CN111989265A - 超低轨道卫星轨道自主维持方法 - Google Patents

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Abstract

一种超低轨道卫星轨道自主维持方法，该方法包括：步骤一、设置卫星的工作轨道范围，估算大气阻力的量级；步骤二：根据大气阻力的量级，分析惯性加速度测量系统的噪声的量级，得到惯性加速度测量系统噪声分析结果；步骤三：根据惯性加速度测量系统噪声分析结果，设置小推力执行系统的参数，并对所述惯性加速度测量系统和小推力执行系统进行在轨标定，得到标定后的惯性加速度输出结果；以及步骤四：根据标定后的惯性加速度输出结果，设置小推力执行系统的轨控小推力输出算法。

Description

超低轨道卫星轨道自主维持方法
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种超低轨道卫星轨道自主维持方法。
背景技术
超低轨道是指飞行在大气层外，但低于普通航天器轨道高度的轨道，通常指轨道高度在120km以上，300km以下的飞行轨道。超低轨道具有较大的军事和科学意义，但由于轨道高度低，在超低轨道飞行时，大气阻力对轨道影响显著，若不进行轨道维持，卫星轨道会迅速衰减。
随着现代卫星技术的不断发展，超低轨卫星长期运行在200～300km，在该区域，虽然大气密度较大，但飞行器通过持续高频度轨道维持，可以将大气阻力的摄动衰减作用抵消，在轨较长时间运行，兼顾临近空间飞行器和轨道卫星的优势。
目前常用的轨道维持方法主要是基于一定频度的轨道测量，根据轨道衰减量，通过天地闭环或星上闭环，采用大推力进行轨道修正，使得超低轨卫星所处的空间环境与传统轨道卫星相比，气动力矩大大增加，轨道衰减增加，轨道维持的次数也相应增加；另外，超低轨卫星轨道维持方法采用大推力轨道控制，在大推力轨控期间引入的强干扰对于卫星可用性带来了一定的影响；进一步的，轨道维持精度和维持频率相关，结合目前的轨道测量精度和推力器的工作特性，轨道维持精度在km量级。
综上所述，现阶段超低轨卫星的轨道维持精度较低。
发明内容
本发明的目的在于提供一种超低轨道卫星轨道自主维持方法，以解决现有的超低轨卫星的轨道维持精度较低的问题。
为解决上述技术问题，本发明提供一种超低轨道卫星轨道自主维持方法，所述超低轨道卫星轨道自主维持方法包括：
步骤一、设置超低轨道卫星的工作轨道范围，估算大气阻力的量级；
步骤二：根据所述大气阻力的量级，分析惯性加速度测量系统的噪声的量级，得到惯性加速度测量系统噪声分析结果；
步骤三：根据所述惯性加速度测量系统噪声分析结果，设置小推力执行系统的参数，并对所述惯性加速度测量系统和所述小推力执行系统进行在轨标定，得到标定后的惯性加速度输出结果；以及
步骤四：根据所述标定后的惯性加速度输出结果，设置所述小推力执行系统的轨控小推力输出算法。
可选的，在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述惯性加速度测量系统包括惯性传感器，所述惯性传感器用于测量所述超低轨道卫星的加速度；和/或
所述小推力执行系统包括推力器，所述推力器用于提供所述超低轨道卫星的动力。
可选的，在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述步骤一包括：
获取所述超低轨道卫星的构型；
设置所述超低轨道卫星的工作轨道范围；
当所述超低轨道卫星的构型和所述工作轨道范围确定后，根据大气密度和来流方向确定所述大气阻力的值。
可选的，在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述步骤一还包括：
根据所述超低轨道卫星的构型及所述超低轨道卫星的工作轨道范围，获取迎风面积和大气相对所述超低轨道卫星的速度；
根据所述工作轨道范围，获取所述工作轨道范围内的所述大气密度；
获取所述超低轨道卫星在工作轨道上的运行方向，并根据所述运行方向计算所述来流方向；
根据所述大气密度和所述来流方向计算阻力系数；
根据上述参数，估算所述大气阻力的值：
