CN104787360B - 一种基于轨迹保持需求的遥感卫星空间碎片规避机动方法 - Google Patents

Abstract

一种基于轨迹保持需求的遥感卫星空间碎片规避机动方法，根据遥感卫星在轨运行允许的地面轨迹漂移范围构建标称轨迹保持控制环，并划分为不同区域，对可能发生危险交会需要进行轨道机动规避空间碎片碰撞威胁的航天器，针对不同区域确定不同的机动策略，以达到规避碰撞风险的目的。本发明方法采用轨迹保持控制环作为制定策略的依据，简单高效，易于操作，特别适合空间碎片碰撞规避这种需要很高时效性的操作，能够提高效率，节省时间，为空间碎片碰撞规避赢得宝贵的时间，提高卫星在轨运行的安全性。同时最大限度的降低了规避机动对航天器飞行任务的影响，提升了卫星空间碎片碰撞预警与规避能力。

Description

一种基于轨迹保持需求的遥感卫星空间碎片规避机动方法

技术领域

本发明属于航天器控制领域，涉及一种具有轨迹保持需求的低轨遥感卫星针对空间碎片进行碰撞规避的轨道控制方法。

背景技术

随着人类太空活动的发展，空间碎片的数量迅速增长，运行在地球轨道上的航天器受碎片撞击的风险日益严重，必须采取有效的解决措施。目前发生的数次碰撞事件，均发生在低轨地区，而这个区域正是很多遥感卫星运行的高度。对于遥感卫星这样处于空间碎片密集区域的重要航天器来说，必须进行空间碎片碰撞预警和规避技术研究，保证航天器的安全运行。对于尺寸较大的空间碎片，目前尚缺乏有效的被动防护措施，因此航天器需采取主动规避机动来避免此类尺寸较大、可跟踪碎片的撞击。

目前，对于危险交会需要进行规避时，在规避策略设计中，对于规避机动的调整量较为模糊，一般资料或文献中均为定性描述，并未给出定量的结果，导致控制的随机性较大且不易推广应用。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，从遥感卫星任务需求出发，利用遥感卫星地面轨迹保持的特点，提出了一种适合遥感卫星的轨道机动控制方法，能够通过精确定量的变轨量实现遥感卫星对空间碎片的有效规避机动。

本发明的技术解决方案是：一种基于轨迹保持需求的遥感卫星空间碎片规避机动方法，包括如下步骤：

(1)根据遥感卫星在轨运行允许的地面轨迹漂移范围ΔL，计算半长轴在轨道维持中的最大变化量Δa，构建标称轨迹保持控制环；

(2)将构建的标称轨迹保持控制环按照不同的轨道高度及漂移量划分为四个区域，分别记为区域Ⅰ、区域Ⅱ、区域Ⅲ和区域Ⅳ，其中：

区域Ⅰ：以标称轨迹保持控制环为中心的环状区域，区域的东西方向宽度为标称轨迹保持控制环的东西边界，环状区域的宽度为ΔH，ΔH＝k1Δa，区域Ⅰ进一步划分为a、b、c、d四个子区域，其中区域d为从标称轨迹保持控制环的西边界开始向东距离ΔD后作西边界的平行线与西边界一起在区域Ⅰ上截取得到的区域，ΔD＝k2ΔL，区域c为所述平行线和标称轨迹一起在区域Ⅰ上截取得到的区域，区域b为标称轨迹和标称轨迹东边界一起在区域Ⅰ上截取得到的区域的上部分，剩余区域为区域a；

