CN109739262A - 一种快速自主转移轨道控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种快速自主转移轨道控制方法，包括：判断星上时是否达到脉冲控制开始时间；进行脉冲控制，所述脉冲控制为按照预先设置的脉冲方式进行工作，每个脉冲开T₁时长、关T₂时长；进行微调控制；以及结束控制。整个控制过程中，大幅减少了转移时间，地面站也只需在入境后接收星上数据进行监测，降低了对地面站的依赖程度和地面人员的任务量，极大地提高了工作效率。

Description

一种快速自主转移轨道控制方法

技术领域

本发明涉及航天技术领域，尤其涉及一种星上快速自主转移轨道控制方法。

背景技术

目前卫星的发射有两种方式，一种是专属发射，所谓“包车”方式，即买下一发火箭完成发射；一种是搭载发射，类似于“搭车”，只占用火箭部分运载能力。随着空间技术的发展，搭载也成为众多小卫星的物美价廉的“出行”方式：如2018年10月，中法海洋卫星发射时，就搭载了7颗小卫星。搭载方式虽然能极大的降低发射成本，但有时也带来了搭载的轨道并不一定是预期的目标轨道高度，如2016年8月，科学稀薄大气试验卫星就是搭载量子卫星到500km的轨道高度上，但工作轨道高度在120km附近，此时就需轨道控制转移到目标轨道高度上。

传统轨道控制方式为天地闭环控制，具体为：地面控制中心根据测定轨结果，按照预定轨控策略制定相应轨控指令，地面复核会签后，注入给卫星，到时间点控制。依照上述流程，完成一次轨控一般需要一天时间。在理想情况下，不同高度的轨道转移通过霍曼变轨双脉冲控制就能实现。实际实施时，由于测定轨误差、控制误差、姿态误差、弧段损耗、推进控制能力等原因，控制次数会更多。一般完成一次高度转移，要四五次控制才能完成，也就意味着要至少需要四五天的时间才能完成任务。

发明内容

针对现有轨道控制方式由于测定轨误差、控制误差、姿态误差、弧段损耗、推进控制能力等原因导致控制次数多、控制时间长等问题，本发明提出一种针对不同方向的近圆轨道高度转移设计对应的控制策略，然后依据GNSS数据反馈，自主完成不同轨道高度的转移。整个控制过程中，大幅减少了转移时间，地面站也只需在入境后接收星上数据进行监测，降低了对地面站的依赖程度和地面人员的任务量，极大地提高了工作效率。

针对现有轨道控制方式由于测定轨误差、控制误差、姿态误差、弧段损耗、推进控制能力等原因导致控制次数多、控制时间长等问题，本发明提供一种快速自主转移轨道控制方法，包括：

判断星上时是否达到脉冲控制开始时间；

进行脉冲控制，所述脉冲控制为按照预先设置的脉冲方式进行工作，每个脉冲开T₁时长、关T₂时长；

进行微调控制；以及

结束控制。

在本发明的一个实施例中，所述快速自主转移轨道为从低轨转移到高轨。

在本发明的一个实施例中，所述脉冲控制还包括监测当前平远地点高度H_Am并进行判断，如果当前平远地点高度H_Am达到目标平远地点高度H_TAm，则进入微调阶段，否则继续进行脉冲控制。

在本发明的一个实施例中，所述目标平远地点高度H_TAm设定方法为：对偏心率要求不高时，目标平远地点高度H_TAm设成目标平半长轴高度H_Tam；对偏心率要求高时，目标平远地点高度H_TAm设成比目标平半长轴高度H_Tam低10km。其中目标平半长轴高度为H_Tam＝a_Tm-6378.137km，a_Tm为目标平半长轴。

在本发明的一个实施例中，所述微调控制进一步包括：

S1计算预估当前到目标半长轴总共执行时间T_e；

S2预设微调阶段的固定时长为D₁，并设置当次轨控的推力器开机时长T₃；

S3计算获得平平近地点角M_m；

S4进行推力器点火推进控制；以及

S5判断当前平半长轴高度H_am是否达到目标平半长轴H_Tam。如果当前平半长轴高度H_am小于目标平半长轴高度H_Tam，继续执行S1至S4的操作；如果当前平半长轴高度H_am大于或等于目标平半长轴高度H_Tam，微调控制完成。

在本发明的一个实施例中，所述计算预估当前到目标半长轴总共执行时间T_e的计算公式为：

其中，a_m为当前平半长轴，a_Tm为目标平半长轴，μ为地球重力常数，μ＝398600.4418km³/sec²，F为当前推力值，依据推力器入口压力值和真空节流方程计算，m_s为卫星当前质量。