Figure BDA0002689626990000031
其中，F为所述大气阻力的值，Cd为所述阻力系数；ρ为所述工作轨道范围内的大气密度；S为所述迎风面积；v为所述大气相对卫星的速度；
根据所述大气阻力的值，得到所述大气阻力的量级。
可选的，在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述步骤一还包括：
计算所述来流方向在所述超低轨道卫星超低轨运行的一个轨道周期内的变化趋势，根据所述来流方向在所述超低轨道卫星超低轨运行的一个轨道周期内的所述变化趋势，估算所述超低轨道卫星超低轨运行的一个轨道周期内的平均大气阻力。
可选的，在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述步骤二包括：
所述惯性加速度测量系统的噪声包括航天器受大气阻力加速度扰动，以及多项其他扰动；
对惯性加速度测量系统的噪声进行分解，得出所述航天器受大气阻力加速度扰动；
根据所述航天器受大气阻力加速度扰动，评估所述航天器受大气阻力加速度扰动在所述惯性加速度测量系统的噪声中的比重，以使各项所述其他扰动的量级比所述航天器受大气阻力加速度扰动的量级低一级。
可选的，在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述步骤二还包括：
获取所述超低轨道卫星的质量，根据所述大气阻力的值与所述超低轨道卫星的质量计算得到航天器受气动阻力加速度扰动：
σ1＝F/m，
其中，F为所述大气阻力的值，m为所述超低轨道卫星的质量。
可选的，在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，其中
所述其他扰动包括下列各项至少之一：所述惯性传感器的残余加速度噪声、测试质量直接加速度扰动、航天器与测试质量耦合刚度误差、以及高频噪声与量化噪声之和；以及
其中所述步骤二还包括：获取所述惯性加速度测量系统的精度，根据所述惯性加速度测量系统的精度获取下列各项至少之一：所述惯性传感器的残余加速度噪声、所述测试质量直接加速度扰动、所述航天器与测试质量耦合刚度误差、以及所述高频噪声与量化噪声之和。
可选的，在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述步骤三包括：
设置小推力执行系统的参数，其中所述小推力执行系统的参数包括下列各项至少之一：小推力执行系统的控制频率、推力器连续工作时间、以及小推力执行系统的推力器设计裕度，根据所述控制频率及所述推力器连续工作时间确定所述小推力执行系统的推力器设计裕度；
根据所述惯性加速度测量系统噪声分析结果，设置所述小推力执行系统的推力：
f＝K*σ；
其中：f为所述推力，K为所述推力器设计裕度，σ为所述惯性加速度测量系统的噪声。
可选的，在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述步骤三还包括：
对所述惯性加速度测量系统进行在轨标定，得到标定后的惯性加速度输出结果包括：对所述惯性传感器进行标定，设置所述超低轨道卫星的姿态，所述惯性传感器多次测量所述超低轨道卫星的加速度，得到多个第一加速度测量值，计算所述多个第一加速度测量值的平均值，所述平均值作为所述标定后的惯性加速度输出结果；
对所述小推力执行系统进行在轨标定包括：完成所述惯性加速度测量系统在轨标定后，对所述推力器进行标定，所述推力器单次点火，所述惯性传感器测量所述超低轨道卫星的加速度，得到第二加速度测量值，根据所述超低轨道卫星的质量和所述多个第二加速度测量值，计算所述推力器输出结果的各个控制周期的状态量。
可选的，在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述步骤三包括：
对所述惯性加速度测量系统进行在轨标定时，所述惯性传感器测量所述超低轨道卫星的加速度的次数大于100次；
对所述惯性加速度测量系统进行在轨标定前，将所述超低轨道卫星姿态调整至指标要求精度以内，以减小标定时间内所述超低轨道卫星姿态变化，以减少所述超低轨道卫星姿态变化引起的外界干扰在敏感轴方向的投影分量；
