度幅角
Figure BDA0000441671070000026
时所需要的到达时间
Figure BDA0000441671070000027
然后加上轨道预报时间T预报，加上当前时刻T当前，即得到第一通道执行时刻
Figure BDA0000441671070000028
Figure BDA0000441671070000029
B）根据Δa估计计算第一通道的速度脉冲量为
Figure BDA00004416710700000210
第二通道TD2：是指将从星F与主星M的相对半长轴Δa更改为负值的通道；
步骤201：依据当前时刻T当前的从星F与主星M之间的相对距离ΔD当前计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对距离ΔD估计；
步骤202：依据当前时刻T当前的主星M纬度幅角
Figure BDA0000441671070000031
计算估计时刻T估计的主星M纬度幅角
Figure BDA0000441671070000032
步骤203：依据当前时刻T当前的相对半长轴Δa当前计算估计时刻T估计的相对半长轴Δa估计；
步骤204：将ΔD估计与最大设定距离Dmax作比，所述Dmax是指从星F与主星M之间的最大设定距离；
若ΔD估计＜Dmax，则第二通道不更新执行时刻
Figure BDA0000441671070000033
和速度脉冲量
Figure BDA0000441671070000034
若ΔD估计≥Dmax，则：
A）根据
Figure BDA0000441671070000035
计算出主星M到达指定纬度幅角
Figure BDA0000441671070000036
时所需要的到达时间
Figure BDA0000441671070000037
然后加上轨道预报时间T预报，加上当前时刻T当前，即得到第二通道执行时刻
Figure BDA0000441671070000039
B）根据Δa估计计算第二通道的速度脉冲量为
Figure BDA00004416710700000310
第三通道TD3：是指第一次更改从星F与主星M的相对偏心率矢量[Δex,Δey]的通道；
步骤301：依据当前时刻T当前的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量
Figure BDA00004416710700000311
计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量
Figure BDA00004416710700000312
然后计算估计相对偏心率角度β估计；
步骤302：依据当前时刻T当前的主星M纬度幅角
Figure BDA00004416710700000313
计算估计时刻T估计的主星纬度幅角
Figure BDA00004416710700000314
步骤303：将估计相对偏心率角度β估计与设定的相对偏心率角度
Figure BDA00004416710700000315
作比，若β估计＞β目标，则第三通道不更新执行时刻
Figure BDA00004416710700000316
和速度脉冲量
Figure BDA00004416710700000317
若β估计≤β目标，则：
A）根据
Figure BDA00004416710700000318
计算出主星M到达指定纬度幅角
Figure BDA00004416710700000319
时所需要的到达时间
Figure BDA00004416710700000320
然后加上轨道预报时间T预报，加上当前时刻T当前，即得到第三通道执行时刻
Figure BDA00004416710700000321
Figure BDA00004416710700000322
B）计算第三通道的速度脉冲量为
Figure BDA00004416710700000323
第四通道TD4：是指第二次更改从星F与主星M的相对偏心率矢量[Δex,Δey]的通道；
步骤401：依据当前时刻T当前的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量
Figure BDA00004416710700000324
计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量
Figure BDA00004416710700000325
然后计算估计相对偏心率角度β估计；
步骤402：依据当前时刻T当前的主星M纬度幅角
Figure BDA0000441671070000042
计算估计时刻T估计的主星纬度幅角
步骤403：将估计相对偏心率角度β估计与设定的相对偏心率角度
Figure BDA0000441671070000041
作比，若β估计＞β目标，则第四通道不更新执行时刻
Figure BDA0000441671070000044
和速度脉冲量若β估计≤β目标，则：
A）根据
Figure BDA0000441671070000046
计算出主星M到达指定纬度幅角
Figure BDA0000441671070000047
时所需要的到达时间
Figure BDA0000441671070000048
然后加上轨道预报时间T预报，加上当前时刻T当前，即得到第三通道执行时刻
Figure BDA0000441671070000049
Figure BDA00004416710700000410
B）计算第四通道的速度脉冲量为
Figure BDA00004416710700000411
第五通道TD5：是指将从星F与主星M的相对倾角Δi更改为正值的通道；
步骤501：依据当前时刻T当前的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ当前计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ估计；
步骤502：依据当前时刻T当前的主星M纬度幅角
Figure BDA00004416710700000412
计算估计时刻T估计的主星M纬度幅角
Figure BDA00004416710700000413
步骤503：依据当前时刻T当前的相对倾角Δi当前计算估计时刻T估计的相对倾角Δi估计；
步骤504：将ΔΩ估计与设定的最小升交点赤经ΔΩmin作比，若ΔΩ估计＞ΔΩmin，则第五通道不更新执行时刻
Figure BDA00004416710700000414
和速度脉冲量
Figure BDA00004416710700000415
若ΔΩ估计≤ΔΩmin，则：
A）根据
Figure BDA00004416710700000416
计算出主星M到达指定纬度幅角
Figure BDA00004416710700000417
时所需要的到达时间
Figure BDA00004416710700000418
然后加上轨道预报时间T预报，加上当前时刻T当前，即得到第五通道执行时刻
Figure BDA00004416710700000419
Figure BDA00004416710700000420
B）根据Δa估计计算第五通道的速度脉冲量记为
第六通道TD6：是指将从星F与主星M的相对倾角Δi更改为负值的通道；
步骤601：依据当前时刻T当前的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ当前计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ估计；
步骤602：依据当前时刻T当前的主星M纬度幅角
Figure BDA00004416710700000422
计算估计时刻T估计的主星M纬度幅角
Figure BDA00004416710700000423
步骤603：依据当前时刻T当前的相对倾角Δi当前计算估计时刻T估计的相对倾角Δi估计；
步骤604：将ΔΩ估计与设定的最大升交点赤经ΔΩmax作比，若ΔΩ估计＜ΔΩmax，则第六通道不更新执行时刻
Figure BDA00004416710700000425
和速度脉冲量
Figure BDA00004416710700000424
若ΔΩ估计≥ΔΩmax，则：
A）根据计算出主星M到达指定纬度幅角
Figure BDA0000441671070000054
时所需要的到达时间然后加上轨道预报时间T预报，加上当前时刻T当前，即得到第六通道执行时刻
Figure BDA0000441671070000057
B）根据Δa估计计算第六通道的速度脉冲量记为
Figure BDA0000441671070000058
通道更新模块依据五个准则进行是否通道的更新；
准则A：各通道仅在上一步脉冲量
Figure BDA0000441671070000059
情况下允许更新指令，其中ε为规避计算误差而设定的小量，ε=1×10-5；若上一步脉冲量
Figure BDA00004416710700000510
则该通道禁止更新指令；
准则B：第三通道TD3和第四通道TD4触发指令的条件相同，拟更新内容是同时生成；
准则C：由于偏心率矢量调整期间将引起相位变化，从生成至执行期间禁止触发第一通道TD1和第二通道TD2，但允许触发第五通道TD5和第六通道TD6；