在本发明的一个实施例中，所述预设微调阶段的固定时长为D₁，并设置当次轨控的推力器开机时长T₃进一步包括：

当预计总时长T_e大于固定时长D₁，设置当次轨控的开机时长T₃＝D₁；以及当预计总时长T_e小于等于固定时长D₁，否则T₃＝T_e。

其中，固定时长D₁不超过240秒。

在本发明的一个实施例中，所述计算获得平平近地点角的计算公式为：

其中a_m为当前时刻的平半长轴，μ＝398600.4418km³/sec²为地球重力常数。

在本发明的一个实施例中，所述进行推力器点火推进控制为当到平平近地点角M_m，推力器开T₃时长。

在本发明的一个实施例中，所述快速自主转移轨道为从高轨转移到低轨，其中低轨的目标平半长轴高度H_Tam≥180km。

在本发明的一个实施例中，所述脉冲控制还包括监测平近地点高度H_Pm并进行判断，当近地点高度H_Pm大于目标平近地点高度H_TPm，则继续执行脉冲控制，否则退出脉冲控制，进入微调控制阶段。

在本发明的一个实施例中，所述目标平近地点高度H_TPm设定方法为：对偏心率要求不高时，目标平近地点高度H_TPm设成目标平半长轴高度H_Tam；对偏心率要求高时，目标平近地点高度H_TPm设成比目标平半长轴高度H_Tam高10km，其中目标平半长轴高度为H_Tam＝a_Tm-6378.137km，a_Tm为目标平半长轴。

在本发明的一个实施例中，所述微调控制进一步包括：

S1计算预估当前到目标半长轴总共执行时间T_e；

S2预设微调阶段的固定时长为D₁，并设置当次轨控的推力器开机时长T₃；

S3计算获得平平近地点角M_m；

S4进行推力器点火推进控制；以及

S5判断当前平半长轴高度H_am是否达到目标平半长轴高度H_Tam，如果当前平半长轴高度H_am大于目标平半长轴高度H_Tam，继续执行S1至S4的操作，如果当前平半长轴H_am小于等于目标平半长轴H_Tam，微调控制完成。

在本发明的一个实施例中，所述计算预估当前到目标半长轴总共执行时间T_e的计算公式为：

其中，a_m为当前平半长轴，a_Tm为目标平半长轴，μ为地球重力常数，μ＝398600.4418km³/sec²，F为当前推力值，依据推力器入口压力值和真空节流方程计算，m_s为卫星当前质量。

在本发明的一个实施例中，所述预设微调阶段的固定时长为D₁，并设置当次轨控的推力器开机时长T₃进一步包括：

当预计总时长T_e大于固定时长D₁，设置当次轨控的开机时长T₃＝D₁；以及当预计总时长T_e小于等于固定时长D₁，否则T₃＝T_e。

其中，固定时长D₁不超过240秒。

在本发明的一个实施例中，所述计算获得平平近地点角的计算公式为：

其中a_m为当前时刻的平半长轴，μ＝398600.4418km³/sec²为地球重力常数。

在本发明的一个实施例中，所述进行推力器点火推进控制为当到平平近地点角M_m，推力器开T₃时长。

在本发明的一个实施例中，所述快速自主转移轨道为从高轨转移到低轨，其中低轨的目标平半长轴高度130km≤H_Tam＜180km。

在本发明的一个实施例中，所述脉冲控制还包括监测平近地点高度H_Pm并进行判断，当近地点高度H_Pm大于180km，则继续执行脉冲控制，否则退出脉冲控制，进入微调控制阶段。

在本发明的一个实施例中，所述微调控制使用推进控制和阻力控制同步进行的方法，具体方法进一步包括：

S1计算预估当前到目标半长轴总共执行时间T_e；

S2预设微调阶段的固定时长为D₁，并设置当次轨控的推力器开机时长T₃；

S3计算获得平平近地点角M_m；

S4进行推力器点火推进控制；

S5判断非轨控期间的平半长轴衰减量是否达到5km/h，若非轨控期间平半长轴衰减量则停止在平近地点的推进控制，直接进入全由大气作用的阻尼控制；当平半长轴衰减量则同时保持平近地点的推进控制和大气阻尼；以及

S6判断当前平半长轴高度H_am是否达到目标平半长轴高度H_Tam，如果当前平半长轴高度H_am大于目标平半长轴高度H_Tam，继续执行S1至S5的操作，如果当前平半长轴H_am小于等于目标平半长轴H_Tam，微调控制完成。

在本发明的一个实施例中，所述计算预估当前到目标半长轴总共执行时间T_e的计算公式为：

其中，a_m为当前平半长轴，a_Tm为目标平半长轴，μ为地球重力常数，μ＝398600.4418km3/sec2，F为当前推力值，依据推力器入口压力值和真空节流方程计算，m_s为卫星当前质量。

