CN113378290A - 一种超低轨道卫星的轨道维持方法 - Google Patents

一种超低轨道卫星的轨道维持方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113378290A
CN113378290A CN202110518768.8A CN202110518768A CN113378290A CN 113378290 A CN113378290 A CN 113378290A CN 202110518768 A CN202110518768 A CN 202110518768A CN 113378290 A CN113378290 A CN 113378290A
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
orbit
parameters
air
ultra
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202110518768.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113378290B (zh
Inventor
徐�明
左小玉
郑亚茹
傅丹膺
王晓耕
于灵慧
杨志
何艳超
白雪
和星吉
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beihang University
Aerospace Dongfanghong Satellite Co Ltd
Original Assignee
Beihang University
Aerospace Dongfanghong Satellite Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beihang University, Aerospace Dongfanghong Satellite Co Ltd filed Critical Beihang University
Priority to CN202110518768.8A priority Critical patent/CN113378290B/zh
Publication of CN113378290A publication Critical patent/CN113378290A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113378290B publication Critical patent/CN113378290B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/04—Constraint-based CAD
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2113/00—Details relating to the application field
    • G06F2113/08—Fluids
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本申请公开了一种超低轨道卫星的轨道维持方法，包括：设置卫星参数以及大气参数，根据所述卫星参数以及所述大气参数构建轨道动力学模型，其中，所述卫星参数包括卫星轨道参数、卫星基本参数以及初始卫星轨道控制参数；构建优化模型，根据所述优化模型、所述轨道动力学模型、所述卫星轨道参数以及所述卫星基本参数对所述初始卫星轨道控制参数进行优化得到优化后的轨道控制参数，其中，所述优化模型包括多个优化约束条件；根据所述优化后的轨道控制参数控制吸气式推进系统收集空气以及排出空气实现对超低轨道卫星维轨。本申请解决了现有技术中超低轨卫星难以长期在轨维持的技术问题。

Description

一种超低轨道卫星的轨道维持方法
技术领域
本申请属于卫星通信技术领域，涉及一种超低轨道卫星的轨道维持方法。
背景技术
相比于传统卫星，超低轨道卫星具有重访周期短、光学成像侦察分辨率高、雷达成像侦察载荷功耗小以及生存能力强等优势，在战场侦察监视和快速应急响应等任务中有较广阔的应用前景。但是，由于超低轨道上空气浓度大、大气阻力的强摄动影响使得卫星轨道衰减速度快，卫星的寿命受到严重制约，并且需要携带大量的燃料进行轨道维持，这使得卫星不具备长期在轨运行的能力。因此，大气阻力是阻碍超低轨道卫星轨道维持以及广泛应用的一大技术难题。
目前，对于超低轨道卫星轨道维持的方法有多种，例如，GOCE卫星是欧空局研制的超低轨道卫星，用于进行地球重力场和海洋环流的探测，该卫星平均轨道高度为260km，采用无阻力飞行的轨道保持策略，离子推进器持续工作以补偿大气阻力造成的轨道高度衰减；Rock等人以Jacchia-Roberts大气密度模型为基础，利用基于全状态反馈的自适应比例微分控制算法实现了无阻力飞行；徐明等人提出了一种基于加速度计的偏无拖曳卫星的干扰补偿控制方法，将超低轨道卫星所受到的部分非保守力补偿掉。但是，这些方法需要携带额外的燃料来维持卫星的超低轨道，不仅会导致卫星整体重量的增加，增加系统的复杂程度，同时还影响有效载荷的可搭载量。
发明内容
本申请解决的技术问题是：针对现有技术中超低轨卫星难以长期在轨维持的问题，本申请提供了一种基于吸气式推进系统的超低轨道卫星维轨方法，本申请实施例所提供的方案中，将超低轨道大气作为推进系统工质，利用吸气式电推进系统将其转化为推力，用以弥补大气阻力带来的能量损耗；同时保证吸气弧段的吸气量与推进弧段消耗的气体量实现轨内平衡，克服超低轨卫星难以长期在轨维持的问题。
第一方面，本申请实施例提供一种超低轨道卫星的轨道维持方法，该方法包括：
设置卫星参数以及大气参数，根据所述卫星参数以及所述大气参数构建轨道动力学模型，其中，所述卫星参数包括卫星轨道参数、卫星基本参数以及初始卫星轨道控制参数；
构建优化模型，根据所述优化模型、所述轨道动力学模型、所述卫星轨道参数以及所述卫星基本参数对所述初始卫星轨道控制参数进行优化得到优化后的轨道控制参数，其中，所述优化模型包括多个优化约束条件；