准则D：第一通道TD1和第二通道TD2从生成到执行期间允许触发第三通道TD3和第四通道TD4；第一通道TD1和第二通道TD2从生成到执行期间允许触发第五通道TD5和第六通道TD6；
准则E：第五通道TD5和第六通道TD6从生成到执行期间允许触发第三通道TD3和第四通道TD4；第五通道TD5和第六通道TD6从生成到执行期间允许触发第一通道TD1和第二通道TD2；
通道排序模块用于选取当前执行通道；
步骤701：通道排序模块先接收各个通道发出的执行时刻
Figure BDA00004416710700000512
速度脉冲量
Figure BDA00004416710700000511
和通道标识TDk；
所述 t TD k = { t TD 1 , t TD 2 , t TD 3 , t TD 4 , t TD 5 , t TD 6 } ;
所述 v TD k = { v TD 1 , v TD 2 , v TD 3 , v TD 4 , v TD 5 , v TD 6 } ;
所述TDk＝{TD1,TD2,TD3,TD4,TD5,TD6}；
步骤702：提取出各个通道的执行时刻
Figure BDA00004416710700000513
的时间值，然后按照执行时刻
Figure BDA00004416710700000514
的时间值先后对各个通道进行升序排序，得到排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}；kj为地面上注配置的通道编号；
步骤703：将排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}中第一通道作为当前执行通道；
步骤704：将排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}中的速度脉冲量与最小执行当量ε＝1×10-5比较，若
Figure BDA00004416710700000516
则选取该所对应的通道更新为当前执行通道，当前执行通道的通道标识记为
Figure BDA00004416710700000518
若
Figure BDA00004416710700000519
则递进选取排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}中下一通道的速度脉冲量
Figure BDA0000441671070000063
继续与最小执行当量ε＝1×10-5比较，直至
Figure BDA0000441671070000064
或递进完所有通道结束；
步骤705：通道排序模块将当前执行通道控制指令信息
Figure BDA0000441671070000061
输出给执行机构；
步骤706：待当前时刻达到当前执行通道的执行时刻
Figure BDA0000441671070000065
通道排序模块将该执行通道的执行时刻和速度脉冲量进行清零。
本发明卫星自主控制系统的优点在于：
①与姿控依靠动量轮、磁力矩器等电气设备将测量电信号直接转换为执行电信号以提供连续的闭环实时反馈控制量不同，本发明系统提前产生轨控指令，为发动机催化床加热、姿态机动、地面校验等提供准备时间。
②在现有卫星控制器中，通道控制指令集被存储于RAM中，而更新通道指令保存于动态数据流中，运行各个通道时，通过循环调用所述通道控制指令来更新通道指令，有效地避免了自主策略对数据库和数据查询等星上资源的占用。
③考虑以往研究没有涉及控制器的软件实现问题，针对现有卫星平台技术和设备体制，本发明系统以相对独立的子程序形式被加以调用，即管控系统在每个采样周期轮询自主轨控进程；本发明系统作为现有卫星星上管控系统的补充，而无需重新设计管控软件架构，是较为友好的接口软件。
④六个通道内嵌在卫星控制器中，并与卫星控制器采用统一软件架构，设计合适的逻辑入口使得上述各阶段控制共享相同的程序主体，将有效地提高代码利用率和减少“if”等判断语句使用机率，进而增强软件抵御程序跑飞的能力；而且六个通道并行完成编队飞行任务，从而提高了代码利用率，具有良好的软件自我封装特点。
⑤在执行一次轨控任务前，需要催化床加热、姿态机动、地面校验等一系列操作；本发明系统充分考虑现有卫星平台在实施编队飞行任务期间对自主轨道控制的软件要求，通过调用通道指令最大限度地适应现有星务、姿轨控以及热控等分系统的软硬件需求。
附图说明
图1是本发明实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统的结构框图。
图2是卫星轨道要素的定义示意图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。
卫星编队飞行具有和传统单卫星不同的轨道控制思路（或称轨控思路），要求具有一定的自主权限以维持编队飞行的几何构型，为了实现卫星的分布式编队飞行，本发明针对现有卫星平台技术和设备体制，提出自主轨控的通过软件实现以作为现有星上管控系统的补充，而无需重新设计管控软件架构。本发明在被控的从星上设置了自主轨道控制系统，所述的自主轨道控制系统是在Matlab R2008a－Simulink基础平台上开发得到。本发明自主轨道控制系统内嵌在星载计算机中，在现有卫星的姿轨控系统（或称姿轨控计算机）下，能够实现在轨道预报时间T预报内的一次轨控任务，从而辅助卫星进行分布式编队飞行。该系统通过将通道控制指令集
Figure BDA0000441671070000062
存储于姿轨控计算机的RAM中，其中被循环调用的通道控制指令保存于动态数据流中，这就避免了对数据库和数据查询星上资源的占用。由于本发明系统内嵌在星载计算机中，可作为现有星上管控系统的补充，而无需针对原有软件系统重新设计。
为了最大限度地继承星上管控系统，本发明设计的自主轨道控制系统将以相对独立的子程序形式加以调用，即管控系统在每个时刻轮询自主轨控进程；因此，作为现有管控系统的补充，本发明系统尽量不占用数据库和数据查询等星上资源。为了实现上述功能，通道控制指令集将被临时存储于星载计算机（姿轨控计算机）的RAM中，并通过循环调用将更新指令保存于动态数据流。与程控指令存储于内存单元不同，本发明系统所设计的存储方式避免了对数据库的访问以及查询进程对指令集的读取，具有良好的软件自我封装。星上软件种类繁多且需实现多种功能模式，设计统一的软件架构是降低程序出错的有效途径。编队飞行任务一般包括构型捕获、维持和重构等阶段，设计合适的逻辑入口使得上述各阶段控制共享相同的程序主体，将有效地提高代码利用率和减少“if（如果）”等判断语句使用机率，进而增强星上软件抵御程序跑飞的能力。
在本发明中，利用卫星采集到的数据有相对相位（Δu）、相对偏心率矢量（Δex和Δey）、相对倾角（Δi）和升交点赤经（ΔΩ），并将这些数据作为本发明自主轨道控制系统的输入所需量。经本发明自主轨道控制系统处理后输出的控制指令集以集合形式表达为
Figure BDA0000441671070000071
参见图1所示，地面上注的遥控指令GCI＝(kg,tb,td,kj,Δv)用来强制更新通道指令集
Figure BDA0000441671070000072
参见图1所示，本发明是一种能够实现分布式编队飞行的卫星自主控制系统，该系统内嵌在卫星的姿轨控计算机中。该自主控制系统由第一通道TD1、第二通道TD2、第三通道TD3、第四通道TD4、第五通道TD5、第六通道TD6、通道更新模块和通道排序模块组成；每个通道依据各自的编队飞行姿态指令进行通道处理，然后在通道排序模块中进行通道执行时刻的升序排序，然后将排序后的通道与最小执行时刻的通道的指令信息输出。每一个通道均接收卫星采集的相对相位（Δu）、相对偏心率矢量（Δex和Δey）、相对倾角（Δi）和升交点赤经（ΔΩ）；每一个通道的输出量包括有执行时刻
Figure BDA0000441671070000074
速度脉冲量和通道标识TDk。在初始时刻下每一个通道的执行时刻
Figure BDA0000441671070000075
和速度脉冲量
Figure BDA0000441671070000076
设置为零。
卫星编队飞行具有和传统单卫星不同的轨控思路，要求具有一定的自主权限以维持特定的几何构型。本发明自主控制系统针对现有卫星平台技术和设备体制，提出一种自主轨控的软件实现方法以作为现有星上管控系统的补充，而无需重新设计管控软件架构。本发明自主控制系统与姿控采取实时反馈控制不同，本发明根据外测数据预先生成控制指令，为催化床加热、姿态机动、地面校验等一系列操作提供准备时间。通过将通道控制指令临时存储于RAM并循环调用，将更新指令保存于动态数据流中，有效避免了本发明自主控制系统对数据库和数据查询等星上资源的占用。
（一）构建通道
参见图2所示，在本发明中，卫星在星上自主轨道控制下，卫星依据相对轨道根数法来定义实现分布式指令下发的多通道设置。在航天器轨道的要素（1995年12月第1版《航天器飞行动力学原理》，肖业伦编著，第44页）介绍中，是在地心坐标系O-xiyizi（轴线Oxi是以地心O指向春分点的轴线）下，编队飞行轨道控制一般包括主星、从星间的相对相位、相对偏心率矢量、相对升交点赤经，而相对相位通过相对半长轴予以控制；考虑到“切向控制偏心率矢量是径向控制效率的两倍”以及“轨控发动机大多安装在卫星本体坐标系的+X面或-X面”等事实，偏心率矢量采用双脉冲切向控制。相对升交点赤经通过相对倾角予以控制。