在本发明的一个实施例中，所述预设微调阶段的固定时长为D₁，并设置当次轨控的推力器开机时长T₃进一步包括：

当预计总时长T_e大于固定时长D₁，设置当次轨控的开机时长T₃＝D₁；以及当预计总时长T_e小于等于固定时长D₁，否则T₃＝T_e。

其中，固定时长D₁不超过240秒。

在本发明的一个实施例中，所述计算获得平平近地点角的计算公式为：

其中a_m为当前时刻的平半长轴，μ＝398600.4418km³/sec²为地球重力常数。

在本发明的一个实施例中，所述进行推力器点火推进控制为当到平平近地点角M_m，推力器开T₃时长。

在本发明的一个实施例中，所述快速自主转移轨道为从高轨转移到低轨，其中低轨的目标平半长轴高度H_Tam＜130km。

在本发明的一个实施例中，所述脉冲控制还包括监测平近地点高度H_Pm并进行判断，当近地点高度H_Pm大于180km，则继续执行脉冲控制，否则退出脉冲控制，进入微调控制阶段。

在本发明的一个实施例中，所述微调控制使用推进控制和阻力控制同步进行的方法，具体方法进一步包括：

S1计算预估当前到目标半长轴总共执行时间T_e；

S2预设微调阶段的固定时长为D₁，并设置当次轨控的推力器开机时长T₃；

S3计算获得平平近地点角M_m；

S4进行推力器点火推进控制；

S5判断1)平半长轴高度H_am是否达到130km，2)或非轨控期间平半长轴衰减量是否达到5km/h，只要有一条件满足即进入大气阻尼控制，否则继续保持平近地点的推进控制和大气阻尼控制的共同方式；以及

S6判断当前平半长轴高度H_am是否达到目标平半长轴高度H_Tam，如果当前平半长轴高度H_am大于目标平半长轴高度H_Tam，继续执行大气阻尼控制，如果当前平半长轴H_am小于等于目标平半长轴H_Tam，微调控制完成。

在本发明的一个实施例中，所述计算预估当前到目标半长轴总共执行时间T_e的计算公式为：

其中，a_m为当前平半长轴，a_Tm为目标平半长轴，μ为地球重力常数，μ＝398600.4418km³/sec²，F为当前推力值，依据推力器入口压力值和真空节流方程计算，m_s为卫星当前质量。

在本发明的一个实施例中，所述预设微调阶段的固定时长为D₁，并设置当次轨控的推力器开机时长T₃进一步包括：

当预计总时长T_e大于固定时长D₁，设置当次轨控的开机时长T₃＝D₁；以及当预计总时长T_e小于等于固定时长D₁，否则T₃＝T_e。

其中，固定时长D₁不超过240秒。

在本发明的一个实施例中，所述计算获得平平近地点角的计算公式为：

其中a_m为当前时刻的平半长轴，μ＝398600.4418km³/sec²为地球重力常数。

在本发明的一个实施例中，所述进行推力器点火推进控制为当到平平近地点角M_m，推力器开T₃时长。

本发明提出一种针对不同方向的近圆轨道高度转移设计对应的控制策略，采用脉冲控制和微调控制方法，然后依据GNSS数据反馈，自主完成不同轨道高度的转移。整个控制过程中，大幅减少了转移时间，地面站也只需在入境后接收星上数据进行监测，降低了对地面站的依赖程度和地面人员的任务量，极大地提高了工作效率。

附图说明

为了进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。

图1示出根据本发明的一个实施例的一种快速自主转移轨道控制方法使用的卫星自主轨道控制系统工作原理示意图。

图2示出根据本发明的一个实施例的一种快速自主转移轨道控制方法使用的脉冲控制示意图(从低轨到高轨的转移)。

图3示出根据本发明的一个实施例的一种从低轨到高轨的控制策略流程图。

图4示出根据本发明的一个实施例的一种从高轨到低轨的控制策略流程图(目标轨道半长轴高度H_Tam≥180km)。

图5示出根据本发明的另一实施例的一种从高轨到低轨的控制策略流程图(目标轨道半长轴高度130km≤H_Tam＜180km)。

图6示出根据本发明的又一实施例的一种从高轨到低轨的控制策略流程图(目标轨道半长轴高度H_Tam<130km)。

图7示出根据本发明的一个具体实施例从高轨到低轨转移阶段地心高度H_r随纬度幅角u的变化情况(km)。

图8示出根据本发明的一个具体实施例从高轨到低轨转移阶段为地心高度H_r和平半长轴高度H_am随时间变化情况(km)。

具体实施方式

在以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构、材料或操作以免使本发明的各实施例的诸方面晦涩。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明可在没有特定细节的情况下实施。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按比例绘制。

在本说明书中，对“一个实施例”或“该实施例”的引用意味着结合该实施例描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施例中。在本说明书各处中出现的短语“在一个实施例中”并不一定全部指代同一实施例。

需要说明的是，本发明的实施例以特定顺序对工艺步骤进行描述，然而这只是为了方便区分各步骤，而并不是限定各步骤的先后顺序，在本发明的不同实施例中，可根据工艺的调节来调整各步骤的先后顺序。