根据所述优化后的轨道控制参数控制吸气式推进系统收集空气以及排出空气实现对超低轨道卫星维轨。
在本申请实施例所提供的方案中，通过构建轨道动力学模型以及优化模型，对初始卫星轨道控制参数进行优化得到优化后的轨道控制参数，根据优化后的轨道控制参数控制吸气式推进系统收集空气以及排出空气实现对超低轨道卫星维轨。即将超低轨道大气作为推进系统工质，利用吸气式电推进系统将其转化为推力，用以弥补大气阻力带来的能量损耗；同时保证吸气弧段的吸气量与推进弧段消耗的气体量实现轨内平衡，克服超低轨卫星难以长期在轨维持的问题。
可选地，根据所述卫星参数以及所述大气参数构建轨道动力学模型，包括：
根据所述大气参数进行数据拟合得到大气密度与高度之间的对应关系，根据所述对应关系以及所述卫星参数构建大气阻力模型；
根据所述卫星轨道参数、所述卫星基本参数以及所述大气阻力模型构建所述轨道摄动模型。
可选地，根据所述优化模型、所述轨道动力学模型、所述卫星轨道参数以及所述卫星基本参数对所述初始卫星轨道控制参数进行优化得到优化后的轨道控制参数，包括：
根据所述初始卫星轨道控制参数、所述卫星轨道参数、所述卫星基本参数以及所述轨道动力学模型确定卫星排出空气结束时刻的状态信息；
判断所述状态信息以及所述初始卫星轨道控制参数是否满足所述多个优化约束条件；
若不满足，则优化调整所述初始卫星轨道控制参数，直到所述状态信息以及所述初始卫星轨道控制参数满足所述多个优化约束条件为止，得到所述优化后的轨道控制参数。
可选地，所述初始轨道控制参数包括以下部分或全部参数：收集空气所对应的弧段的真近点角、排出空气所对应的弧段的真近点角，电推进系统在所述弧段沿速度方向施加的推力或在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度。
可选地，若所述初始轨道控制参数不包括在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度，则所述排出空气所对应的弧段包括两段弧段，分别为第一弧段和第二弧段，所述真近点角包括所述第一弧段对应的第一真近点角以及所述第二弧段对应的第二真近点角，所述推力包括所述第一弧段对应的第一推力以及所述第二弧段对应的第二推力。
可选地，若所述初始轨道控制参数不包括在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度，根据所述优化后的轨道控制参数控制吸气式推进系统收集空气以及排出空气实现对超低轨道卫星维轨，包括：
根据所述收集空气所对应的弧段的真近点角确定卫星在超低轨道运行过程中收集空气的弧段，在卫星沿超低轨道运行的第一个周期内在所述收集空气的弧段收集空气；
在卫星沿超低轨道运行的第二个周期内分别根据所述第一推力在所述第一弧段排出空气以及根据所述第二推力在所述第二弧段排出空气，以实现对超低轨道卫星维轨，其中，所述第一个周期和第二个周期分别为卫星沿超低轨道运行的相邻两个运行周期。
可选地，若所述初始轨道控制参数包括在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度，则所述排出空气所对应的弧段包括一段弧段，为第三弧段，所述真近点角包括所述第三弧段对应的第三真近点角，所述推力包括所述第三弧段对应的第三推力。
可选地，若所述初始轨道控制参数包括在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度，根据所述优化后的轨道控制参数控制吸气式推进系统收集空气以及排出空气实现对超低轨道卫星维轨，包括：
在卫星沿超低轨道运行的一运行周期内，当运行到所述收集空气的弧段时收集空气，并根据脉冲速度在所述收集空气过程中在近地点施加沿速度方向化学推力；
在所述运行周期内，根据所述第三推力在所述第三弧段排出空气，以实现对超低轨道卫星维轨。
第二方面，本申请提供一种计算机设备，该计算机设备，包括：
存储器，用于存储至少一个处理器所执行的指令；
处理器，用于执行存储器中存储的指令执行第一方面所述的方法。
第三方面，本申请提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，当所述计算机指令在计算机上运行时，使得计算机执行第一方面所述的方法。
附图说明
图1为本申请实施例所提供的一种超低轨道卫星的轨道维持方法的流程示意图；
图2为本申请实施例所提供的一种吸气式推进系统的工作示意图；
图3为本申请实施例所提供的一种吸气式推进系统和化学推进系统结合的工作示意图；
图4为本申请实施例所提供的一种基于吸气式推进系统和化学推进系统结合的轨道控制参数优化过程示意图；
图5a为本申请实施例所提供的一种在轨维持中半长轴随时间变化图；
图5b为本申请实施例所提供的一种在轨维持中偏心率随时间变化图；
图5c为本申请实施例所提供的一种在轨维持中轨道高度随时间变化图；
图6为本申请实施例所提供的一种基于吸气式推进系统的轨道控制参数优化过程示意图；
图7a为本申请实施例所提供的一种在轨维持中半长轴随时间变化图；
图7b为本申请实施例所提供的一种在轨维持中偏心率随时间变化图；
图7c为本申请实施例所提供的一种在轨维持中轨道高度随时间变化图；
图8为本申请实施例所提供的一种计算机设备的结构示意图。
具体实施方式
本申请实施例提供的方案中，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本申请保护的范围。
以下结合说明书附图对本申请实施例所提供的一种超低轨道卫星的轨道维持方法做进一步详细的说明，该方法具体实现方式可以包括以下步骤(方法流程如图1所示)：