对所述惯性加速度测量系统进行在轨标定时，设置所述超低轨道卫星处于姿态自由漂移模式，以减少所述超低轨道卫星姿态控制对惯性传感器测量标定引起的耦合干扰；
根据所述来流方向在所述超低轨道卫星超低轨运行的一个轨道周期内的变化趋势和所述超低轨道卫星超低轨运行的一个轨道周期内的平均大气阻力对所述小推力执行系统进行在轨标定。
可选的，在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述步骤四包括：
根据所述标定后的惯性加速度输出结果，设置所述小推力执行系统的轨控小推力输出算法，计算当前时刻小推力执行系统的推力器输出结果，进行闭环控制：
XK+1＝Aob*Xk+Bob*Fk+Lob*AccK+1*m
其中，Xk为所述推力器输出结果的第k个控制周期的状态量；
Aob为推力器安装矩阵；
Lob为所述惯性加速度测量系统的安装矩阵；
Bob为无拖曳力矩输出矩阵；
Fk为第k个控制周期施加的无拖曳控制推力；
AccK+1为在第k+1个控制周期内由惯性传感器测量得到的预处理后的相对加速度；
m为卫星质量。
可选的，在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述超低轨道卫星轨道自主维持方法还包括步骤五，所述步骤五包括：
根据所述惯性传感器测量得到的预处理后的相对加速度，计算出气动力矩为主导的超低轨环境下的非保守力。
在本发明提供的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，通过设置卫星的工作轨道范围，估算大气阻力的量级，分析惯性加速度测量系统的噪声的量级，根据惯性加速度测量系统噪声分析结果，设置小推力执行系统的参数，并对惯性加速度测量系统和小推力执行系统进行在轨标定，根据标定后的惯性加速度输出结果，设置小推力执行系统的轨控小推力输出算法，实现了一种基于持续小推力的卫星轨道自主维持方法，满足了卫星对超低轨道长期高精度维持需求，满足了运行在200～300km超低轨道卫星的长期轨道自主维持需求。
具体的，通过根据卫星的轨控策略确定小推力执行系统的控制频率及小推力执行系统的推力器连续工作时间，根据控制频率及推力器连续工作时间确定小推力执行系统的推力器设计裕度，根据惯性加速度测量系统噪声分析结果，设置小推力执行系统的推力，以及对惯性加速度测量系统进行在轨标定，实现了根据惯性传感器提供的相对加速度，反演出气动力矩为主导的超低轨环境下的非保守力，设计了基于持续小推力的轨道维持算法，轨道维持精度在200m量级，满足了超低轨道卫星对轨道长期自主维持的需求，并提高了轨道维持精度。
本发明的超低轨道卫星轨道自主维持方法具有较强的理论应用和工程实用价值，效果明显，由于主要是对软件进行改进，无需更换硬件，便于工程实现。
附图说明
图1是本发明一实施例的超低轨道卫星轨道自主维持方法流程示意图。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明提出的超低轨道卫星轨道自主维持方法作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
本发明的核心思想在于提供一种超低轨道卫星轨道自主维持方法，以解决现有的超低轨卫星的轨道维持精度较低的问题。
为实现上述思想，本发明提供了一种超低轨道卫星轨道自主维持方法，所述超低轨道卫星轨道自主维持方法包括：步骤一、设置卫星的工作轨道范围，估算大气阻力的量级；步骤二：根据所述大气阻力的量级，分析惯性加速度测量系统的噪声的量级，得到惯性加速度测量系统噪声分析结果；步骤三：根据所述惯性加速度测量系统噪声分析结果，设置小推力执行系统的参数，并对所述惯性加速度测量系统和所述小推力执行系统进行在轨标定，得到标定后的惯性加速度输出结果；以及步骤四：根据所述标定后的惯性加速度输出结果，设置所述小推力执行系统的轨控小推力输出算法。
<实施例一>