本发明提出一种针对不同方向的近圆轨道高度转移设计对应的控制策略，采用脉冲控制和微调控制方法，然后依据GNSS数据反馈，自主完成不同轨道高度的转移。整个控制过程中，大幅减少了转移时间，地面站也只需在入境后接收星上数据进行监测，降低了对地面站的依赖程度和地面人员的任务量，极大地提高了工作效率。

本发明提出的该种快速自主转移轨道控制方法的整个控制过程由星上自主完成，图1示出根据本发明的一个实施例的一种快速自主转移轨道控制方法使用的卫星自主轨道控制系统工作原理示意图。如图1所示，GNSS模块测量出当前卫星轨道位置和速度并转换成相应的轨道平根数，星务管理系统依据当前位置然后通过预先设置好的策略，自主执行相应推力器的开关控制；入境后，由地面站接收卫星的各种遥测数据，用于地面判断和监督。下文阐述针对不同方向的近地圆轨道高度的转移策略。

下面结合图2、图3来详细介绍根据本发明的一个实施例的一种从低轨到高轨的控制策略。图2示出根据本发明的一个实施例的一种快速自主转移轨道控制方法使用的脉冲控制示意图(从低轨到高轨的转移)；图3示出根据本发明的一个实施例的一种从低轨到高轨的控制策略流程图。如图3所示，整个转移分为脉冲控制阶段和微调控制阶段，因为是抬轨转移，每次控制速度增量方向为垂直于卫星径向与飞行方向相同的方向，推力至少大于大气阻力。

A：脉冲控制阶段

这一阶段是快速调整阶段，将传统的霍曼转移用均布在轨道上的n个小脉冲进行代替，如图2所示，之所以采用脉冲方式是因为脉冲方式能比传统天地闭环方式更快地完成大部分转移，时间短则代表能耗低效率高；脉冲方式是按照时间方式执行开关操作，控制方式简单，便于星载计算机执行；另外若是轨控时推力器温度会升高的推进系统时，脉冲方式还能极大地节省预热所耗能源：只要开关占空比设置合理，整个转移阶段推力室温度能一直高于所需启动温度，使得相应的推力室温度可以不用加热，而不像传统控制方式每次轨控前都需额外的预热措施。

具体控制流程如图3所示：

首先，判断当前星上时是否到了脉冲控制开始时间。若不是，则继续等待，否则进入下一步；

接下来，进入脉冲控制模式。进入脉冲控制模式后，卫星按照预先设置的脉冲方式工作，每个脉冲开T₁时长、关T₂时长；同时监测当前平远地点高度H_Am并进行判断，当前平远地点高度H_Am达到目标平远地点高度H_TAm，则进入微调阶段，否则继续脉冲控制。本发明中用的平根数采用Brouwer-Lyddane Mean Short，当目标平半长轴为a_Tm，目标平半长轴高度为：H_Tam＝a_Tm-6378.137km。对偏心率要求不高时，目标平远地点高度H_TAm可直接设成目标平半长轴高度H_Tam；对偏心率要求高时，目标平远地点高度H_TAm设成比目标平半长轴高度H_Tam低一些，比如低10km。

B：微调控制阶段

然后，进入微调控制模式。微调控制模式在平远地点控制，最终使当前轨道高度达到目标半长轴，为了降低重力损耗，每次控制时长的中点在平远地点，控制流程见图3微调控制部分，具体为：

第一步，通过计算，预估当前到目标半长轴总共执行时间：

其中，a_m为当前平半长轴；

a_Tm为目标平半长轴；

μ为地球重力常数，μ＝398600.4418km³/sec²；

F为当前推力值，依据推力器入口压力值和真空节流方程计算；

m_s为卫星当前质量，可有地面预估注入或依据真空节流方程实时在轨计算。

第二步，预设微调阶段的固定时长为D₁。当预计总时长T_e大于固定时长D₁，设置当次轨控的开机时长T₃＝D₁，否则T₃＝T_e。虽然整个控制策略已经采用推进控制，但当固定时长D₁太长还是会引入额外的重力损耗，因此在此建议固定时长不要超过240秒。

第三步，计算获得平平近地点角。为了减少重力损耗，需在平平远地点进行推进控制，推进点火时刻对应的平平近地点角为：

其中，a_m为当前时刻的平半长轴；

μ为地球重力常数,μ＝398600.4418km³/sec²。

第四步，进行推力器点火推进控制。对卫星平平近地点角进行判断，当卫星到平平近地点角M_m，推力器开T₃时长。

第五步，判断当前平半长轴高度H_am是否达到目标平半长轴H_Tam。当卫星当前平半长轴高度H_am小于目标平半长轴高度H_Tam，继续执行第一步至第四步的操作，当卫星当前平半长轴高度H_am大于或等于目标平半长轴高度H_Tam，微调控制完成，退出自主控制模式。