步骤101，设置卫星参数以及大气参数，根据所述卫星参数以及所述大气参数构建轨道动力学模型，其中，所述卫星参数包括卫星轨道参数、卫星基本参数以及初始卫星轨道控制参数。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，卫星参数包括卫星轨道参数、卫星基本参数以及初始卫星轨道控制参数，其中，卫星轨道参数包括轨道半长轴a、偏心率e、升交点赤经Ω、倾角i、近地点辐角ω和真近点角θ；卫星基本参数包括卫星初始状态、卫星的迎风面积、卫星面质比及质量、电推进系统的比冲ISP以及多孔板的面积SI；初始卫星轨道控制参数包括轨道预报初始时间、轨道控制时长、初始的收集空气所对应的弧段的真近点角、排出空气所对应的弧段的真近点角，电推进系统在所述弧段沿速度方向施加的推力或在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度。大气参数包括阻力系数、大气密度等。
进一步，在一种可能实现的方式中，所述初始轨道控制参数包括以下部分或全部参数：收集空气所对应的弧段的真近点角、排出空气所对应的弧段的真近点角，电推进系统在所述弧段沿速度方向施加的推力或在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，初始轨道控制参数除了包括收集空气所对应的弧段的真近点角、排出空气所对应的弧段的真近点角，电推进系统在所述弧段沿速度方向施加的推力之外，还可以包括在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度，即卫星运动过程中在近地点处沿速度方向施加一个化学推力产生的脉冲速度。因此，在本申请实施例所提供的方案中，存在如下两种情况：
情况1、当初始轨道控制参数包括在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度时，在通过吸气式推进系统维持轨道的过程中，还要需要通过化学推进系统在近地点处对卫星施加化学推力，即为了维持卫星超低轨轨道将吸气式推进系统与化学式推进系统结合来对卫星施加推力以保持卫星轨道。
情况2、当初始轨道控制参数不包括在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度时，说明在维持卫星超低轨轨道过程中完全采用吸气式推进系统来对卫星施加推力以保持卫星轨道(即基于轨内平衡实现维持卫星轨道)。
进一步，在一种可能实现的方式中，若所述初始轨道控制参数不包括在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度，则所述排出空气所对应的弧段包括两段弧段，分别为第一弧段和第二弧段，所述真近点角包括所述第一弧段对应的第一真近点角以及所述第二弧段对应的第二真近点角，所述推力包括所述第一弧段对应的第一推力以及所述第二弧段对应的第二推力。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，若初始轨道控制参数不包括在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度，即完全采用吸气式推进系统来对卫星施加推力以保持卫星轨道。维持卫星轨道的控制周期包括两个卫星运行周期，在卫星运行过程中需要选择出不同位置的两段来排气。具体的，参见图2所示，对于一个轨道控制周期中的第一个运行周期，当卫星处在近地点附近高度为180km至240km的AB区域内(吸气段)，开始高效收集超低轨道大气。对于同一个轨道控制周期中的第二个运行周期，当卫星运行至真近点角270度附近的对称弧段EF区域(推进段1)和近地点附近对称弧段CD区域(推进段2)时，电推进系统利用在近地点附近收集的工质，对其进行加速转化为有限推力。当卫星运行至C点时，轨道半长轴和偏心率恢复到初始状态，其中第二个运行周期内推进弧段消耗的气体量全部由第一个运行周期内吸气弧段的吸气量提供，即实现推进工质的轨内平衡，从而实现在不消耗燃料的情况下保持轨道形状。
进一步，在一种可能实现的方式中，若所述初始轨道控制参数包括在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度，则所述排出空气所对应的弧段包括一段弧段，为第三弧段，所述真近点角包括所述第三弧段对应的第三真近点角，所述推力包括所述第三弧段对应的第三推力。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，若初始轨道控制参数包括在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度，即吸气式推进系统与化学推进系统结合的模式来对卫星施加推力以保持卫星轨道。维持卫星轨道的控制周期包括一个卫星运行周期，在卫星运行过程中需要选择出以近地点为中心的一个弧段作为收集空气的弧段，且在近地点处通过化学推进系统施加一个沿速度方向的脉冲速度，选择以远地点为中心的一个弧段作为排出空气的弧段。具体的，参见图3所示，当到达近地点附近高度为180km至240km的区域时，开始高效收集超低轨道大气；同时，当卫星运行至近地点F处，通过化学推进施加沿速度方向脉冲Δvp；当卫星运行至远地点附近对称弧段AC区域时，电推进系统利用在近地点附近收集的工质，对其进行加速转化为有限推力。当卫星运行至C点时，轨道半长轴和偏心率恢复到初始状态。
进一步，在本申请实施例所提供的方案中，根据所述卫星参数以及所述大气参数构建轨道动力学模型的方式有多种，下面以其中一种为例进行说明。
在一种可能实现方式中，根据所述卫星参数以及所述大气参数构建轨道动力学模型，包括：根据所述大气参数进行数据拟合得到大气密度与高度之间的对应关系，根据所述对应关系以及所述卫星参数构建大气阻力模型；根据所述卫星轨道参数、所述卫星基本参数以及所述大气阻力模型构建所述轨道摄动模型。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，轨道动力学模型包括大气阻力模型和轨道摄动模型。由于采用吸气式推进系统来对卫星施加推力以保持卫星轨道包括两种模式，一种是吸气式推进系统与化学推进系统结合的模式，一种是完全采用吸气式推进系统的模式。针对不同模式构建的轨道动力学模型的方式也不同，为了便于理解下面分别针对上述两种吸气式推进系统来对构建轨道动力学模型的过程进行简要介绍。
一、吸气式推进系统与化学推进系统结合的模式所对应的轨道动力学模型构建过程