区域Ⅱ：宽度为标称轨迹保持控制环东西边界之内，除去区域Ⅰ之外的区域；

区域Ⅲ：标称轨迹保持控制环西边界以西的区域；

区域Ⅳ：标称轨迹保持控制环东边界以东的区域；

(3)对发生危险交会需要进行轨道机动规避空间碎片碰撞威胁的航天器，确定变轨时刻；

(4)根据遥感卫星当前的轨道参数，确定遥感卫星处于步骤(2)中划分的四个区域中的何种位置；

(5)根据步骤(4)中确定的遥感卫星位置，对遥感卫星进行变轨操作，具体为：

如果遥感卫星位于区域Ⅰ上的区域a，则优选半长轴调整量为δa＝Δh(l)/2+|h|，次选半长轴调整量δa从|h|～Δh(l)/2+|h|的范围中选取；

如果遥感卫星位于区域Ⅰ上的区域b，则优选半长轴调整量为δa＝-k1Δa，次选半长轴调整量为δa＝k1Δa；

如果遥感卫星位于区域Ⅰ上的区域c，则优选半长轴调整量为δa＝-Δh(l)/2-|h|，次选半长轴调整量δa从-Δh(l)/2-|h|～-|h|的范围中选取；

如果遥感卫星位于区域Ⅰ上的区域d，则优选半长轴调整量为δa＝-Δa/2，次选半长轴调整量为δa＝-k1Δa；

如果遥感卫星位于区域Ⅱ，则优选半长轴调整量为δa＝Δh(l)/2-h，次选半长轴调整量为δa＝-Δh(l)/2-h；

如果遥感卫星位于区域Ⅲ，则优选半长轴调整量为δa＝-h，次选半长轴调整量为δa＝-k3Δa-h；

如果遥感卫星位于区域Ⅳ，则优选半长轴调整量为δa＝Δh(l)-h，次选半长轴调整量从Δh₁(l)-h～Δh(l)-h的范围中选取；

其中k1、k2和k3均为比例系数，l为遥感卫星在轨迹环中的东西漂移量，以向东为正，以标称轨迹处为零点；h为遥感卫星在轨迹环中的上下漂移量，以向上为正，以标称轨道高度处为零点；在l处做标称轨迹的平行线，Δh(l)为标称轨迹保持控制环截取平行线的长度，Δh₁(l)为将标称轨迹保持控制环整体向东移ΔL/2后标称轨迹保持控制环截取平行线的长度；

(6)估算变轨时刻是否还有碰撞风险，如果不存在碰撞风险则结束；如果存在则调整变轨时间，然后重复步骤(5)～(6)，直至不存在碰撞风险后结束。

所述的k1的取值范围为0.1～0.5。所述的k2的取值范围为0.1～0.2。所述的k3的取值范围为0～1。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明方法采用轨迹保持控制环作为制定策略的依据，简单高效，易于操作，特别适合空间碎片碰撞规避这种需要很高时效性的操作，能够提高效率，节省时间，为空间碎片碰撞规避赢得宝贵的时间，提高卫星在轨运行的安全性；

(2)本发明方法解决了定量确定变轨量的问题，避免了随机选择变轨量带来的负面影响；

(3)本发明方法通过以轨迹保持控制环为目标的规避策略，最大限度的降低了规避机动对航天器飞行任务的影响，大幅节省推进剂(最优情况下不额外消耗推进剂)，以极小代价规避碰撞危险，提升了我国卫星空间碎片碰撞预警与规避能力；

(4)本发明方法对卫星地面轨迹保持中由于测控误差及预报误差等带来的轨迹保持环还可以进行修正，达到化不利为有利的目的；

(5)本发明方法可适用于目前大多数低轨遥感卫星，尤其是对地面轨迹保持范围要求较严的卫星；同时，还可以推广到其他低轨卫星及中高轨卫星，并且可推广到在轨航天器常规轨道维持工作。

附图说明

图1为标称地面轨迹保持控制环示意图；

图2为半长轴测控误差引起地面轨迹保持控制环误差示意图；

图3为半长轴变化率误差引起地面轨迹保持控制环误差示意图；

图4为本发明方法的流程框图；

图5为本发明规避区域分区示意图；

图6为本发明区域Ⅰ规避策略示意图；

图7为本发明区域Ⅱ规避策略示意图；

图8为本发明区域Ⅲ规避策略示意图；

图9为本发明区域Ⅳ规避策略示意图。

具体实施方式

由于多数遥感卫星均为对地观测成像卫星，其任务特点决定了卫星对地面轨迹的分布有较为严格的要求，因此，在进行机动以规避空间碎片的碰撞威胁时，可以利用卫星的使命任务特点，结合卫星对轨迹保持的需求，推导出卫星对机动的定量需求，从而定量的制定出合理的规避策略。

在本发明基于轨迹保持需求的遥感卫星空间碎片规避机动方法中用到了以下的几个概念：

回归轨道：经过整数天以后卫星的地面轨迹在原位置重复的轨道，这个整数天称为回归周期。

轨迹保持：对于低轨遥感卫星，通常用于对地面目标进行观测，对星下点轨迹的漂移范围有一定要求。为了使卫星的地面轨迹实现回归，即经过一个回归周期以后地面轨迹回到同一地方，要求卫星运行周期(相应地要求半长轴)严格保持不变，但大气阻力摄动影响将使得半长轴不断降低，轨迹保持即为将地面轨迹控制在以标称位置为中心的一定宽度的回归区内。这种控制是通过半长轴的微调来实现的，因此也实现了半长轴的保持。