最后，结束控制。

高轨到低轨的转移由于是降轨转移，每次控制速度增量方向为垂直于卫星径向与飞行方向相反的方向。与低轨到高轨转移类似，整个转移依旧分为脉冲控制阶段和微调控制阶段，但与低轨到高轨转移不同的是，为了保证安全性，整个控制阶段依据不同目标高度执行不同的控制策略。不同低轨目标的控制流程如图4、图5、图6所示，图4示出根据本发明的一个实施例的一种从高轨到低轨的控制策略流程图(目标轨道半长轴高度H_Tam≥180km)；图5示出根据本发明的另一实施例的一种从高轨到低轨的控制策略流程图(目标轨道半长轴高度180km≥H_Tam≥130km)；图6示出根据本发明的又一实施例的一种从高轨到低轨的控制策略流程图(目标轨道半长轴高度H_Tam<130km)。图4、图5、图6中标灰色的地方代表与高轨到低轨道转移的控制流程图3不一样的地方。

依据大气密度表，将高度划分成三个区间：

区间1：轨道平半长轴高度大于等于180km；

区间2：轨道平半长轴高度小于180km且大于130km；

区间3：轨道平半长轴高度小于等于130km。

当目标轨道平半长轴高度在上述不同的区间，执行不同的控制策略，

表1地球大气密度随高度变化表

下面结合图4来详细描述在目标平半长轴高度H_Tam≥180km时的控制方法，图4示出根据本发明的一个实施例的一种从高轨到低轨的控制策略流程图(目标轨道半长轴高度H_Tam≥180km)。如图4所示，具体控制流程如下：

A：脉冲控制阶段

截止条件为目标平近地点高度H_TPm，在执行开T₁时长，关T₂时长的同时，同步判断当前平近地点高度H_Pm是否到达目标平近地点高度H_TPm，当近地点高度H_Pm大于目标平近地点高度H_TPm，则继续执行脉冲控制，否则退出脉冲控制，进入微调控制阶段。对偏心率要求不高时，目标平近地点高度H_TPm可直接设成目标平半长轴高度H_Tam，对偏心率要求高时，目标平近地点高度H_TPm设成比目标平半长轴高度H_Tam高一些，比如高10km。

B：微调控制阶段

目标轨道平半长轴高度H_Tam≥180km的降轨控制与高轨到低轨转移控制流程相同，但控制点和判断方向不一样，具体如下：

降轨是在平近地点推进控制，因此推进点火时刻对应的平平近地点角为：

卫星同步判断当前平半长轴高度H_am是否到目标平半长轴高度H_Tam，当卫星当前平半长轴高度H_am大于目标平半长轴高度H_Tam，继续执行微调控制，当卫星当前平半长轴H_am小于等于目标平半长轴H_Tam，微调控制完成，退出自主控制模式。

下面结合图5来详细描述在目标平半长轴高度130km≤H_Tam＜180km时的控制方法，图5示出根据本发明的另一实施例的一种从高轨到低轨的控制策略流程图(目标轨道半长轴高度130km≤H_Tam＜180km)。如图5所示，具体控制流程如下：

A：脉冲控制阶段

目标轨道平半长轴高度130km≤H_Tam＜180km与目标轨道平半长轴高度H_Tam≥180km的脉冲控制相同，只是目标平近地点高度H_TPm设置为180km。

B：微调控制阶段

表2半长轴衰减量随高度变化表

注：大气阻力系数C_d＝2.2，迎风面积S＝0.228m²，大气相对卫星的速度v＝7900m/s，卫星当前质量m＝90kg。

如表所示，这一区间大气阻力作用已经很明显，因此当目标轨道半长轴在130km≤H_Tam＜180km，微调段采用推进控制和阻力控制同步进行的策略。为保证安全性，每次在平近地点的推进控制造成的半长轴下降效果不能大于5km。为保证安全性，除判断当前平半长轴高度外，还需判断非轨控期间大气对半长轴的衰减效果，具体为：

首先判断非轨控期间的平半长轴衰减量是否达到5km/h，若非轨控期间平半长轴衰减量则停止在平近地点的控制，直接进入全由大气作用的阻尼控制；当平半长轴衰减量则同时保持平近地点的推进控制和大气阻尼。在执行上述控制时，同时判断当前平半长轴高度H_am，当平半长轴高度H_am≤H_Tam，则停止当前的微调控制，卫星进入下一任务，否则卫星继续保持微调模式。

下面结合图6来详细描述在目标平半长轴高度H_Tam＜130km时的控制方法，图6示出根据本发明的又一实施例的一种从高轨到低轨的控制策略流程图(目标轨道半长轴高度H_Tam＜130km)。如图6所示，具体控制流程如下：