具体的，设置初始轨道的近地点和远地点高度分别为180km和350km，则对应的半长轴为6643.14km、偏心率为0.0128。设计初始轨道的轨道倾角、升交点赤经和近地点辐角为0，真近点角为180°。
然后，根据所述大气参数进行数据拟合得到大气密度与高度之间的对应关系，根据所述对应关系以及所述卫星参数构建大气阻力模型。具体的，大气阻力模型如下所示：
Figure BDA0003063060800000081
其中，D表示大气阻力；CD为阻力系数；ρ为大气密度；S为卫星的迎风面积；m为卫星的质量；v表示航天器相对于大气的飞行速度；ev为沿卫星轨道速度方向的单位矢量，阻力矢量D与轨道速度矢量v方向相反。
对于大气阻力模型，本申请考虑大气密度随高度的变化特点，采用基于CFD方法得到的连续介质区域内大气密度和基于DSMC方法得到的稀薄介质区域内大气密度，进行分段拟合计算大气密度，以减小与实际密度值的误差。
进一步，在构建出大气阻力模型之后，根据卫星参数和大气阻力模型构建轨道摄动模型。具体的，轨道摄动模型如下所示：
Figure BDA0003063060800000091
Figure BDA0003063060800000092
Figure BDA0003063060800000093
Figure BDA0003063060800000094
Figure BDA0003063060800000095
Figure BDA0003063060800000096
其中，a表示轨道半长轴；e表示偏心率；Ω表示升交点赤经；i表示倾角；ω表示近地点辐角；u表示；θ表示真近点角；p表示半通径；r表示卫星与地球的距离；v的定义同上；μ表示地球的引力常数；ft表示摄动加速度的切向分量，沿着当前轨道速度方向；fm表示摄动加速度的法向分量，在轨道平面上背离曲率中心；fh表示摄动加速度的副法向分量，垂直于轨道平面，沿着动量矩矢量H方向。针对超低轨道卫星，其摄动加速度主要包括大气阻力和控制力。
二、完全采用吸气式推进系统的模式所对应的轨道动力学模型构建过程
具体的，设置卫星参数中初始轨道的近地点和远地点高度分别为180km和350km，根据近地点和远地点的高度确定初始轨道半长轴为643.14km、偏心率为0.0128。初始的轨道倾角、升交点赤经和近地点辐角设为0，真近点角设为180°。根据工程要求，阻力系数CD设置为2.2，卫星面质比设为0.02，卫星质量设为500Kg，吸气式电推进系统的比冲为6000秒，多孔板面积为2.2m2。
然后，根据所述大气参数进行数据拟合得到大气密度与高度之间的对应关系，根据所述对应关系以及所述卫星参数构建大气阻力模型。具体的，大气阻力模型如下所示：
Figure BDA0003063060800000101
其中，D表示大气阻力；CD表示阻力系数；ρ表示大气密度；S表示卫星的迎风面积；m表示卫星的质量；v表示航天器相对于大气的飞行速度。
进一步，考虑大气阻力和远地点附近的小推力作用，建立轨道递推模型，进行卫星星历预报。由于主要考虑轨道平面内的变化，建立轨道半长轴a和偏心率e的摄动方程如下：
Figure BDA0003063060800000102
Figure BDA0003063060800000103
其中，μ表示地球的引力常数；r表示卫星与地球的距离，v表示航天器相对于大气的飞行速度矢量；ft表示沿当前轨道速度方向的摄动加速度切向分量；fm表示在轨道平面上背离曲率中心的摄动加速度法向分量。
进一步，为了防止误差累积，每个控制周期的具体策略都需要重新计算。在一个轨道控制周期内，卫星第二次达到近地点附近，当真近点角θ满足π-θA≤θ≤π+θA时，
Figure BDA0003063060800000104
当真近点角θ满足
Figure BDA0003063060800000105
时，
Figure BDA0003063060800000106
当卫星处在其它位置上，
Figure BDA0003063060800000107
为了保证姿态控制系统简单可靠性同时考虑现有的技术水平，不施加法向加速度，则摄动加速度分量fm等于0。
步骤102，构建优化模型，根据所述优化模型、所述轨道动力学模型、所述卫星轨道参数以及所述卫星基本参数对所述初始卫星轨道控制参数进行优化得到优化后的轨道控制参数，其中，所述优化模型包括多个优化约束条件。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，在构建出轨道动力学模型之后，还需要构建优化模型，其中优化模型主要是包括多个优化约束条件。不同系统模式下优化约束条件也不同，为了便于理解下面分别上述两种模式为了对优化模型中的优化约束条件进行简要介绍。
1、吸气式推进系统与化学推进系统结合的模式所对应的优化模型
具体的，对于吸气式推进系统与化学推进系统结合的模式不仅需要考虑收集气体弧段、排出气体弧段以及排出弧段的推力，还需要考虑在近地点处施加的脉冲速度。为了实现卫星轨道保持，优化模型中的多个约束条件需要保证卫星在控制结束后(即排出气体之后)卫星的状态达到初始状态，即轨道半长轴和偏心率恢复初值；另外还需要保证卫星消耗的化学燃料最少以及最大化空气工质的利用率。这种情况一般是当卫星运动到近地点附近预设范围内时，收集空气作为工质，且在卫星运动到近地点时施加一个速度方向的脉冲速度；控制卫星运动到运地点附近预设范围内时，排出空气，且排出的空气量不大于收集的空气量。基于该理论，优化模型如下所示：
min f1(θA，Fa，Δvp)＝Δvp
f2(θA，Fa，Δvp)＝Q-mF
s.t|aB-a0|＝0
|eB-e0|＝0
其中，mF为卫星在推进段消耗的工质质量，Q为卫星在吸气段获取的超低轨大气质量；aB和eB分别为卫星经过一个轨道控制周期后所处位置对应的半长轴和偏心率；a0和e0分别为卫星初始轨道的半长轴和偏心率；θA为排出空气所对应的弧段的真近点角；Fa表示在排出空气所对应的弧段利用电推进系统沿速度方向施加的有限推力。
2、完全采用吸气式推进系统的模式所对应的优化模型
具体的，对于完全采用吸气式推进系统的模式在卫星轨道维持过程中，仅通过收集空气以及排出空气来实现轨道位置保持，以最小化轨道控制时间和总推力大小为目标，设置轨道半长轴和偏心率偏差的误差容限分别为100m和1e-5，建立具体的优化模型如下：