轨迹保持范围ΔL：赤道上地面轨迹保持的东西边界之间的距离。

轨迹保持控制环：正常卫星地面轨迹的漂移情况及调整过程如下：当地面轨迹位于东边边界ΔL/2(向东为正)时，将半长轴调整为a＝a₀+Δa(a₀为半长轴的标称值)，地面轨迹向西漂移。随后由于大气阻力的影响，半长轴逐渐变小，在a＝a₀轨迹恰好漂移至西边边界-ΔL/2，此后半长轴继续变小，但轨迹却转而向东漂移。当a＝a₀-Δa，轨迹漂移至东边边界，这时需对半长轴再次进行调整，否则轨迹将继续向东漂移超出所允许的边界，调整量为2Δa，由此，地面轨迹保持范围及半长轴变化过程构成一个封闭的环，即为轨迹保持控制环，如图1所示。

定义l为卫星在轨迹环中的东西漂移量(向东为正)，以标称轨迹处为零点；定义h为卫星在轨迹环中的上下漂移量(向上为正)，以标称高度处为零点；定义标称轨迹保持控制环中的l处的高度差(这里的高度差，是指从l处做标称轨迹的平行线，轨迹保持控制环中的向右开口的抛物线截取的所述的平行线的长度)为Δh(l)。

实际上，轨道测定、轨道控制以及轨道半长轴衰减率预估均存在误差，这些误差的存在会使卫星地面轨迹相对瞄准值也存在偏差，影响地面轨迹的主要参数是半长轴误差及半长轴衰减率预估误差。图2、图3分别为半长轴调整误差、半长轴衰减率预估误差对卫星地面轨迹保持控制环的影响。本发明方法对卫星地面轨迹保持中由于测控误差及预报误差等带来的轨迹保持环还可以进行修正，达到化不利为有利的目的。

如图4所示，为本发明基于轨迹保持需求的遥感卫星空间碎片规避机动方法的流程框图，具体步骤如下：

(1)首先根据遥感卫星在轨运行允许的地面轨迹漂移范围，计算半长轴在轨道维持中的最大变化量，构建遥感卫星轨迹保持控制环。

通常，在轨运行允许的地面轨迹漂移范围ΔL，需要通过卫星的任务需求决定，一般在卫星轨道设计过程中确定(具体可参见杨维廉《“资源一号”卫星轨道：理论与实践》)。

卫星地面轨迹保持允许的半长轴最大变化量由下式决定：

$\mathrm{\Δa}=2\sqrt{\frac{-2a\stackrel{\·}{a}\mathrm{\ΔL}}{3\mathrm{\πR}}}---\left(1\right)$

式中R是地球半径，a为轨道半长轴，ΔL是允许卫星地面轨迹漂移的范围，在一个调整周期之内，半长轴的衰减量(也即实际半长轴的抬高量)为2Δa。

由轨迹保持范围ΔL及半长轴调整量2Δa即可构成如图1所示的轨迹保持控制环。

对于地面轨迹漂移范围，可以是根据回归轨道地面轨迹覆盖搭接要求确定，也可以根据卫星其他任务需求确定。

(2)对发生危险交会需要进行轨道机动规避空间碎片碰撞威胁的航天器，根据碰撞预警交会计算结果，采用高度分离法或者时间分离法及其他约束条件确定变轨时刻或时间范围，将该范围按照一定的时间步长采样作为预选的变轨时刻。

一般按照空间碎片碰撞预警工作中常规预警及跟踪预警发现并确认危险交会的时间来确定大致变轨时间。

(3)根据轨迹保持控制环，按照不同的轨道高度及漂移量划分为四个规避区域，作为制定变轨策略的依据。如图5所示。

区域Ⅰ：以标称轨迹保持控制环为中心的环状区域。区域的东西方向宽度为标称轨迹保持控制环东西边界，沿着环的宽度ΔH根据Δa确定，ΔH＝kΔa(k取值0.1～0.5)，具体取值还根据轨迹保持控制环的大小确定，一般为十米至百米量级。