本实施例提供一种超低轨道卫星轨道自主维持方法，如图1所示，所述超低轨道卫星轨道自主维持方法包括：步骤一、设置超低轨道卫星的工作轨道范围，估算大气阻力的量级；步骤二：根据所述大气阻力的量级，分析惯性加速度测量系统的噪声的量级，得到惯性加速度测量系统噪声分析结果；步骤三：根据所述惯性加速度测量系统噪声分析结果，设置小推力执行系统的参数，并对所述惯性加速度测量系统和所述小推力执行系统进行在轨标定，得到标定后的惯性加速度输出结果；以及步骤四：根据所述标定后的惯性加速度输出结果，设置所述小推力执行系统的轨控小推力输出算法。
具体的，在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述惯性加速度测量系统包括惯性传感器，所述惯性传感器用于测量所述超低轨道卫星的加速度；和/或所述小推力执行系统包括推力器，所述推力器用于提供所述超低轨道卫星的动力。在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述步骤一包括：获取所述超低轨道卫星的构型；设置所述超低轨道卫星的工作轨道范围；当所述超低轨道卫星的构型和所述工作轨道范围确定后，根据大气密度和来流方向确定所述大气阻力的值。在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述步骤一还包括：根据所述超低轨道卫星的构型及所述超低轨道卫星的工作轨道范围，获取迎风面积和大气相对所述超低轨道卫星的速度；根据所述工作轨道范围，获取所述工作轨道范围内的所述大气密度；获取所述超低轨道卫星在工作轨道上的运行方向，并根据所述运行方向计算所述来流方向；根据所述大气密度和所述来流方向计算阻力系数；根据上述参数，估算所述大气阻力的值：
Figure BDA0002689626990000081
其中，F为所述大气阻力的值，Cd为所述阻力系数；ρ为所述工作轨道范围内的大气密度；S为所述迎风面积；v为所述大气相对卫星的速度；根据所述大气阻力的值，得到所述大气阻力的量级。在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述步骤一还包括：计算所述来流方向在所述超低轨道卫星超低轨运行的一个轨道周期内的变化趋势，根据所述来流方向在所述超低轨道卫星超低轨运行的一个轨道周期内的所述变化趋势，估算所述超低轨道卫星超低轨运行的一个轨道周期内的平均大气阻力。
进一步的，在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述步骤二包括：所述惯性加速度测量系统的噪声包括航天器受大气阻力加速度扰动，以及多项其他扰动；对惯性加速度测量系统的噪声进行分解，得出所述航天器受大气阻力加速度扰动；根据所述航天器受大气阻力加速度扰动，评估所述航天器受大气阻力加速度扰动在所述惯性加速度测量系统的噪声中的比重，以使各项所述其他扰动的量级比所述航天器受大气阻力加速度扰动的量级低一级。在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述步骤二还包括：获取所述超低轨道卫星的质量，根据所述大气阻力的值与所述超低轨道卫星的质量计算得到航天器受气动阻力加速度扰动：
σ1＝F/m，
其中，F为所述大气阻力的值，m为所述超低轨道卫星的质量。在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，其中：所述其他扰动包括下列各项至少之一：所述惯性传感器的残余加速度噪声、测试质量直接加速度扰动、航天器与测试质量耦合刚度误差、以及高频噪声与量化噪声之和；以及所述步骤二还包括获取所述惯性加速度测量系统的精度，根据所述惯性加速度测量系统的精度获取下列各项至少之一：所述惯性传感器的残余加速度噪声、所述测试质量直接加速度扰动、所述航天器与测试质量耦合刚度误差、以及所述高频噪声与量化噪声之和。
更进一步的，在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述步骤三包括：设置小推力执行系统的参数，其中所述小推力执行系统的参数包括下列各项至少之一：小推力执行系统的控制频率、推力器连续工作时间、以及小推力执行系统的推力器设计裕度，根据所述控制频率及所述推力器连续工作时间确定所述小推力执行系统的推力器设计裕度；根据所述惯性加速度测量系统噪声分析结果，设置所述小推力执行系统的推力：
f＝K*σ；
其中：f为所述推力，K为所述推力器设计裕度，σ为所述惯性加速度测量系统的噪声。在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述步骤三还包括：对所述惯性加速度测量系统进行在轨标定，得到标定后的惯性加速度输出结果包括：对所述惯性传感器进行标定，设置所述超低轨道卫星的姿态，所述惯性传感器多次测量所述超低轨道卫星的加速度，得到多个第一加速度测量值，计算所述多个第一加速度测量值的平均值，所述平均值作为所述标定后的惯性加速度输出结果；对所述小推力执行系统进行在轨标定包括：完成所述惯性加速度测量系统在轨标定后，对所述推力器进行标定，所述推力器单次点火，所述惯性传感器测量所述超低轨道卫星的加速度，得到第二加速度测量值，根据所述超低轨道卫星的质量和所述多个第二加速度测量值，计算所述推力器输出结果的各个控制周期的状态量。在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述步骤三包括：对所述惯性加速度测量系统进行在轨标定时，所述惯性传感器测量所述超低轨道卫星的加速度的次数大于100次；对所述惯性加速度测量系统进行在轨标定前，将所述超低轨道卫星姿态调整至指标要求精度以内，以减小标定时间内所述超低轨道卫星姿态变化，以减少所述超低轨道卫星姿态变化引起的外界干扰在敏感轴方向的投影分量；对所述惯性加速度测量系统进行在轨标定时，设置所述超低轨道卫星处于姿态自由漂移模式，以减少所述超低轨道卫星姿态控制对惯性传感器测量标定引起的耦合干扰；根据所述来流方向在所述超低轨道卫星超低轨运行的一个轨道周期内的变化趋势和所述超低轨道卫星超低轨运行的一个轨道周期内的平均大气阻力对所述小推力执行系统进行在轨标定。
另外，在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述步骤四包括：根据所述标定后的惯性加速度输出结果，设置所述小推力执行系统的轨控小推力输出算法，计算当前时刻小推力执行系统的推力器输出结果，进行闭环控制：
XK+1＝Aob*Xk+Bob*Fk+Lob*AccK+1*m
其中，Xk为所述推力器输出结果的第k个控制周期的状态量；Aob为推力器安装矩阵；Lob为所述惯性加速度测量系统的安装矩阵；Bob为无拖曳力矩输出矩阵；Fk为第k个控制周期施加的无拖曳控制推力；AccK+1为在第k+1个控制周期内由惯性传感器测量得到的预处理后的相对加速度；m为卫星质量。
最后，在所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，所述超低轨道卫星轨道自主维持方法还包括步骤五，所述步骤五包括：根据所述惯性传感器测量得到的预处理后的相对加速度，计算出气动力矩为主导的超低轨环境下的非保守力。
在本发明提供的超低轨道卫星轨道自主维持方法中，通过设置卫星的工作轨道范围，估算大气阻力的量级，分析惯性加速度测量系统的噪声的量级，根据惯性加速度测量系统噪声分析结果，设置小推力执行系统的参数，并对惯性加速度测量系统和小推力执行系统进行在轨标定，根据标定后的惯性加速度输出结果，设置小推力执行系统的轨控小推力输出算法，实现了一种基于持续小推力的卫星轨道自主维持方法，满足了卫星对超低轨道长期高精度维持需求，满足了运行在200～300km超低轨道卫星的长期轨道自主维持需求。
具体的，通过根据卫星的轨控策略确定小推力执行系统的控制频率及小推力执行系统的推力器连续工作时间，根据控制频率及推力器连续工作时间确定小推力执行系统的推力器设计裕度，根据惯性加速度测量系统噪声分析结果，设置小推力执行系统的推力，以及对惯性加速度测量系统进行在轨标定，实现了根据惯性传感器提供的相对加速度，反演出气动力矩为主导的超低轨环境下的非保守力，设计了基于持续小推力的轨道维持算法，轨道维持精度在200m量级，满足了超低轨道卫星对轨道长期自主维持的需求，并提高了轨道维持精度。
本发明的超低轨道卫星轨道自主维持方法具有较强的理论应用和工程实用价值，效果明显，由于主要是对软件进行改进，无需更换硬件，便于工程实现。
综上，上述实施例对超低轨道卫星轨道自主维持方法的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。
上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。

Claims (13)

1.一种超低轨道卫星轨道自主维持方法，其特征在于，所述超低轨道卫星轨道自主维持方法包括：
步骤一、设置超低轨道卫星的工作轨道范围，估算大气阻力的量级；
步骤二：根据所述大气阻力的量级，分析惯性加速度测量系统的噪声的量级，得到惯性加速度测量系统噪声分析结果；
步骤三：根据所述惯性加速度测量系统噪声分析结果，设置小推力执行系统的参数，并对所述惯性加速度测量系统和所述小推力执行系统进行在轨标定，得到标定后的惯性加速度输出结果；以及
步骤四：根据所述标定后的惯性加速度输出结果，设置所述小推力执行系统的轨控小推力输出算法。
2.如权利要求1所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法，其特征在于，所述惯性加速度测量系统包括惯性传感器，所述惯性传感器用于测量所述超低轨道卫星的加速度；和/或
所述小推力执行系统包括推力器，所述推力器用于提供所述超低轨道卫星的动力。
3.如权利要求2所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法，其特征在于，所述步骤一包括：
获取所述超低轨道卫星的构型；
设置所述超低轨道卫星的工作轨道范围；
当所述超低轨道卫星的构型和所述工作轨道范围确定后，根据大气密度和来流方向确定所述大气阻力的值。
4.如权利要求3所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法，其特征在于，所述步骤一还包括：
根据所述超低轨道卫星的构型及所述超低轨道卫星的工作轨道范围，获取迎风面积和大气相对所述超低轨道卫星的速度；
根据所述工作轨道范围，获取所述工作轨道范围内的所述大气密度；
获取所述超低轨道卫星在工作轨道上的运行方向，并根据所述运行方向计算所述来流方向；
根据所述大气密度和所述来流方向计算阻力系数；
根据上述参数，估算所述大气阻力的值：
Figure FDA0002689626980000021
其中，F为所述大气阻力的值，Cd为所述阻力系数；ρ为所述工作轨道范围内的大气密度；S为所述迎风面积；v为所述大气相对卫星的速度；
根据所述大气阻力的值，得到所述大气阻力的量级。
5.如权利要求3所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法，其特征在于，所述步骤一还包括：
计算所述来流方向在所述超低轨道卫星超低轨运行的一个轨道周期内的变化趋势，根据所述来流方向在所述超低轨道卫星超低轨运行的一个轨道周期内的所述变化趋势，估算所述超低轨道卫星超低轨运行的一个轨道周期内的平均大气阻力。
6.如权利要求2所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法，其特征在于，所述步骤二包括：
所述惯性加速度测量系统的噪声包括航天器受大气阻力加速度扰动，以及多项其他扰动；
对惯性加速度测量系统的噪声进行分解，得出所述航天器受大气阻力加速度扰动；
根据所述航天器受大气阻力加速度扰动，评估所述航天器受大气阻力加速度扰动在所述惯性加速度测量系统的噪声中的比重，以使各项所述其他扰动的量级比所述航天器受大气阻力加速度扰动的量级低一级。
7.如权利要求6所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法，其特征在于，所述步骤二还包括：
获取所述超低轨道卫星的质量，根据所述大气阻力的值与所述超低轨道卫星的质量计算得到航天器受气动阻力加速度扰动：
σ1＝F/m，
其中，F为所述大气阻力的值，m为所述超低轨道卫星的质量。
8.如权利要求6所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法，其特征在于：
其中所述其他扰动包括下列各项至少之一：所述惯性传感器的残余加速度噪声、测试质量直接加速度扰动、航天器与测试质量耦合刚度误差、以及高频噪声与量化噪声之和；以及
其中所述步骤二还包括：获取所述惯性加速度测量系统的精度，根据所述惯性加速度测量系统的精度获取下列各项至少之一：所述惯性传感器的残余加速度噪声、所述测试质量直接加速度扰动、所述航天器与测试质量耦合刚度误差、以及所述高频噪声与量化噪声之和。
9.如权利要求2所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法，其特征在于，所述步骤三包括：
设置小推力执行系统的参数，其中所述小推力执行系统的参数包括下列各项至少之一：小推力执行系统的控制频率、推力器连续工作时间、以及小推力执行系统的推力器设计裕度，根据所述控制频率及所述推力器连续工作时间确定所述小推力执行系统的推力器设计裕度；
根据所述惯性加速度测量系统噪声分析结果，设置所述小推力执行系统的推力：
f＝K*σ；
其中：f为所述推力，K为所述推力器设计裕度，σ为所述惯性加速度测量系统的噪声。
10.如权利要求5所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法，其特征在于，所述步骤三还包括：
对所述惯性加速度测量系统进行在轨标定，得到标定后的惯性加速度输出结果包括：对所述惯性传感器进行标定，设置所述超低轨道卫星的姿态，所述惯性传感器多次测量所述超低轨道卫星的加速度，得到多个第一加速度测量值，计算所述多个第一加速度测量值的平均值，所述平均值作为所述标定后的惯性加速度输出结果；
对所述小推力执行系统进行在轨标定包括：完成所述惯性加速度测量系统在轨标定后，对所述推力器进行标定，所述推力器单次点火，所述惯性传感器测量所述超低轨道卫星的加速度，得到第二加速度测量值，根据所述超低轨道卫星的质量和所述多个第二加速度测量值，计算所述推力器输出结果的各个控制周期的状态量。
11.如权利要求10所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法，其特征在于，所述步骤三包括：
对所述惯性加速度测量系统进行在轨标定时，所述惯性传感器测量所述超低轨道卫星的加速度的次数大于100次；
对所述惯性加速度测量系统进行在轨标定前，将所述超低轨道卫星姿态调整至指标要求精度以内，以减小标定时间内所述超低轨道卫星姿态变化，以减少所述超低轨道卫星姿态变化引起的外界干扰在敏感轴方向的投影分量；
对所述惯性加速度测量系统进行在轨标定时，设置所述超低轨道卫星处于姿态自由漂移模式，以减少所述超低轨道卫星姿态控制对惯性传感器测量标定引起的耦合干扰；
根据所述来流方向在所述超低轨道卫星超低轨运行的一个轨道周期内的变化趋势和所述超低轨道卫星超低轨运行的一个轨道周期内的平均大气阻力对所述小推力执行系统进行在轨标定。
12.如权利要求11所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法，其特征在于，所述步骤四包括：
根据所述标定后的惯性加速度输出结果，设置所述小推力执行系统的轨控小推力输出算法，计算当前时刻小推力执行系统的推力器输出结果，进行闭环控制：
XK+1＝Aob*Xk+Bob*Fk+Lob*AccK+1*m
其中，Xk为所述推力器输出结果的第k个控制周期的状态量；
Aob为推力器安装矩阵；
Lob为所述惯性加速度测量系统的安装矩阵；
Bob为无拖曳力矩输出矩阵；
Fk为第k个控制周期施加的无拖曳控制推力；
AccK+1为在第k+1个控制周期内由惯性传感器测量得到的预处理后的相对加速度；
m为卫星质量。
13.如权利要求12所述的超低轨道卫星轨道自主维持方法，其特征在于，所述超低轨道卫星轨道自主维持方法还包括步骤五，所述步骤五包括：
根据所述惯性传感器测量得到的预处理后的相对加速度，计算出气动力矩为主导的超低轨环境下的非保守力。
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