Figure BDA0003063060800000111
Figure BDA0003063060800000121
s.t|aB-a0|≤100
|eB-e0|≤1e-5
Figure BDA0003063060800000122
mF-Q≤0
基于现有推进系统水平和实际情况，设置优化变量的范围如下：
0≤θA≤90°
0≤θB≤90°
0≤Fa≤250mN
0≤Fb≤250mN
其中，θA为第一次排出空气的弧段对应的真近点角；θB为第二次排出空气的弧段对应的真近点角；Fa表示利用电推进系统在第一次排出空气的弧段沿速度方向施加的有限推力；Fb表示利用电推进系统在第二次排出空气的弧段沿速度方向施加的有限推力。
进一步，在构建优化模型之后，根据所述优化模型、所述轨道动力学模型、所述卫星轨道参数以及所述卫星基本参数对所述初始卫星轨道控制参数进行优化得到优化后的轨道控制参数。具体的，根据所述优化模型、所述轨道动力学模型、所述卫星轨道参数以及所述卫星基本参数对所述初始卫星轨道控制参数进行优化得到优化后的轨道控制参数的方式有多种，下面以其中一种为例进行说明。
在一种可能实现的方式中，根据所述优化模型、所述轨道动力学模型、所述卫星轨道参数以及所述卫星基本参数对所述初始卫星轨道控制参数进行优化得到优化后的轨道控制参数，包括：
根据所述初始卫星轨道控制参数、所述卫星轨道参数、所述卫星基本参数以及所述轨道动力学模型确定卫星排出空气结束时刻的状态信息；
判断所述状态信息以及所述初始卫星轨道控制参数是否满足所述多个优化约束条件；
若不满足，则优化调整所述初始卫星轨道控制参数，直到所述状态信息以及所述初始卫星轨道控制参数满足所述多个优化约束条件为止，得到所述优化后的轨道控制参数。
具体的，由于卫星实现轨道维持包括上述两种模式，针对不同模式构建的优化初始卫星轨道控制参数的过程也不同，为了便于理解下面分别针对上述两种吸气式推进系统来对优化初始卫星轨道控制参数的过程进行简要介绍
1)、吸气式推进系统与化学推进系统结合的模式所对应的优化初始卫星轨道控制参数的过程
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，针对超低轨道卫星，其摄动加速度主要包括大气阻力和控制力。具体轨道递推如下：
Step1、令当前时间t＝0，递推总时间为T，设置积分步长dt。
Step2、基于上文中的轨道摄动模型进行轨道积分，摄动加速度分量fm和fh等于0；当轨道真近点角θ满足
当真近点角θ满足π-θA≤θ≤π+θA时，
Figure BDA0003063060800000131
当卫星处在其它位置上，
Figure BDA0003063060800000132
此外，当轨道真近点角θ等于0时，半长轴和偏心率发生突变，对应的增量为
Figure BDA0003063060800000133
和
Figure BDA0003063060800000134
其中，Δvp为近地点处沿速度方向的脉冲速度。
Step3、更新当前时间t＝t+dt，判断t≤T是否满足，如果满足跳出循环输出结果，否则返回Step2。
具体的，优化初始卫星轨道控制参数的过程如图4所示，具体步骤如下：
步骤1，设置初始轨道参数，记基准轨道的轨道要素为：
Xd＝[6643.14km，0.0128，0，0，0，π]
任务初始的实际轨道要素X0与Xd相同；令当前轨道控制周期k＝1，当前轨道保持时间t＝0，总轨道保持时间Tc。
步骤2，针对第k个轨道控制周期，基于优化模型，以Xd为目标轨道，利用多目标优化算法(NSGA-II)求解。给出与优化目标对应的控制策略，包括控制弧段θA *、有限推力Fa *和速度脉冲Δvp *。其中需要多次调用轨道动力学模型，以X0作为初值进行积分，获得小推力结束时刻(C处)对应的轨道状态。
步骤3，基于优化设计得到的轨道控制策略[θA *，Fa *，Δvp *]，调用轨道动力学模块计算在第k个轨道控制周期上对应的轨道状态，以其末状态Xk作为第k+1个轨道控制周期的初值X0，记第k个轨道控制周期对应的轨道保持时间为tcontrol。
步骤4，更新当前轨道保持时间t＝t+tcontrol，如果t＜Tc，返回步骤2；否则跳出循环，输出轨控策略和对应的轨道状态变化。
设置轨道保持时间不低于一天。电推进系统的比冲为2000s，多孔板面积为0.11m2。得到的轨道半长轴、偏心率和高度随时间变化如图5a、图5b以及图5c所示。在一天中轨道半长轴距离基准值的最大变化范围不超过为500m，偏心率距离基准值的最大范围不超过6e-5，轨道近地点和远地点高度都维持在原有水平，基本无误差。以第一个轨道控制周期为例：优化得到的轨控弧段θA为53.4368度，有限推力Fa为3.4129mN，速度脉冲Δvp为0.3733m/s；吸气弧段的吸气量为557.6744mg，推进弧段消耗的气体量为285.5674mg。
2)、完全采用吸气式推进系统的模式所对应的优化初始卫星轨道控制参数的过程
具体的，在每个轨道控制周期内基于上述建立的优化模型，以初始基准轨道为目标，利用优化模型中的优化约束条件求解满足工程要求的轨道控制参数。其中，在优化的过程中可能需要多次调用轨道摄动模型获得小推力结束时刻(即位置C处)对应的轨道。判断是否结束轨道控制，如果否，则继续下一个轨道控制周期的优化。为了便于理解下面对优化过程进行简要介绍，参见图6所示，优化步骤如下所示：
步骤1，设置的初始轨道参数，记基准轨道的轨道要素为：
Xd＝[6643.14km，0.0128，0，0，0，π]
任务初始的实际轨道要素X0与Xd相同；令当前轨道控制周期k＝1，当前轨道保持时间t＝0，总轨道保持时间Tc。
步骤2，针对第k个轨道控制周期，以Xd为目标轨道，求解对应的多目标优化问题。其中需要以X0作为积分初值，多次调用轨道摄动模型，直至满足优化算法的迭代收敛条件，得到最优的轨道控制策略，包括控制弧段θA *、θB *和有限推力Fa *、Fb *。