区域Ⅱ：宽度为标称轨迹保持控制环东西边界之内除去区域Ⅰ之外的区域。

区域Ⅲ：标称轨迹保持控制环西边界以西的区域。

区域Ⅳ：标称轨迹保持控制环东边界以东的区域。

(4)根据卫星当前轨道参数判断所处的区域。

根据当前轨道参数及轨迹漂移情况，确定当前东西漂移量l及上下漂移量h，在规避区域分布图中标明，以此判断其所处的区域。

(5)对于不同的区域，根据该区域的轨迹漂移特点，制定针对性的变轨策略，以达到规避空间碎片碰撞危险的目的，同时使卫星的轨迹保持达到最佳效果。

下面针对不同的情况进行变轨策略设计，均设计了优选策略及备选策略，依次交会计算分析进行验证，采取“选择策略-验证”的设计过程，直至找出可行的变轨策略。

1)区域Ⅰ：如图6所示，将区域Ⅰ分为a、b、c、d四个子区域。其中区域Ⅰ-d的宽度ΔD，ΔD＝kΔL(k取值0.1～0.2)；区域Ⅰ-b与区域Ⅰ-c的边界位于标称轨迹。

a)如果卫星当前轨道处于区域Ⅰ-a，优先采取的策略是抬高轨道半长轴至轨迹保持控制环上部，使轨道尽可能进入轨迹保持控制环，瞄准目标为图6中的上半部分的标称轨迹，即区域Ⅰ-b与区域Ⅰ-c的中线，半长轴调整量为δa＝Δh(l)/2+|h|；次选策略将变轨量δa改为|h|～Δh(l)/2+|h|；进一步的策略则是改变变轨时刻。

b)如果卫星当前轨道处于区域Ⅰ-b，优先采取的策略是降低轨道半长轴，使轨道尽可能进入轨迹保持控制环内部，以利于后续调整，半长轴调整量δa＝-kΔa(k取值0.1～0.5)；次选策略是抬高轨道半长轴，半长轴调整量δa＝kΔa(k取值0.1～0.5)；进一步的策略则是改变变轨时刻。

c)如果卫星当前轨道处于区域Ⅰ-c，优先采取的策略是降低轨道半长轴至轨迹保持控制环下部，使轨道尽可能进入轨迹保持控制环，瞄准目标为图6中的区域Ⅰ-a的中线，半长轴调整量为δa＝-Δh(l)/2-|h|；次选策略将变轨量δa改为-Δh(l)/2-|h|～-|h|；进一步的策略则是改变变轨时刻。

d)如果卫星当前轨道处于区域Ⅰ-d，优先采取的策略是降低轨道半长轴，使轨道尽可能进入轨迹保持控制环内或者尽可能少的偏离轨迹保持控制环，半长轴调整量为δa＝-Δa/2；次选策略是调整轨道半长轴降低量，δa＝-kΔa(k取值0.1～0.5)；进一步的策略则是改变变轨时刻。

2)区域Ⅱ：如图7所示，优先采取的策略是将轨道半长轴瞄准轨迹保持控制环上部，使轨道尽可能进入轨迹保持控制环，且保持时间较长，半长轴调整量为δa＝Δh(l)/2-h；次选策略是将轨道半长轴瞄准轨迹保持控制环下部，使轨道尽可能进入轨迹保持控制环，半长轴调整量为δa＝-Δh(l)/2-h；进一步的策略则是改变变轨时刻。

3)区域Ⅲ：由于地面轨迹已经超出轨迹保持控制环西边界，因此控制原则是使轨道半长轴降低至标称半长轴高度及以下，使卫星向东漂移，逐渐向标称轨迹保持控制环靠拢。如图8所示，优先采取的策略是将轨道半长轴瞄准标称半长轴高度，半长轴调整量为δa＝-h；次选策略是改变轨道半长轴调整量，δa＝-kΔa-h(k取值0～1)；进一步的策略则是改变变轨时刻。

4)区域Ⅳ：由于地面轨迹已经超出轨迹保持控制环东边界，因此控制原则是使轨道半长轴高于标称半长轴高度，使卫星向西漂移，向标称轨迹保持控制环靠拢。如图9所示，将标称轨迹保持控制环上部向东延伸，然后将标称轨迹保持控制环向东移ΔL/2，抛物线顶点移至标称轨迹处，l处的高度差(高度差含义同上)记为Δh₁(l)，其右上部分与未移动前的延伸部分包含的区域作为调整区域。优先采取的策略是将轨道半长轴瞄准轨迹保持控制环外沿上部延伸部分，半长轴调整量为δa＝Δh(l)-h；次选策略是将轨道半长轴调整至图9中的调整区域(越靠近轨迹保持控制环外沿上部延长部分越好)，半长轴调整量为Δh₁(l)-h～Δh(l)-h；进一步的策略则是改变变轨时刻。

在制定变轨策略时，应包含优选策略及备选策略，以增加冗余量；在变轨结果验证时，需要采用高精度轨道预报模型与危险目标进行交会关系计算，确保轨道预报精度，使变轨结果准确无误；并要与其他在轨物体进行交会关系计算，确保不会发生其他危险交会。