A：脉冲控制阶段

此区间与目标轨道平半长轴高度130km≤H_Tam＜180km控制策略相同，目标平近地点高度H_TPm设置为180km。

B：微调控制阶段

此区间与目标轨道平半长轴高度130km≤H_Tam＜180km控制策略很近似，只是在判断执行上有一点细微区别，具体为：当平半长轴高度H_am≤130km或非轨控期间只要有一条件满足即进入大气阻尼控制，否则继续保持平近地点的推进控制和大气阻尼的共同方式。在执行上述控制时，同时判断当前平半长轴高度H_am，当平半长轴高度H_am≤H_Tam，则停止当前的微调控制，卫星进入下一任务，否则卫星继续保持微调模式。

为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合图7、图8来详细描述采用本发明的该种快速自主转移轨道控制方法进行卫星从高轨到低轨转移的具体实施结果。图7示出根据本发明一个具体实施例从高轨到低轨转移阶段地心高度H_r随纬度幅角u的变化情况(km)；图8示出根据本发明的一个具体实施例从高轨到低轨转移阶段为地心高度H_r和平半长轴高度H_am随时间变化情况(km)。

科学稀薄大气试验卫星搭载墨子卫星到500km轨道高度，但工作轨道在120km，整个卫星以电池为主要供电方式，电池只可以提供一周的寿命，为了能保证尽量多的时间在工作轨道，要求从轨道高度500km到120km的转移时间尽量短，因为轨道高度低于130km，因此按照图6实施例中高轨到低轨转移中的控制方式执行。

(1)卫星参数：

卫星初始质量：100kg；

迎风面积：0.228m²。

推进参数：

推力：4N；

单次最长工作时长：1200S；

初始燃料：31.5kg；

比冲：210S。

初始轨道根数：

表4初始轨道(J2000坐标系)

名称	单位	数值
			入轨点时间	北京时	2016年8月16日01时52分43秒
半长轴	km	6880.702
			偏心率	—	0.000568
轨道倾角	(°)	97.416
			近地点幅角	(°)	145.297
升交点赤经	(°)	144.322
			真近点角	(°)	24.186

(2)仿真工具与模型

整个仿真工具及参数设置、仿真工况如下：

仿真工具

STK 10：Astrogator模型。

模型参数

引力模型采用WGS84_EGM96，参数设置：Degree:70，Order:70。

大气模型采用Jacchia-Roberts，参数按照stk默认设置。

光压模型采用Spherical SRP，参数按照stk默认设置。

第三体引力考虑太阳和月亮。

大气阻力系数Cd为2.2。

(3)控制参数分离后441分进入脉冲控制阶段，执行1分钟开，3分钟关的脉冲控制；脉冲控制段判断条件：若平半长轴高度H_Pm≤180km，退出脉冲控制模式，进入微调控制阶段，否则继续保持当前的脉冲控制。

进入微调控制阶段后，由于大气作用明显，因此采用推进控制和阻尼控制同步进行的原则。若卫星在平近地点执行的控制，考虑控制造成的半长轴下降量不超过5km，因此选择控制时长68s。当平半长轴高度H_am≤130km或非轨控期间只要有一条件满足即进入大气阻尼控制，否则继续保持平近地点的推进控制和大气阻尼。在执行上述控制时，同时判断当前平半长轴高度H_am，当平半长轴高度H_am≤120km，则停止当前的微调控制，卫星进入下一任务，否则卫星继续保持微调模式。

(4)标称仿真结果

如表所示，按照高轨到低轨转移中的第三种转移控制策略，总共需81次控制，从脉冲控制开始到目标半长轴高度到达总共只耗费922.1分钟，具体为：脉冲控制阶段有71次，整个阶段时长280.1分钟；微调控制阶段有10次控制，整个阶段时长641.9分钟；由图7、图8可以看出，脉冲控制段使轨道高度快速下降，微调控制段轨道下降较缓慢，符合脉冲段快速调整，微调段在保证安全的情况下降轨的原则。

从轨道高度500km到目标高度120km，整个控制所耗时间1天不到，换作传统轨控方式只能做一次轨控，大幅减少了转移时间，极大地提高了工作效率。2016年8月16日，科学稀薄大气试验卫星搭载墨子卫星到500km轨道高度，通过上述策略，快速转移到目标工作轨道高度120km，在轨飞行再次验证了卫星自主控制不同高度的转移是完全可行的，也为后续自主轨控的进一步发展积累了经验。

表5标称仿真结果

基于本发明提供的该种针对不同方向的近圆轨道高度转移设计对应的控制策略，采用脉冲控制和微调控制方法，然后依据GNSS数据反馈，自主完成不同轨道高度的转移。整个控制过程中，大幅减少了转移时间，地面站也只需在入境后接收星上数据进行监测，降低了对地面站的依赖程度和地面人员的任务量，极大地提高了工作效率。

尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。

Claims (31)

1.一种快速自主转移轨道控制方法，包括：

判断星上时是否达到脉冲控制开始时间；

进行脉冲控制，所述脉冲控制为按照预先设置的脉冲方式进行工作，每个脉冲开T₁时长、关T₂时长；

进行微调控制；以及

结束控制。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述快速自主转移轨道为从低轨转移到高轨。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述脉冲控制还包括监测当前平远地点高度H_Am并进行判断，如果当前平远地点高度H_Am达到目标平远地点高度H_TAm，则进入微调阶段，否则继续进行脉冲控制。