步骤3，根据最优轨道控制策略[θA *，θB *，Fa *，Fb *]，调用轨道摄动模块计算在第k个轨道控制周期对应的轨道状态，以其末状态Xk作为第k+1个轨道控制周期的轨道初值X0，记第k个轨道控制周期对应的轨道保持时间为tcontrol。
步骤4，更新当前轨道控制时间t＝t+tcontrol，如果t＜Tc，返回步骤2；否则跳出循环，输出轨控策略和对应的轨道状态变化。
设置轨道保持时间不低于一天，得到的轨道半长轴、偏心率和高度随时间变化如图7a、图7b以及图7c所示。经过94730秒的仿真后，轨道半长轴的变化量不超过100米，轨道偏心率的变化量不超过0.0002。由于大约两个轨道周期为一控制周期，轨道高度也呈现周期性变化，一个控制周期中第一个轨道周期的远地点低于第二个，第一个和第二个轨道周期的远地点偏差量分别不超过3km和1km，均在误差允许范围内。近地点轨道高度基本上无偏差。以第一个控制周期为例，轨道控制策略为：θA为64.9134度，θB为11.5324度，Fa为229.6941mN，Fb为146.3554mN；吸气弧段的吸气量为10.08g，推进弧段消耗的气体总量为8.5152g。
在优化的过程中，利用龙格库塔方法对轨道摄动模型进行积分，预报卫星星历，得到任意时刻的轨道状态。同时对下式积分，计算卫星在近地点附近临近空间内收集以及在远地点附近消耗的气体工质量：
Figure BDA0003063060800000151
Figure BDA0003063060800000152
Figure BDA0003063060800000161
其中，h表示轨道高度。
步骤103，根据所述优化后的轨道控制参数控制吸气式推进系统收集空气以及排出空气实现对超低轨道卫星维轨。
进一步，在一种可能实现的方式中，若所述初始轨道控制参数不包括在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度，根据所述优化后的轨道控制参数控制吸气式推进系统收集空气以及排出空气实现对超低轨道卫星维轨，包括：
根据所述收集空气所对应的弧段的真近点角确定卫星在超低轨道运行过程中收集空气的弧段，在卫星沿超低轨道运行的第一个周期内在所述收集空气的弧段收集空气；
在卫星沿超低轨道运行的第二个周期内分别根据所述第一推力在所述第一弧段排出空气以及根据所述第二推力在所述第二弧段排出空气，以实现对超低轨道卫星维轨，其中，所述第一个周期和第二个周期分别为卫星沿超低轨道运行的相邻两个运行周期。
进一步，在一种可能实现的方式中，若所述初始轨道控制参数包括在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度，根据所述优化后的轨道控制参数控制吸气式推进系统收集空气以及排出空气实现对超低轨道卫星维轨，包括：
在卫星沿超低轨道运行的一运行周期内，当运行到所述收集空气的弧段时收集空气，并根据脉冲速度在所述收集空气过程中在近地点施加沿速度方向化学推力；
在所述运行周期内，根据所述第三推力在所述第三弧段排出空气，以实现对超低轨道卫星维轨。
在本申请实施例所提供的方案中，通过构建轨道动力学模型以及优化模型，对初始卫星轨道控制参数进行优化得到优化后的轨道控制参数，根据优化后的轨道控制参数控制吸气式推进系统收集空气以及排出空气实现对超低轨道卫星维轨。即将超低轨道大气作为推进系统工质，利用吸气式电推进系统将其转化为推力，用以弥补大气阻力带来的能量损耗；同时保证吸气弧段的吸气量与推进弧段消耗的气体量实现轨内平衡，克服超低轨卫星难以长期在轨维持的问题。
参见图8，本申请提供一种计算机设备，该计算机设备，包括：
存储器801，用于存储至少一个处理器所执行的指令；
处理器802，用于执行存储器中存储的指令执行图1所述的方法。
本申请提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，当所述计算机指令在计算机上运行时，使得计算机执行图1所述的方法。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器和光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种超低轨道卫星的轨道维持方法，其特征在于，包括：
设置卫星参数以及大气参数，根据所述卫星参数以及所述大气参数构建轨道动力学模型，其中，所述卫星参数包括卫星轨道参数、卫星基本参数以及初始卫星轨道控制参数；
构建优化模型，根据所述优化模型、所述轨道动力学模型、所述卫星轨道参数以及所述卫星基本参数对所述初始卫星轨道控制参数进行优化得到优化后的轨道控制参数，其中，所述优化模型包括多个优化约束条件；
根据所述优化后的轨道控制参数控制吸气式推进系统收集空气以及排出空气实现对超低轨道卫星维轨。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述卫星参数以及所述大气参数构建轨道动力学模型，包括：
根据所述大气参数进行数据拟合得到大气密度与高度之间的对应关系，根据所述对应关系以及所述卫星参数构建大气阻力模型；
根据所述卫星轨道参数、所述卫星基本参数以及所述大气阻力模型构建所述轨道摄动模型。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，根据所述优化模型、所述轨道动力学模型、所述卫星轨道参数以及所述卫星基本参数对所述初始卫星轨道控制参数进行优化得到优化后的轨道控制参数，包括：
根据所述初始卫星轨道控制参数、所述卫星轨道参数、所述卫星基本参数以及所述轨道动力学模型确定卫星排出空气结束时刻的状态信息；
判断所述状态信息以及所述初始卫星轨道控制参数是否满足所述多个优化约束条件；
若不满足，则优化调整所述初始卫星轨道控制参数，直到所述状态信息以及所述初始卫星轨道控制参数满足所述多个优化约束条件为止，得到所述优化后的轨道控制参数。
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述初始轨道控制参数包括以下部分或全部参数：收集空气所对应的弧段的真近点角、排出空气所对应的弧段的真近点角，电推进系统在所述弧段沿速度方向施加的推力或在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度。