在卫星的编队飞行中，将主星用符号M表示，从星用符合F表示，依据相对轨道根数：
主星M的轨道半长轴记为aM，从星F的轨道半长轴记为aF，单位为米；因此，从星F与主星M之间的相对半长轴记为Δa，即Δa＝aF-aM。
主星M的轨道偏心率记为eM，从星F的轨道偏心率记为eF，单位为无量纲；因此，从星F与主星M在轨道要素定义的坐标系的xi轴上的偏心率记为相对偏心率矢量记为Δex，即Δex＝eFcosωF-eMcosωM；从星F与主星M在轨道要素定义的坐标系的yi轴上的偏心率记为
Figure BDA0000441671070000082
相对偏心率矢量记为Δey，即Δey＝eFcosωF-eMcosωM。
主星M的近地点幅角记为ωM，从星F的近地点幅角记为ωF，单位为度；因此，从星F与主星M之间的相对近地点幅角记为Δω。
主星M的轨道倾角记为iM，从星F的轨道倾角记为iF，单位为度；因此，从星F与主星M之间的相对倾角记为Δi，即Δi＝iF-iM。
主星M的纬度幅角记为uM，从星F的纬度幅角记为uF，单位为度；因此，从星F与主星M之间的相对纬度幅角记为Δu，即Δu＝uF-uM。
主星M的轨道升交点赤经记为ΩM，从星F的轨道升交点赤经记为ΩF，单位为度；因此，从星F与主星M之间的相对轨道升交点赤经记为ΔΩ。
在本发明中，对于主星M、从星F的运行时间里包括有当前时刻T当前、下一时刻T后和估计时刻T估计；所述下一时刻T后是指当前时刻T当前之后的时刻称为下一时刻；所述估计时刻T估计是指当前时刻T当前之后的预计到来的时刻，所述估计时刻T估计的时间值是当前时刻T当前的时间值加上轨道预报时间T预报。
参见图1、图2所示，为了实现从星F逼近主星M组成不同构型的编队任务，在本发明中，卫星控制器中设置有能够辅助完成分布式编队飞行任务的六个通道，所述的六个通道的编队飞行控制的通道指令为：
第一通道TD1：是指将从星F与主星M的相对半长轴Δa更改为正值的通道。
步骤101：依据当前时刻T当前的从星F与主星M之间的相对距离ΔD当前计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对距离ΔD估计；
步骤102：依据当前时刻T当前的主星M纬度幅角
Figure BDA0000441671070000084
计算估计时刻T估计的主星M纬度幅角
Figure BDA0000441671070000083
步骤103：依据当前时刻T当前的相对半长轴Δa当前计算估计时刻T估计的相对半长轴Δa估计；
在第一通道中，估计的相对半长轴Δa估计等于当前的相对半长轴Δa当前；且所述估计时刻T估计的时间值是当前时刻T当前的时间值加上轨道预报时间T预报。例如T预报设置为43200秒或86400秒。
ΔD估计＝aM(Δu估计+ΔΩ估计siniM)   （1）
Δu估计=Δω估计+ΔQ估计   （2）
Figure BDA0000441671070000091
Figure BDA0000441671070000092
Figure BDA0000441671070000093
Figure BDA0000441671070000094
Figure BDA0000441671070000095
Figure BDA0000441671070000096
步骤104：将ΔD估计与最小设定距离Dmin作比，所述Dmin是指从星F与主星M之间的最小设定距离；
若ΔD估计＞Dmin，则第一通道不更新执行时刻
Figure BDA0000441671070000097
和速度脉冲量
Figure BDA0000441671070000098
若ΔD估计≤Dmin，则：
A）根据
Figure BDA0000441671070000099
计算出主星M到达指定纬度幅角
Figure BDA00004416710700000910
时所需要的到达时间然后加上轨道预报时间T预报，加上当前时刻T当前，即得到第一通道执行时刻
在本发明中，考虑到编队机动尽可能在中国境内执行，执行位置选在纬度幅角等于30度的位置进行，根据当前纬度幅角
Figure BDA00004416710700000914
计算出主星M到达纬度幅角
Figure BDA00004416710700000915
等于30度时所需要的到达时间。
B）根据Δa估计计算第一通道的速度脉冲量为
Figure BDA0000441671070000101
Figure BDA0000441671070000102
在本发明中，调整从星F与主星M之间的相对距离ΔD是为了规避碰撞风险，先确定出从星F相对主星M是否在规避碰撞风险的安全距离范围内。
第二通道TD2：是指将从星F与主星M的相对半长轴Δa更改为负值的通道。
步骤201：依据当前时刻T当前的从星F与主星M之间的相对距离ΔD当前计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对距离ΔD估计；
步骤202：依据当前时刻T当前的主星M纬度幅角计算估计时刻T估计的主星M纬度幅角
Figure BDA0000441671070000104
步骤203：依据当前时刻T当前的相对半长轴Δa当前计算估计时刻T估计的相对半长轴Δa估计；
在第二通道中，估计的相对半长轴Δa估计等于当前的相对半长轴Δa当前；且所述估计时刻T估计的时间值是当前时刻T当前的时间值加上轨道预报时间T预报。例如T预报设置为43200秒或86400秒；
步骤204：将ΔD估计与最大设定距离Dmax作比，所述Dmax是指从星F与主星M之间的最大设定距离；
若ΔD估计＜Dmax，则第二通道不更新执行时刻和速度脉冲量
Figure BDA0000441671070000106
若ΔD估计≥Dmax，则：
A）根据
Figure BDA00004416710700001010
计算出主星M到达指定纬度幅角
Figure BDA00004416710700001011
时所需要的到达时间
Figure BDA00004416710700001012
然后加上轨道预报时间T预报，加上当前时刻T当前，即得到第二通道执行时刻
Figure BDA00004416710700001013
Figure BDA00004416710700001014
在本发明中，考虑到编队机动尽可能在中国境内执行，执行位置选在纬度幅角等于30度的位置进行，根据当前纬度幅角
Figure BDA00004416710700001015
计算出主星M到达纬度幅角
Figure BDA00004416710700001016
等于30度时所需要的到达时间。
B）根据Δa估计计算第二通道的速度脉冲量为
Figure BDA00004416710700001017
Figure BDA0000441671070000107
在本发明中，第一通道和第二通道为互异指令，即两者不可能同时出现且两者的执行时刻间隔至少大于一个轨道预报时间T预报，例如43200秒或86400秒；
第三通道TD3：是指第一次更改从星F与主星M的相对偏心率矢量[Δex,Δey]的通道。
步骤301：依据当前时刻T当前的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量
Figure BDA0000441671070000108
计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量
Figure BDA0000441671070000109
然后计算估计相对偏心率角度β估计；
步骤302：依据当前时刻T当前的主星M纬度幅角
Figure BDA0000441671070000111
计算估计时刻T估计的主星纬度幅角
在第三通道中，所述估计时刻T估计的时间值是当前时刻T当前的时间值加上轨道预报时间T预报。例如T预报设置为43200秒或86400秒。
Figure BDA0000441671070000113
Figure BDA0000441671070000115
Figure BDA0000441671070000117
Figure BDA0000441671070000118
Figure BDA0000441671070000119
步骤303：将估计相对偏心率角度β估计与设定的相对偏心率角度作比，若β估计＞β目标，则第三通道不更新执行时刻
Figure BDA00004416710700001111
和速度脉冲量
Figure BDA00004416710700001112
若β估计≤β目标，则：
A）根据
Figure BDA00004416710700001113
计算出主星M到达指定纬度幅角时所需要的到达时间
Figure BDA00004416710700001115
然后加上轨道预报时间T预报，加上当前时刻T当前，即得到第三通道执行时刻
Figure BDA00004416710700001116
Figure BDA00004416710700001117
在第三通道中，所述的主星M到达指定纬度幅角记为
Figure BDA00004416710700001118