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 (4)

1.一种基于轨迹保持需求的遥感卫星空间碎片规避机动方法，其特征在于包括如下步骤：

(1)根据遥感卫星在轨运行允许的地面轨迹漂移范围ΔL，计算半长轴在轨道维持中的最大变化量Δa，构建标称轨迹保持控制环；

(2)将构建的标称轨迹保持控制环按照不同的轨道高度及漂移量划分为四个区域，分别记为区域Ⅰ、区域Ⅱ、区域Ⅲ和区域Ⅳ，其中：

区域Ⅰ：以标称轨迹保持控制环为中心的环状区域，区域的东西方向宽度为标称轨迹保持控制环的东西边界，环状区域的宽度为ΔH，ΔH＝k1Δa，区域Ⅰ进一步划分为a、b、c、d四个子区域，其中区域d为从标称轨迹保持控制环的西边界开始向东距离ΔD后作西边界的平行线与西边界一起在区域Ⅰ上截取得到的区域，ΔD＝k2ΔL，区域c为所述平行线和标称轨迹一起在区域Ⅰ上截取得到的区域，区域b为标称轨迹和标称轨迹东边界一起在区域Ⅰ上截取得到的区域的上部分，剩余区域为区域a；

区域Ⅱ：宽度为标称轨迹保持控制环东西边界之内，除去区域Ⅰ之外的区域；

区域Ⅲ：标称轨迹保持控制环西边界以西的区域；

区域Ⅳ：标称轨迹保持控制环东边界以东的区域；

(3)对发生危险交会需要进行轨道机动规避空间碎片碰撞威胁的航天器，确定变轨时刻；

(4)根据遥感卫星当前的轨道参数，确定遥感卫星处于步骤(2)中划分的四个区域中的何种位置；

(5)根据步骤(4)中确定的遥感卫星位置，对遥感卫星进行变轨操作，具体为：

如果遥感卫星位于区域Ⅰ上的区域a，则优选半长轴调整量为δa＝Δh(l)/2+|h|，次选半长轴调整量δa从|h|～Δh(l)/2+|h|的范围中选取；

如果遥感卫星位于区域Ⅰ上的区域b，则优选半长轴调整量为δa＝-k1Δa，次选半长轴调整量为δa＝k1Δa；

如果遥感卫星位于区域Ⅰ上的区域c，则优选半长轴调整量为δa＝-Δh(l)/2-|h|，次选半长轴调整量δa从-Δh(l)/2-|h|～-|h|的范围中选取；

如果遥感卫星位于区域Ⅰ上的区域d，则优选半长轴调整量为δa＝-Δa/2，次选半长轴调整量为δa＝-k1Δa；

如果遥感卫星位于区域Ⅱ，则优选半长轴调整量为δa＝Δh(l)/2-h，次选半长轴调整量为δa＝-Δh(l)/2-h；

如果遥感卫星位于区域Ⅲ，则优选半长轴调整量为δa＝-h，次选半长轴调整量为δa＝-k3Δa-h；

如果遥感卫星位于区域Ⅳ，则优选半长轴调整量为δa＝Δh(l)-h，次选半长轴调整量从Δh₁(l)-h～Δh(l)-h的范围中选取；

其中k1、k2和k3均为比例系数，l为遥感卫星在轨迹环中的东西漂移量，以向东为正，以标称轨迹处为零点；h为遥感卫星在轨迹环中的上下漂移量，以向上为正，以标称轨道高度处为零点；在l处做标称轨迹的平行线，Δh(l)为标称轨迹保持控制环截取平行线的长度，Δh₁(l)为将标称轨迹保持控制环整体向东移ΔL/2后标称轨迹保持控制环截取平行线的长度；

(6)估算变轨时刻是否还有碰撞风险，如果不存在碰撞风险则结束；如果存在则调整变轨时间，然后重复步骤(5)～(6)，直至不存在碰撞风险后结束。

2.根据权利要求1所述的一种基于轨迹保持需求的遥感卫星空间碎片规避机动方法，其特征在于：所述的k1的取值范围为0.1～0.5。

3.根据权利要求1所述的一种基于轨迹保持需求的遥感卫星空间碎片规避机动方法，其特征在于：所述的k2的取值范围为0.1～0.2。

4.根据权利要求1所述的一种基于轨迹保持需求的遥感卫星空间碎片规避机动方法，其特征在于：所述的k3的取值范围为0～1。