5.如权利要求1～4任一项所述的方法，其特征在于，若所述初始轨道控制参数不包括在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度，则所述排出空气所对应的弧段包括两段弧段，分别为第一弧段和第二弧段，所述真近点角包括所述第一弧段对应的第一真近点角以及所述第二弧段对应的第二真近点角，所述推力包括所述第一弧段对应的第一推力以及所述第二弧段对应的第二推力。
6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，若所述初始轨道控制参数不包括在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度，根据所述优化后的轨道控制参数控制吸气式推进系统收集空气以及排出空气实现对超低轨道卫星维轨，包括：
根据所述收集空气所对应的弧段的真近点角确定卫星在超低轨道运行过程中收集空气的弧段，在卫星沿超低轨道运行的第一个周期内在所述收集空气的弧段收集空气；
在卫星沿超低轨道运行的第二个周期内分别根据所述第一推力在所述第一弧段排出空气以及根据所述第二推力在所述第二弧段排出空气，以实现对超低轨道卫星维轨，其中，所述第一个周期和第二个周期分别为卫星沿超低轨道运行的相邻两个运行周期。
7.如权利要6所述的方法，其特征在于，若所述初始轨道控制参数包括在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度，则所述排出空气所对应的弧段包括一段弧段，为第三弧段，所述真近点角包括所述第三弧段对应的第三真近点角，所述推力包括所述第三弧段对应的第三推力。
8.如权利要求7项所述的方法，其特征在于，若所述初始轨道控制参数包括在近地点处沿速度方向施加的脉冲速度，根据所述优化后的轨道控制参数控制吸气式推进系统收集空气以及排出空气实现对超低轨道卫星维轨，包括：
在卫星沿超低轨道运行的一运行周期内，当运行到所述收集空气的弧段时收集空气，并根据脉冲速度在所述收集空气过程中在近地点施加沿速度方向化学推力；
在所述运行周期内，根据所述第三推力在所述第三弧段排出空气，以实现对超低轨道卫星维轨。
9.一种计算机设备，其特征在于，包括：
存储器，用于存储至少一个处理器所执行的指令；
处理器，用于执行存储器中存储的指令执行如权利要求1～8任一项所述的方法。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，当所述计算机指令在计算机上运行时，使得计算机执行如权利要求1～8任一项所述的方法。
CN202110518768.8A 2021-05-12 2021-05-12 一种超低轨道卫星的轨道维持方法 Active CN113378290B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110518768.8A CN113378290B (zh) 2021-05-12 2021-05-12 一种超低轨道卫星的轨道维持方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110518768.8A CN113378290B (zh) 2021-05-12 2021-05-12 一种超低轨道卫星的轨道维持方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113378290A true CN113378290A (zh) 2021-09-10
CN113378290B CN113378290B (zh) 2022-11-11

Family

ID=77572621

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110518768.8A Active CN113378290B (zh) 2021-05-12 2021-05-12 一种超低轨道卫星的轨道维持方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113378290B (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114313313A (zh) * 2021-12-09 2022-04-12 哈尔滨工业大学 全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的方法、装置及介质
CN114488806A (zh) * 2022-01-21 2022-05-13 北京航空航天大学 一种基于最优滑模控制的连续推力轨道维持方法
CN115320891A (zh) * 2022-10-12 2022-11-11 北京航天驭星科技有限公司 一种基于虚拟卫星的近圆标称轨道控制方法
CN115758707A (zh) * 2022-11-10 2023-03-07 北京航天驭星科技有限公司 卫星东西保持策略模型的建模方法、模型、获取方法
CN116108319A (zh) * 2023-04-10 2023-05-12 中国人民解放军32035部队 一种恒定推力模式持续机动卫星的轨道预报方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8228230B1 (en) * 2010-04-07 2012-07-24 Stmicroelectronics S.R.L. Satellite orbit prediction method, receiving apparatus and navigation satellite system employing the method
CN110083170A (zh) * 2019-04-11 2019-08-02 北京航空航天大学 一种使用固体微推力器进行轨道保持的优化控制方法