Figure BDA00004416710700001119
B）计算第三通道的速度脉冲量为
Figure BDA00004416710700001120
Figure BDA00004416710700001121
第四通道TD4：是指第二次更改从星F与主星M的相对偏心率矢量[Δex,Δey]的通道。
步骤401：依据当前时刻T当前的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量
Figure BDA0000441671070000121
计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量
Figure BDA0000441671070000122
然后计算估计相对偏心率角度β估计；
步骤402：依据当前时刻T当前的主星M纬度幅角
Figure BDA0000441671070000123
计算估计时刻T估计的主星纬度幅角
Figure BDA0000441671070000124
在第四通道中，所述估计时刻T估计的时间值是当前时刻T当前的时间值加上轨道预报时间T预报。例如T预报设置为43200秒或86400秒。
Figure BDA0000441671070000126
Figure BDA0000441671070000127
Figure BDA0000441671070000128
步骤403：将估计相对偏心率角度β估计与设定的相对偏心率角度
Figure BDA0000441671070000129
作比，若β估计＞β目标，则第四通道不更新执行时刻
Figure BDA00004416710700001210
和速度脉冲量若β估计≤β目标，则：
A）根据
Figure BDA00004416710700001212
计算出主星M到达指定纬度幅角
Figure BDA00004416710700001213
时所需要的到达时间
Figure BDA00004416710700001214
然后加上轨道预报时间T预报，加上当前时刻T当前，即得到第三通道执行时刻
Figure BDA00004416710700001215
Figure BDA00004416710700001216
在第四通道中，所述的主星M到达指定纬度幅角记为
Figure BDA00004416710700001217
B）计算第四通道的速度脉冲量为
Figure BDA00004416710700001220
在本发明中，第三通道和第四通道为孪生指令且执行间隔为半个轨道周期。
第五通道TD5：是指将从星F与主星M的相对倾角Δi更改为正值的通道。
步骤501：依据当前时刻T当前的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ当前计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ估计；
步骤502：依据当前时刻T当前的主星M纬度幅角
Figure BDA00004416710700001221
计算估计时刻T估计的主星M纬度幅角
Figure BDA00004416710700001222
步骤503：依据当前时刻T当前的相对倾角Δi当前计算估计时刻T估计的相对倾角Δi估计；
在第五通道中，所述估计时刻T估计的时间值是当前时刻T当前的时间值加上轨道预报时间T预报。例如T预报设置为43200秒或86400秒。
Figure BDA0000441671070000131
Figure BDA0000441671070000133
Figure BDA00004416710700001317
表示在第五通道中当前时刻T当前与估计时刻T估计之间的间隔时间。
步骤504：将ΔΩ估计与设定的最小升交点赤经ΔΩmin作比，若ΔΩ估计＞ΔΩmin，则第五通道不更新执行时刻
Figure BDA00004416710700001318
和速度脉冲量
Figure BDA00004416710700001319
若ΔΩ估计≤ΔΩmin，则：
A）根据
Figure BDA0000441671070000134
计算出主星M到达指定纬度幅角
Figure BDA0000441671070000135
时所需要的到达时间
Figure BDA0000441671070000136
然后加上轨道预报时间T预报，加上当前时刻T当前，即得到第五通道执行时刻
Figure BDA0000441671070000137
Figure BDA0000441671070000138
在第五通道中，所述的主星M到达指定纬度幅角记为
Figure BDA0000441671070000139
且
Figure BDA00004416710700001310
B）根据Δa估计计算第五通道的速度脉冲量记为
Figure BDA00004416710700001311
Figure BDA00004416710700001312
第六通道TD6：是指将从星F与主星M的相对倾角Δi更改为负值的通道。
步骤601：依据当前时刻T当前的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ当前计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ估计；
步骤602：依据当前时刻T当前的主星M纬度幅角
Figure BDA00004416710700001313
计算估计时刻T估计的主星M纬度幅角
Figure BDA00004416710700001314
步骤603：依据当前时刻T当前的相对倾角Δi当前计算估计时刻T估计的相对倾角Δi估计；
在第六通道中，所述估计时刻T估计的时间值是当前时刻T当前的时间值加上轨道预报时间T预报。例如T预报设置为43200秒或86400秒。
Figure BDA00004416710700001315
Figure BDA0000441671070000141
Figure BDA00004416710700001413
表示在第六通道中当前时刻T当前与估计时刻T估计之间的间隔时间。
步骤604：将ΔΩ估计与设定的最大升交点赤经ΔΩmax作比，若ΔΩ估计＜ΔΩmax，则第六通道不更新执行时刻和速度脉冲量
Figure BDA00004416710700001415
若ΔΩ估计≥ΔΩmax，则：
A）根据
Figure BDA0000441671070000142
计算出主星M到达指定纬度幅角
Figure BDA0000441671070000143
时所需要的到达时间
Figure BDA0000441671070000144
然后加上轨道预报时间T预报，加上当前时刻T当前，即得到第六通道执行时刻
Figure BDA0000441671070000146
在第六通道中，所述的主星M到达指定纬度幅角记为
Figure BDA0000441671070000147
且
Figure BDA0000441671070000148
B）根据Δa估计计算第六通道的速度脉冲量记为
Figure BDA0000441671070000149
Figure BDA00004416710700001410
（二）通道更新模块
卫星编队飞行过程中，按照任务规划需要，不同时间段完成编队构型捕获、编队构型维持、编队构型重构以及故障模块撤离等功能。基于本发明的自主轨道控制系统设计在星载计算机的统一架构软件，本发明设计的6个通道则有6个通道指令，则这6个通道指令采用与通道标识号相同。通道更新模块依据五个准则来判断是否对通道进行通道指令更新。
尽管6个控制通道所实现的功能模式类似，但各自优先级不同：
第三通道TD3和第四通道TD4为孪生通道指令，即两者同时触发且执行间隔为半个轨道周期；
第一通道TD1和第二通道TD2为互异通道指令，即两者不可能同时触发且执行间隔至少大于轨道预报时间T预报；
第五通道TD5和第六通道TD6亦为互异通道指令，即两者不可能同时触发且执行间隔至少大于轨道预报时间T预报。
此外，相对半长轴(即第一通道TD1和第二通道TD2)、相对偏心率(即第三通道TD3和第四通道TD4)以及相对倾角（即第五通道TD5和第六通道TD6)的生成过程要求相互独立，故功能模式设计需满足如下5个准则：
准则A：各通道仅在上一步脉冲量
Figure BDA00004416710700001411
情况下允许更新指令，其中ε为规避计算误差而设定的小量，例如1×10-5；若上一步脉冲量
Figure BDA00004416710700001412
则该通道禁止更新指令，直至该通道指令执行完毕，尽管在此期间控制边界逐渐接近阈值。
准则B：第三通道TD3和第四通道TD4触发通道指令的条件相同，拟更新内容是同时生成的。
准则C：由于偏心率矢量调整期间将引起相位变化，通道指令从生成至执行期间禁止触发第一通道TD1和第二通道TD2，但允许触发第五通道TD5和第六通道TD6。
准则D：第一通道TD1和第二通道TD2从生成到执行期间允许触发第三通道TD3和第四通道TD4；第一通道TD1和第二通道TD2从生成到执行期间允许触发第五通道TD5和第六通道TD6。
准则E：第五通道TD5和第六通道TD6从生成到执行期间允许触发第三通道TD3和第四通道TD4；第五通道TD5和第六通道TD6从生成到执行期间允许触发第一通道TD1和第二通道TD2。
在本发明中，准则A可通过增加各通道触发条件予以实现：
若
Figure BDA0000441671070000151
则调用该通道轨控业务进程以判断外推轨道是否达到阈值，以及达到通道阈值后的执行时刻
Figure BDA0000441671070000152
和通道执行的脉冲量
Figure BDA0000441671070000153
为任意一通道执行脉冲量，k为通道的标识号；
Figure BDA0000441671070000154
为到达通道阈值后的执行时刻。
若
Figure BDA0000441671070000155
ε为规避计算误差而设定的小量，例如1×10-5。
在本发明中，准则B可通过触发第三通道TD3时予以实现：
Figure BDA0000441671070000156
Figure BDA0000441671070000157
为第三通道TD3的执行时刻；
Figure BDA0000441671070000158
为第四通道TD4的执行时刻；Tord为轨道周期。
在本发明中，准则C可通过如下方式实现：
第三通道TD3执行完毕后由执行机构反馈执行结束标识符，随后对通道指令集内的第一通道TD1、第二通道TD2和第三通道TD3予以清空；
第四通道TD4执行完毕后由执行机构反馈执行结束标识符，随后对模式指令集内的第一通道TD1、第二通道TD2、第三通道TD3和第四通道TD4予以清空。
在本发明中，准则D通过如下方式实现：
第一通道TD1或者第二通道TD2，通道执行完毕后由执行机构反馈执行结束标识符，仅清空各自通道。
在本发明中，准则E通过如下方式实现：
第五通道TD5或者第六通道TD6，通道执行完毕后由执行机构反馈执行结束标识符，仅清空各自通道。
在本发明中，强制执行地面上注指令GCI＝(kg,tb,td,kj,Δv)，kg为待执行地面指令的某一从星，tb为上注时刻，td为上注时刻相距执行时刻的时间间隔，kj为地面上注配置通道编号，j为地面上注通道数，Δv为地面上注的速度脉冲量。是否执行GCI＝(kg,tb,td,kj,Δv)的条件为T当前＜tb+td&T后＞tb+td。
若T当前＜tb+td&T后＞tb+td满足条件，则将通道kj的执行时刻和速度脉冲更新为当前时刻和Δv。
若T当前＜tb+td&T后＞tb+td不满足条件，则保持原通道kj。
在本发明中，对控制指令集的存储约束，是将指令集以串行数组形式动态存储于信息流中，所述初始化指令集CIS＝[1,0,0;2,0,0;...;6,0,0;1,0,0]。
（三）通道排序模块
步骤701：通道排序模块先接收各个通道发出的执行时刻
Figure BDA0000441671070000161
速度脉冲量
Figure BDA0000441671070000162
和通道标识TDk；
步骤702：提取出各个通道的执行时刻然后按照执行时刻
Figure BDA0000441671070000164
的先后对各个通道进行升序排序，得到排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}；
步骤703：将排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}中第一通道作为当前执行通道；
步骤704：将排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}中的速度脉冲量
Figure BDA0000441671070000165
与最小执行当量ε＝1×10-5比较，若
Figure BDA0000441671070000166
则选取该
Figure BDA0000441671070000167
所对应的通道更新为当前执行通道，当前执行通道的通道标识记为
Figure BDA0000441671070000168
若
Figure BDA0000441671070000169
则递进选取排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}中下一通道的速度脉冲量继续与最小执行当量ε＝1×10-5比较，直至或递进完所有通道结束；
步骤705：通道排序模块将当前执行通道控制指令信息
Figure BDA00004416710700001612
输出给执行机构；
步骤706：待当前时刻达到当前执行通道的执行时刻
Figure BDA00004416710700001613
通道排序模块将该执行通道的执行时刻和速度脉冲量进行清零。
在本发明中，在当前时刻下处理完成的指令信息
Figure BDA00004416710700001614
将作为下一时刻的初始值。
在本发明中，为了方便表述任意一通道执行的通道指令，六个通道在设置的轨道预报时间T预报内，同时进行各自通道的工作模式调整，以满足编队飞行中的重构任务或维持任务。六个通道采用并行处理方式完成编队飞行任务。
从星在执行卫星编队任务时，通过地面上注指令GCI来控制从星相对于主星的编队构型；其中上注指令包括：GCI＝(kg,tb,td,kj,Δv)，kg代表第几颗从星，且kg∈[1,N]的正整数，N为编队集群中的从星总数；tb代表上注时间；td代表上注执行时刻；kj∈[TD1,TD2,TD3,TD4,TD5,TD6]的正整数；Δv代表上注速度脉冲，也是该卫星在该通道需要执行的速度脉冲。
相对导航或定轨软件根据外测敏感器改进控制器输入参数；相对控制软件根据准备时间（例如43200或86400秒）数据并依次调用六个通道子程序，若某通道达到边界阈值则更新指令集，否则维持指令集不变；将指令集内最小执行时刻的通道指令传递给姿控软件，并判断是否预执行姿态机动等操作；同时亦将该通道指令传递给轨控发动机，待指令执行完毕后发动机需向控制软件逆向发送当前执行控制的通道以及关机标识符。
重构时序定义为 A = C 1 . . . C n t 1 . . . t n , 其中Cn为构型标识符，tn为该构型开启时刻，C1为第一个构型标识符，t1为该构型开启的第一个时刻。
（四）编队飞行捕获
集群飞行建立初期，卫星进行编队飞行捕获功能。
卫星控制器通过选择上注通道kj来对相对半长轴Δa、相对偏心率矢量Δe、相对轨道倾角Δi进行控制，具体步骤如下：
101.对从星F与主星M的轨道根数进行轨道预报时间T预报的处理；
102.调用第一通道TD1，为规避碰撞风险，先确定从星F相对主星M是否在规避碰撞风险的安全距离范围，调整主星M与从星F的相对距离ΔD；
103.记录第一通道TD1的速度脉冲量为
Figure BDA0000441671070000172
104.记录下第一通道TD1的执行时刻
Figure BDA0000441671070000173
105.调用第二通道TD2，并保持在从星F与主星M的相对距离ΔD中；实现了主星M与从星F之间的距离稳定；
106.记录第二通道TD2的速度脉冲量为
Figure BDA0000441671070000174
107.记录下第二通道TD2的执行时刻
Figure BDA0000441671070000175
108.调用第三通道TD3，进行相对偏心率矢量Δe的第一次调整；
109.记录第三通道TD3的速度脉冲量为
Figure BDA0000441671070000176
1010.记录第三通道TD3的执行位置
Figure BDA0000441671070000177
1011.记录第三通道TD3的执行时刻
Figure BDA0000441671070000178
1012.调用第四通道TD4，进行相对偏心率矢量Δe的第二次调整；
1013.记录第四通道TD4的速度脉冲量为
Figure BDA0000441671070000179
1014.记录第四通道TD4的执行位置
Figure BDA00004416710700001710
1015.记录第四通道TD4的的执行时刻
Figure BDA00004416710700001711
1016.调用第五通道TD5，相对升交点赤经的调整；
1017.记录第五通道TD5的速度脉冲量为
Figure BDA00004416710700001712
1018.记录第五通道TD5的执行位置
1019.记录第五通道TD5的执行时刻
Figure BDA00004416710700001714
1020.调用第六通道TD6：相对倾角的调整；
1021.记录第六通道TD6的速度脉冲量为
Figure BDA00004416710700001715
1022.记录第六通道TD6的执行位置
Figure BDA00004416710700001716
1023.记录第六通道TD6的执行时刻
Figure BDA00004416710700001717
1024.所有通道调用完成后，通过记录的执行时刻从小到大进行通道排序，得到排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}；
1025.选取出所述排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}中的执行时刻最短的通道作为当前通道，记为
Figure BDA00004416710700001817
1026.自主控制系统输出通道控制指令信息
Figure BDA00004416710700001818
给执行机构；
1027.若T当前＜tb+td&T后＞tb+td满足条件，则将GCI＝(kg,tb,td,kj,Δv)给执行机构；若T当前＜tb+td&T后＞tb+td不满足条件，则不输出GCI＝(kg,tb,td,kj,Δv)；
1028.待当前时刻达到当前执行通道的执行时刻
Figure BDA00004416710700001819
通道排序模块将该执行通道的执行时刻和速度脉冲量进行清零。
（五）编队飞行维持
依靠管控系统实时检测时序 A = C 1 . . . C n t 1 . . . t n , 当前构型标识符
Figure BDA0000441671070000182
和上一时刻的构型标识符Cn相同时，集群卫星进行编队飞行维持功能。
卫星控制器通过选择上注通道kj来对相对半长轴Δa、相对偏心率矢量Δe和相对轨道倾角Δi进行控制，具体步骤如下：
201.对从星F与主星M的轨道根数进行轨道预报时间T预报的设置；
202.调用第一通道TD1，调整从星F主星M与的相对距离ΔD；
203.记录第一通道TD1的速度脉冲量为
Figure BDA0000441671070000183
204.记录下第一通道TD1的执行时刻
Figure BDA0000441671070000184
205.调用第二通道TD2，调整从星F主星M与的相对距离ΔD；
206.记录第二通道TD2的速度脉冲量为
207.记录下第二通道TD2的执行时刻
Figure BDA0000441671070000186
208.调用第三通道TD3，进行相对偏心率矢量[Δex,Δey]的第一次调整；
209.记录第三通道TD3的速度脉冲量为
Figure BDA0000441671070000187
2010.记录第三通道TD3的执行位置
Figure BDA0000441671070000188
2011.记录第三通道TD3的执行时刻
Figure BDA0000441671070000189
2012.调用第四通道TD4，进行相对偏心率矢量[Δex,Δey]的第二次调整；
2013.记录第四通道TD4的速度脉冲量为
Figure BDA00004416710700001810
2014.记录第四通道TD4的执行位置
Figure BDA00004416710700001811
2015.记录第四通道TD4的的执行时刻
Figure BDA00004416710700001812
2016.调用第五通道TD5，相对升交点赤经ΔΩ的调整；
2017.记录第五通道TD5的速度脉冲量为
Figure BDA00004416710700001813
2018.记录第五通道TD5的执行位置
Figure BDA00004416710700001814
2019.记录第五通道TD5的执行时刻
Figure BDA00004416710700001815
2020.调用第六通道TD6：相对倾角Δi的调整；
2021.记录第六通道TD6的速度脉冲量为
Figure BDA00004416710700001816
2022.记录第六通道TD6的执行位置
2023.记录第六通道TD6的执行时刻
Figure BDA00004416710700001918
；
2024.所有通道调用完成后，通过记录的执行时刻从小到大进行通道排序，得到排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}；
2025.将排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}中第一通道作为当前执行通道；
2026.将排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}中的速度脉冲量
Figure BDA0000441671070000191
与最小执行当量ε＝1×10-5比较，若
Figure BDA0000441671070000192
则选取该
Figure BDA0000441671070000193
所对应的通道更新为当前执行通道，当前执行通道的通道标识记为
Figure BDA0000441671070000194
若则递进选取排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}中下一通道的速度脉冲量继续与最小执行当量ε＝1×10-5比较，直至
Figure BDA0000441671070000197
或递进完所有通道结束；
2027.通道排序模块将当前执行通道控制指令信息
Figure BDA0000441671070000198
输出给执行机构；
2028.若T当前＜tb+td&T后＞tb+td满足条件，则将GCI＝(kg,tb,td,kj,Δv)给执行机构；若T当前＜tb+td&T后＞tb+td不满足条件，则不输出GCI＝(kg,tb,td,kj,Δv)；
2029.待当前时刻达到当前执行通道的执行时刻
Figure BDA0000441671070000199
通道排序模块将该执行通道的执行时刻和速度脉冲量进行清零。
（六）编队飞行重构
依靠管控系统实时检测时序 A = C 1 . . . C n t 1 . . . t n , 当前构型标识符
Figure BDA00004416710700001911
和上一时刻的构型标识符Cn不相同时，集群卫星进行编队飞行构型重构功能。
卫星控制器通过选择上注通道kj来对相对半长轴Δa、相对偏心率矢量Δe和相对升交点赤经ΔΩ进行控制，具体步骤如下：
301.对kj通道的速度脉冲量做清零操作；
302.对从星F与主星M的轨道根数进行轨道预报时间T预报的处理；
303.调用第一通道TD1，为规避碰撞风险，先确定从星F相对主星M是否在规避碰撞风险的安全距离范围，调整主星M与从星F的相对距离ΔD；
304.记录第一通道TD1的速度脉冲量为
305.记录下第一通道TD1的执行时刻
Figure BDA00004416710700001913
306.调用第二通道TD2，并保持在从星F与主星M的相对距离ΔD中；实现了主星M与从星F之间的距离稳定；
307.记录第二通道TD2的速度脉冲量为
Figure BDA00004416710700001914
308.记录下第二通道TD2的执行时刻
Figure BDA00004416710700001915
309.调用第三通道TD3，进行相对偏心率矢量Δe的第一次调整；
3010.记录第三通道TD3的速度脉冲量为
3011.记录第三通道TD3的执行位置
Figure BDA0000441671070000201
3012.记录第三通道TD3的执行时刻
Figure BDA0000441671070000202
3013.调用第四通道TD4，进行相对偏心率矢量Δe的第二次调整；
3014.记录第四通道TD4的速度脉冲量为
Figure BDA0000441671070000203
3015.记录第四通道TD4的执行位置
Figure BDA0000441671070000204
3016.记录第四通道TD4的的执行时刻
Figure BDA0000441671070000205
3017.调用第五通道TD5，相对升交点赤经的调整；
3018.记录第五通道TD5的速度脉冲量为
Figure BDA0000441671070000206
3019.记录第五通道TD5的执行位置
3020.记录第五通道TD5的执行时刻
3021.调用第六通道TD6：相对倾角的调整；
3022.记录第六通道TD6的速度脉冲量为
Figure BDA0000441671070000209
3023.记录第六通道TD6的执行位置
Figure BDA00004416710700002010
3024.记录第六通道TD6的执行时刻
Figure BDA00004416710700002011
3025.所有通道调用完成后，通过记录的执行时刻从小到大进行通道排序，得到排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}；
3026.选取出所述排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}中的执行时刻最短的通道作为当前通道，记为
Figure BDA00004416710700002012
3027.自主控制系统输出通道控制指令信息
Figure BDA00004416710700002013
给执行机构；
3028.若T当前＜tb+td&T后＞tb+td满足条件，则将GCI＝(kg,tb,td,kj,Δv)给执行机构；若T当前＜tb+td&T后＞tb+td不满足条件，则不输出GCI＝(kg,tb,td,kj,Δv)；
3029.待当前时刻达到当前执行通道的执行时刻，通道排序模块将该执行通道的执行时刻和速度脉冲量进行清零。
（七）故障模块撤离
集群中如果出现模块故障情况，从集群安全角度考虑，需要及时把该故障模块撤离集群。
卫星控制器通过选择第一通道来对相对半长轴Δa进行调整，完成故障模块从集群中撤离任务。具体步骤如下：
401.对kj通道的速度脉冲量做清零操作；
402.对从星F与主星M的轨道根数进行轨道预报时间T预报的处理；
403.调用第一通道TD1，调整从星F主星M与的相对距离ΔD；
404.记录第一通道TD1的速度脉冲量为
Figure BDA00004416710700002014
405.记录下第一通道TD1的执行时刻
406.其他通道依次调用，其它各通道的速度脉冲量为零；
407.所有通道调用完成后，通过记录的执行时刻从小到大进行通道排序，得到排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}；
408.选取出所述排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}中的执行时刻最短的通道作为当前通道，记为
Figure BDA0000441671070000211
自主控制系统输出通道控制指令信息 GIS = { k j , Sk j min } 给执行机构；
409.若T当前＜tb+td&T后＞tb+td满足条件，则将GCI＝(kg,tb,td,kj,Δv)给执行机构；若T当前＜tb+td&T后＞tb+td不满足条件，则不输出GCI＝(kg,tb,td,kj,Δv)；
4010.待当前时刻达到当前执行通道的执行时刻
Figure BDA0000441671070000214
，通道排序模块将该执行通道的执行时刻和速度脉冲量进行清零。
本发明设计的卫星自主轨道控制系统，在卫星控制器启动或重启时，初始化指令集CIS＝[1,0,0;2,0,0;...;6,0,0;1,0,0]；当卫星控制器采集到从星与主星的相对相位（Δu）、相对偏心率矢量（Δex和Δey）、相对倾角（Δi）和升交点赤经（ΔΩ）时，各通道依次触发以得到执行时刻和速度脉冲量，并根据指令更新模块中的更新准则和GIS判断是否更新原有指令集CIS；若满足更新条件，则更新相应通道的执行时刻和速度脉冲量；若不满足更新条件，则维持原有通道；然后在通道排序模块中进行各通道的控制指令的排序，选取最小执行时刻的通道输出至执行机构以判断是否预执行姿态机动等操作；并将排序后的通道指令集作为下一时刻的待更新指令集。待指令执行完毕后执行机构需向本发明自主轨道控制系统逆向发送当前执行控制的通道以及关机标识符。
在本发明中，引用字母的物理意义见下表所示：
Figure BDA0000441671070000213
Figure BDA0000441671070000221
Figure BDA0000441671070000231
Figure BDA0000441671070000241

Claims (9)

1.一种实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，该卫星自主轨道控制系统内嵌在星载计算机或者姿轨控计算机内，其特征在于：所述的卫星自主轨道控制系统包括有第一通道TD1、第二通道TD2、第三通道TD3、第四通道TD4、第五通道TD5、第六通道TD6、通道更新模块和通道排序模块；
第一通道TD1：是指将从星F与主星M的相对半长轴Δa更改为正值的通道；
步骤101：依据当前时刻T当前的从星F与主星M之间的相对距离ΔD当前计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对距离ΔD估计；
步骤102：依据当前时刻T当前的主星M纬度幅角
Figure FDA0000441671060000011
计算估计时刻T估计的主星M纬度幅角
Figure FDA0000441671060000012
步骤103：依据当前时刻T当前的相对半长轴Δa当前计算估计时刻T估计的相对半长轴Δa估计；
步骤104：将ΔD估计与最小设定距离Dmin作比，所述Dmin是指从星F与主星M之间的最小设定距离；
若ΔD估计＞Dmin，则第一通道不更新执行时刻
Figure FDA00004416710600000113
和速度脉冲量
Figure FDA00004416710600000114
若ΔD估计≤Dmin，则：
A）根据
Figure FDA0000441671060000013
计算出主星M到达指定纬度幅角时所需要的到达时间
Figure FDA0000441671060000015
然后加上轨道预报时间T预报，加上当前时刻T当前，即得到第一通道执行时刻
Figure FDA00004416710600000115
B）根据Δa估计计算第一通道的速度脉冲量为
Figure FDA00004416710600000116
第二通道TD2：是指将从星F与主星M的相对半长轴Δa更改为负值的通道；
步骤201：依据当前时刻T当前的从星F与主星M之间的相对距离ΔD当前计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对距离ΔD估计；
步骤202：依据当前时刻T当前的主星M纬度幅角
Figure FDA0000441671060000017
计算估计时刻T估计的主星M纬度幅角
Figure FDA0000441671060000018
步骤203：依据当前时刻T当前的相对半长轴Δa当前计算估计时刻T估计的相对半长轴Δa估计；
步骤204：将ΔD估计与最大设定距离Dmax作比，所述Dmax是指从星F与主星M之间的最大设定距离；
若ΔD估计＜Dmax，则第二通道不更新执行时刻和速度脉冲量
Figure FDA00004416710600000117
若ΔD估计≥Dmax，则：
A）根据
Figure FDA0000441671060000019
计算出主星M到达指定纬度幅角时所需要的到达时间
Figure FDA00004416710600000111
然后加上轨道预报时间T预报，加上当前时刻T当前，即得到第二通道执行时刻
Figure FDA00004416710600000112
Figure FDA0000441671060000021
B）根据Δa估计计算第二通道的速度脉冲量为
第三通道TD3：是指第一次更改从星F与主星M的相对偏心率矢量[Δex,Δey]的通道；
步骤301：依据当前时刻T当前的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量
Figure FDA0000441671060000024
然后计算估计相对偏心率角度β估计；
步骤302：依据当前时刻T当前的主星M纬度幅角
Figure FDA0000441671060000025
计算估计时刻T估计的主星纬度幅角
Figure FDA0000441671060000026
步骤303：将估计相对偏心率角度β估计与设定的相对偏心率角度作比，若β估计＞β目标，则第三通道不更新执行时刻
Figure FDA0000441671060000028
和速度脉冲量
Figure FDA00004416710600000227
若β估计≤β目标，则：
A）根据
Figure FDA0000441671060000029
计算出主星M到达指定纬度幅角
Figure FDA00004416710600000210
时所需要的到达时间然后加上轨道预报时间T预报，加上当前时刻T当前，即得到第三通道执行时刻
Figure FDA00004416710600000212
Figure FDA00004416710600000213
B）计算第三通道的速度脉冲量为
第四通道TD4：是指第二次更改从星F与主星M的相对偏心率矢量[Δex,Δey]的通道；
步骤401：依据当前时刻T当前的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量
Figure FDA00004416710600000214
计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量
Figure FDA00004416710600000215
然后计算估计相对偏心率角度β估计；
步骤402：依据当前时刻T当前的主星M纬度幅角
Figure FDA00004416710600000216
计算估计时刻T估计的主星纬度幅角
Figure FDA00004416710600000217
步骤403：将估计相对偏心率角度β估计与设定的相对偏心率角度
Figure FDA00004416710600000218
作比，若β估计＞β目标，则第四通道不更新执行时刻
Figure FDA00004416710600000219
和速度脉冲量
Figure FDA00004416710600000220
若β估计≤β目标，则：
A）根据
Figure FDA00004416710600000221
计算出主星M到达指定纬度幅角
Figure FDA00004416710600000222
时所需要的到达时间
Figure FDA00004416710600000223
然后加上轨道预报时间T预报，加上当前时刻T当前，即得到第三通道执行时刻
Figure FDA00004416710600000224
Figure FDA00004416710600000225
B）计算第四通道的速度脉冲量为
Figure FDA00004416710600000226
第五通道TD5：是指将从星F与主星M的相对倾角Δi更改为正值的通道；
步骤501：依据当前时刻T当前的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ当前计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ估计；
步骤502：依据当前时刻T当前的主星M纬度幅角计算估计时刻T估计的主星M纬度幅角
Figure FDA0000441671060000032
步骤503：依据当前时刻T当前的相对倾角Δi当前计算估计时刻T估计的相对倾角Δi估计；
步骤504：将ΔΩ估计与设定的最小升交点赤经ΔΩmin作比，若ΔΩ估计＞ΔΩmin，则第五通道不更新执行时刻
Figure FDA0000441671060000033
和速度脉冲量
Figure FDA0000441671060000034
若ΔΩ估计≤ΔΩmin，则：
A）根据计算出主星M到达指定纬度幅角
Figure FDA0000441671060000036
时所需要的到达时间
Figure FDA0000441671060000037
然后加上轨道预报时间T预报，加上当前时刻T当前，即得到第五通道执行时刻
B）根据Δa估计计算第五通道的速度脉冲量记为
Figure FDA00004416710600000322
第六通道TD6：是指将从星F与主星M的相对倾角Δi更改为负值的通道；
步骤601：依据当前时刻T当前的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ当前计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ估计；
步骤602：依据当前时刻T当前的主星M纬度幅角计算估计时刻T估计的主星M纬度幅角
Figure FDA00004416710600000311
步骤603：依据当前时刻T当前的相对倾角Δi当前计算估计时刻T估计的相对倾角Δi估计；
步骤604：将ΔΩ估计与设定的最大升交点赤经ΔΩmax作比，若ΔΩ估计＜ΔΩmax，则第六通道不更新执行时刻
Figure FDA00004416710600000312
和速度脉冲量
Figure FDA00004416710600000313
若ΔΩ估计≥ΔΩmax，则：
A）根据
Figure FDA00004416710600000314
计算出主星M到达指定纬度幅角时所需要的到达时间
Figure FDA00004416710600000316
然后加上轨道预报时间T预报，加上当前时刻T当前，即得到第六通道执行时刻
B）根据Δa估计计算第六通道的速度脉冲量记为
Figure FDA00004416710600000319
通道更新模块依据五个准则进行是否通道的更新；
准则A：各通道仅在上一步脉冲量
Figure FDA00004416710600000320
情况下允许更新指令，其中ε为规避计算误差而设定的小量，ε=1×10-5；若上一步脉冲量
Figure FDA00004416710600000321
则该通道禁止更新指令；
准则B：第三通道TD3和第四通道TD4触发指令的条件相同，拟更新内容是同时生成的；
准则C：由于偏心率矢量调整期间将引起相位变化，从生成至执行期间禁止触发第一通道TD1和第二通道TD2，但允许触发第五通道TD5和第六通道TD6；
准则D：第一通道TD1和第二通道TD2从生成到执行期间允许触发第三通道TD3和第四通道TD4；第一通道TD1和第二通道TD2从生成到执行期间允许触发第五通道TD5和第六通道TD6；
准则E：第五通道TD5和第六通道TD6从生成到执行期间允许触发第三通道TD3和第四通道TD4；第五通道TD5和第六通道TD6从生成到执行期间允许触发第一通道TD1和第二通道TD2；
通道排序模块用于选取当前执行通道；
步骤701：通道排序模块先接收各个通道发出的执行时刻
Figure FDA00004416710600000414
速度脉冲量和通道标识TDk；
所述 t TD k = { t TD 1 , t TD 2 , t TD 3 , t TD 4 , t TD 5 , t TD 6 } ;
所述 v TD k = { v TD 1 , v TD 2 , v TD 3 , v TD 4 , v TD 5 , v TD 6 } ;
所述TDk＝{TD1,TD2,TD3,TD4,TD5,TD6}；
步骤702：提取出各个通道的执行时刻
Figure FDA0000441671060000043
的时间值，然后按照执行时刻
Figure FDA0000441671060000044
的时间值先后对各个通道进行升序排序，得到排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}；kj为地面上注配置的通道编号；
步骤703：将排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}中第一通道作为当前执行通道；
步骤704：将排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}中的速度脉冲量
Figure FDA0000441671060000045
与最小执行当量ε＝1×10-5比较，若
Figure FDA0000441671060000046
则选取该
Figure FDA0000441671060000047
所对应的通道更新为当前执行通道，当前执行通道的通道标识记为
Figure FDA0000441671060000048
若
Figure FDA0000441671060000049
则递进选取排序后通道Skj＝{STD1,STD2,STD3,STD4,STD5,STD6}中下一通道的速度脉冲量
Figure FDA00004416710600000410
继续与最小执行当量ε＝1×10-5比较，直至或递进完所有通道结束；
步骤705：通道排序模块将当前执行通道控制指令信息
Figure FDA00004416710600000412
输出给执行机构；
步骤706：待当前时刻达到当前执行通道的执行时刻
Figure FDA00004416710600000413
通道排序模块将该执行通道的执行时刻和速度脉冲量进行清零。
2.根据权利要求1所述的实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，其特征在于：每一通道具有独立的功能模式，每个模式的优先级是不同的；第一通道TD1和第二通道TD2为互异通道指令，即两者不可能同时出现且执行间隔至少大于轨道预报时间T预报；第三通道TD3和第四通道TD4为孪生通道指令且执行间隔为半个轨道周期；第五通道TD5和第六通道TD6亦为互异通道指令。
3.根据权利要求1所述的实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，其特征在于：卫星在实现编队飞行捕获时，对从星F与主星M的轨道根数进行轨道预报时间T预报的设置，直接调用6个通道实现飞行任务。
4.根据权利要求1所述的实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，其特征在于：卫星在实现编队飞行维持时，对从星F与主星M的轨道根数进行轨道预报时间T预报的设置，直接调用6个通道实现飞行任务。
5.根据权利要求1所述的实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，其特征在于：卫星在实现编队飞行重构时，首先对各个通道进行速度脉冲量做清零操作；对从星F与主星M的轨道根数进行轨道预报时间T预报的设置，然后调用6个通道实现飞行任务。
6.根据权利要求1所述的实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，其特征在于：卫星在实现编队飞行撤离时，首先对各个通道进行速度脉冲量做清零操作；对从星F与主星M的轨道根数进行轨道预报时间T预报的设置，然后调用第一通道实现飞行任务。
7.根据权利要求1所述的实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，其特征在于：所述的自主轨道控制系统是在Matlab R2008a－Simulink基础平台上开发得到。
8.根据权利要求1所述的实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，其特征在于：所述的自主轨道控制系统通过将通道控制指令集
Figure FDA0000441671060000051
存储于星载计算机或者姿轨控计算机的RAM中，其中被循环调用的通道控制指令保存于动态数据流中，这就避免了对数据库和数据查询星上资源的占用。
9.根据权利要求1所述的实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，其特征在于：所述的自主轨道控制系统是通过软件实现以作为现有星上管控系统的补充，而无需重新设计管控软件架构。
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