4.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述目标平远地点高度H_TAm设定方法为：对偏心率要求不高时，目标平远地点高度H_TAm设成目标平半长轴高度H_Tam；对偏心率要求高时，目标平远地点高度H_TAm设成比目标平半长轴高度H_Tam低10km。其中目标平半长轴高度为H_Tam＝a_Tm-6378.137km，a_Tm为目标平半长轴。

5.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述微调控制进一步包括：

S1计算预估当前到目标半长轴总共执行时间T_e；

S2预设微调阶段的固定时长为D₁，并设置当次轨控的推力器开机时长T₃；

S3计算获得平平近地点角M_m；

S4进行推力器点火推进控制；以及

S5判断当前平半长轴高度H_am是否达到目标平半长轴H_Tam。如果当前平半长轴高度H_am小于目标平半长轴高度H_Tam，继续执行S1至S4的操作；如果当前平半长轴高度H_am大于或等于目标平半长轴高度H_Tam，微调控制完成。

6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，所述计算预估当前到目标半长轴总共执行时间T_e的计算公式为：

其中，a_m为当前平半长轴，a_Tm为目标平半长轴，μ为地球重力常数，μ＝398600.4418km³/sec²，F为当前推力值，依据推力器入口压力值和真空节流方程计算，m_s为卫星当前质量。

7.如权利要求5所述的方法，其特征在于，所述预设微调阶段的固定时长为D₁，并设置当次轨控的推力器开机时长T₃进一步包括：

当预计总时长T_e大于固定时长D₁，设置当次轨控的开机时长T₃＝D₁；以及

当预计总时长T_e小于等于固定时长D₁，否则T₃＝T_e。

其中，固定时长D₁不超过240秒。

8.如权利要求5所述的方法，其特征在于，所述计算获得平平近地点角的计算公式为：

其中a_m为当前时刻的平半长轴，μ＝398600.4418km³/sec²为地球重力常数。

9.如权利要求5所述的方法，其特征在于，所述进行推力器点火推进控制为当到平平近地点角M_m，推力器开T₃时长。

10.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述快速自主转移轨道为从高轨转移到低轨，其中低轨的目标平半长轴高度H_Tam≥180km。

11.如权利要求10所述的方法，其特征在于，所述脉冲控制还包括监测平近地点高度H_Pm并进行判断，当近地点高度H_Pm大于目标平近地点高度H_TPm，则继续执行脉冲控制，否则退出脉冲控制，进入微调控制阶段。

12.如权利要求10所述的方法，其特征在于，所述目标平近地点高度H_TPm设定方法为：对偏心率要求不高时，目标平近地点高度H_TPm设成目标平半长轴高度H_Tam；对偏心率要求高时，目标平近地点高度H_TPm设成比目标平半长轴高度H_Tam高10km，其中目标平半长轴高度为H_Tam＝a_Tm-6378.137km，a_Tm为目标平半长轴。

13.如权利要求10所述的方法，其特征在于，所述微调控制进一步包括：

S1计算预估当前到目标半长轴总共执行时间T_e；

S2预设微调阶段的固定时长为D₁，并设置当次轨控的推力器开机时长T₃；

S3计算获得平平近地点角M_m；

S4进行推力器点火推进控制；以及

S5判断当前平半长轴高度H_am是否达到目标平半长轴高度H_Tam，如果当前平半长轴高度H_am大于目标平半长轴高度H_Tam，继续执行S1至S4的操作，如果当前平半长轴H_am小于等于目标平半长轴H_Tam，微调控制完成。

14.如权利要求13所述的方法，其特征在于，所述计算预估当前到目标半长轴总共执行时间T_e的计算公式为：

其中，a_m为当前平半长轴，a_Tm为目标平半长轴，μ为地球重力常数，μ＝398600.4418km³/sec²，F为当前推力值，依据推力器入口压力值和真空节流方程计算，m_s为卫星当前质量。

15.如权利要求13所述的方法，其特征在于，所述预设微调阶段的固定时长为D₁，并设置当次轨控的推力器开机时长T₃进一步包括：

当预计总时长T_e大于固定时长D₁，设置当次轨控的开机时长T₃＝D₁；以及

当预计总时长T_e小于等于固定时长D₁，否则T₃＝T_e。

其中，固定时长D₁不超过240秒。

16.如权利要求13所述的方法，其特征在于，所述计算获得平平近地点角的计算公式为：

其中a_m为当前时刻的平半长轴，μ＝398600.4418km³/sec²为地球重力常数。

17.如权利要求13所述的方法，其特征在于，所述进行推力器点火推进控制为当到平平近地点角M_m，推力器开T₃时长。

18.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述快速自主转移轨道为从高轨转移到低轨，其中低轨的目标平半长轴高度130km≤H_Tam＜180km。

19.如权利要求18所述的方法，其特征在于，所述脉冲控制还包括监测平近地点高度H_Pm并进行判断，当近地点高度H_Pm大于180km，则继续执行脉冲控制，否则退出脉冲控制，进入微调控制阶段。

20.如权利要求18所述的方法，其特征在于，所述微调控制使用推进控制和阻力控制同步进行的方法，具体方法进一步包括：

S1计算预估当前到目标半长轴总共执行时间T_e；

S2预设微调阶段的固定时长为D₁，并设置当次轨控的推力器开机时长T₃；

S3计算获得平平近地点角M_m；

S4进行推力器点火推进控制；

S5判断非轨控期间的平半长轴衰减量是否达到5km/h，若非轨控期间平半长轴衰减量则停止在平近地点的推进控制，直接进入全由大气作用的阻尼控制；当平半长轴衰减量则同时保持平近地点的推进控制和大气阻尼；以及

S6判断当前平半长轴高度H_am是否达到目标平半长轴高度H_Tam，如果当前平半长轴高度H_am大于目标平半长轴高度H_Tam，继续执行S1至S5的操作，如果当前平半长轴H_am小于等于目标平半长轴H_Tam，微调控制完成。

21.如权利要求20所述的方法，其特征在于，所述计算预估当前到目标半长轴总共执行时间T_e的计算公式为：

其中，a_m为当前平半长轴，a_Tm为目标平半长轴，μ为地球重力常数，μ＝398600.4418km³/sec²，F为当前推力值，依据推力器入口压力值和真空节流方程计算，m_s为卫星当前质量。

22.如权利要求20所述的方法，其特征在于，所述预设微调阶段的固定时长为D₁，并设置当次轨控的推力器开机时长T₃进一步包括：

当预计总时长T_e大于固定时长D₁，设置当次轨控的开机时长T₃＝D₁；以及

当预计总时长T_e小于等于固定时长D₁，否则T₃＝T_e。

其中，固定时长D₁不超过240秒。

23.如权利要求20所述的方法，其特征在于，所述计算获得平平近地点角的计算公式为：

其中a_m为当前时刻的平半长轴，μ＝398600.4418km³/sec²为地球重力常数。

24.如权利要求20所述的方法，其特征在于，所述进行推力器点火推进控制为当到平平近地点角M_m，推力器开T₃时长。

25.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述快速自主转移轨道为从高轨转移到低轨，其中低轨的目标平半长轴高度H_Tam＜130km。

26.如权利要求25所述的方法，其特征在于，所述脉冲控制还包括监测平近地点高度H_Pm并进行判断，当近地点高度H_Pm大于180km，则继续执行脉冲控制，否则退出脉冲控制，进入微调控制阶段。

27.如权利要求25所述的方法，其特征在于，所述微调控制使用推进控制和阻力控制同步进行的方法，具体方法进一步包括：

S1计算预估当前到目标半长轴总共执行时间T_e；

S2预设微调阶段的固定时长为D₁，并设置当次轨控的推力器开机时长T₃；

S3计算获得平平近地点角M_m；

S4进行推力器点火推进控制；

S5判断1)平半长轴高度H_am是否达到130km，2)或非轨控期间平半长轴衰减量是否达到5km/h，只要有一条件满足即进入大气阻尼控制，否则继续保持平近地点的推进控制和大气阻尼控制的共同方式；以及

S6判断当前平半长轴高度H_am是否达到目标平半长轴高度H_Tam，如果当前平半长轴高度H_am大于目标平半长轴高度H_Tam，继续执行大气阻尼控制，如果当前平半长轴H_am小于等于目标平半长轴H_Tam，微调控制完成。

28.如权利要求27所述的方法，其特征在于，所述计算预估当前到目标半长轴总共执行时间T_e的计算公式为：

其中，a_m为当前平半长轴，a_Tm为目标平半长轴，μ为地球重力常数，μ＝398600.4418km³/sec²，F为当前推力值，依据推力器入口压力值和真空节流方程计算，m_s为卫星当前质量。

29.如权利要求27所述的方法，其特征在于，所述预设微调阶段的固定时长为D₁，并设置当次轨控的推力器开机时长T₃进一步包括：

当预计总时长T_e大于固定时长D₁，设置当次轨控的开机时长T₃＝D₁；以及

当预计总时长T_e小于等于固定时长D₁，否则T₃＝T_e。

其中，固定时长D₁不超过240秒。

30.如权利要求27所述的方法，其特征在于，所述计算获得平平近地点角的计算公式为：

其中a_m为当前时刻的平半长轴，μ＝398600.4418km³/sec²为地球重力常数。

31.如权利要求27所述的方法，其特征在于，所述进行推力器点火推进控制为当到平平近地点角M_m，推力器开T₃时长。