CN112257343A (zh) * 2020-10-22 2021-01-22 上海卫星工程研究所 一种高精度地面轨迹重复轨道优化方法及系统
CN112769466A (zh) * 2020-12-22 2021-05-07 火眼位置数智科技服务有限公司 低轨卫星星座构型保持方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8228230B1 (en) * 2010-04-07 2012-07-24 Stmicroelectronics S.R.L. Satellite orbit prediction method, receiving apparatus and navigation satellite system employing the method
CN110083170A (zh) * 2019-04-11 2019-08-02 北京航空航天大学 一种使用固体微推力器进行轨道保持的优化控制方法
CN112257343A (zh) * 2020-10-22 2021-01-22 上海卫星工程研究所 一种高精度地面轨迹重复轨道优化方法及系统
CN112769466A (zh) * 2020-12-22 2021-05-07 火眼位置数智科技服务有限公司 低轨卫星星座构型保持方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
王炯琦等: "基于多模型最优融合的双星定位系统一体化精密定轨方法", 《空间科学学报》 *

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114313313A (zh) * 2021-12-09 2022-04-12 哈尔滨工业大学 全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的方法、装置及介质
CN114313313B (zh) * 2021-12-09 2023-02-28 哈尔滨工业大学 全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的方法、装置及介质
CN114488806A (zh) * 2022-01-21 2022-05-13 北京航空航天大学 一种基于最优滑模控制的连续推力轨道维持方法
CN115320891A (zh) * 2022-10-12 2022-11-11 北京航天驭星科技有限公司 一种基于虚拟卫星的近圆标称轨道控制方法
CN115758707A (zh) * 2022-11-10 2023-03-07 北京航天驭星科技有限公司 卫星东西保持策略模型的建模方法、模型、获取方法
CN116108319A (zh) * 2023-04-10 2023-05-12 中国人民解放军32035部队 一种恒定推力模式持续机动卫星的轨道预报方法
CN116108319B (zh) * 2023-04-10 2023-08-11 中国人民解放军32035部队 一种恒定推力模式持续机动卫星的轨道预报方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113378290B (zh) 2022-11-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113378290B (zh) 一种超低轨道卫星的轨道维持方法
CN109491246B (zh) 一种基于数值优化算法的自适应救援轨迹规划方法
CN106697333B (zh) 一种航天器轨道控制策略的鲁棒性分析方法
CN106892136B (zh) 一种基于天地通讯的航天飞行器轨道规划方法
CN109080854B (zh) 航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法
CN106021784B (zh) 一种基于两层优化策略的全轨迹优化设计方法
CN110031003A (zh) 一种火箭上面级最优可达轨道快速规划计算方法
CN109739262B (zh) 一种快速自主转移轨道控制方法
CN114715435A (zh) 一种解析的小推力圆轨道异面交会优化方法
Cerimele et al. A simplified guidance algorithm for lifting aeroassist orbital transfer vehicles
CN112572833A (zh) 基于吸气式电推进的智能姿轨控系统
CN104085539A (zh) 成像定标的姿态控制方法
CN112180968A (zh) 飞行器控制方法
CN113602535A (zh) 一种微纳卫星在轨自主交会控制的方法及计算机设备
CN107203133B (zh) 一种智能的月球软着陆轨道控制器
CN117610887A (zh) 一种基于太空加油站的geo太空垃圾清除任务规划方法
CN115072007B (zh) 基于自主任务规划的全电推进卫星轨道转移方法
CN115848648A (zh) 一种动能撞击小行星的伪谱轨道优化方法和装置
CN116301028A (zh) 基于吸气式高超声速平台的多约束在线飞行轨迹规划中段导引方法
CN109094819A (zh) 航天器受控再入落区设计方法
Mu et al. Robust guidance for a reusable launch vehicle in terminal phase
CN111306995B (zh) 一种面向弹体颤振抑制的组合控制器设计方法
Cianciolo et al. Autonomous aerobraking development software: Phase 2 summary
CN113176787A (zh) 一种基于落点预测的动力下降轨迹规划在线触发方法
CN112455725A (zh) 一种脉冲轨道转移向有限推力轨道转移转换的方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant