CN113602533B - 一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法 - Google Patents

一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法：S1：根据已知卫星瞬时轨道要素，卫星平均轨道要素；S2：根据卫星平均轨道要素与目标平均轨道要素差距以及误差容限大小，确定卫星所处控制状态；S3：根据卫星所处控制状态及第一控制方法确定所需气动力方向，确定气动舵偏转方向；S4：将卫星全部受力代入摄动方程，得到新的瞬时轨道要素；S5：利用新的瞬时轨道要素计算空间误差，判断空间误差径向分量是否大于给定最大值；若是，返回S2，重复S2～S5；若否，步骤S3中第一控制方法替换为第二控制方法，返回S2，重复S2～S5。本发明可保证超低轨卫星完成对地观测的主要任务，可利用超低地球轨道处的独特大气环境。

Description

一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法
技术领域
本发明涉及航天器轨道动力学技术领域，尤其涉及一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法。
背景技术
超低地球轨道是指平均轨道高度低于450km的地球轨道，超低轨卫星即为工作在超低轨道上的卫星，其轨道高度介于稠密大气层与传统近地轨道之间，弥补了从地面到外太空的一个空白区间，可以执行一些特殊任务并具有独特优势。相比于传统近地轨道卫星，超低轨卫星所处轨道高度更低，大气密度更大，气动力带来的影响更大。超低轨卫星的一个主要用途为对地观测，运行期间常期望卫星姿态保持对地稳定。因此，如何合理利用气动力，在辅助轨道控制的同时减小对任务的不利影响需要更深入的研究。
现阶段，应用于超低轨卫星及低轨卫星的自主轨道控制方法主要有两大类，一类是将自主控制问题转换为编队飞行问题，其中一个卫星是虚拟的，仅在重力作用下运行，并利用优化方法得到推力最小或成本最小的控制方法；另一类利用无阻力飞行技术，通过星载仪器准确测量大气阻力，施加控制力补偿大气阻力从而进行轨道保持。然而这些方法均将气动力视为阻力，施加控制力进行补偿或抵消，忽略了气动力作为轨道控制力的潜在用途。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法，用以在卫星姿态保持三轴对地稳定的前提下，实现超低轨卫星轨道保持的控制策略，保证任意纬度下卫星实际位置与标称轨道位置偏差在给定的范围内。
本发明提供的一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法，包括如下步骤：
S1：根据已知的卫星瞬时轨道要素，利用平跟估算法得到此时卫星的平均轨道要素；
S2：根据所述卫星平均轨道要素与目标平均轨道要素的差距以及误差容限的大小，确定卫星所处控制状态；
S3：根据所述卫星所处控制状态及第一控制方法确定所需气动力方向，从而确定气动舵的偏转方向；
S4：将卫星全部受力代入摄动方程进行积分，得到新的瞬时轨道要素；
S5：利用所述新的瞬时轨道要素计算空间误差，判断空间误差径向分量是否大于给定的最大值；若是，则返回步骤S2，重复执行步骤S2～步骤S5；若否，则将步骤S3中的第一控制方法替换为第二控制方法，返回步骤S2，重复执行步骤S2～步骤S5。
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法中，步骤S1，根据已知的卫星瞬时轨道要素，利用平跟估算法得到此时卫星的平均轨道要素，具体包括：
利用平跟估算法过滤掉轨道要素的短周期项，得到平均轨道要素。
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法中，步骤S2，根据卫星平均轨道要素与目标平均轨道要素的差距以及误差容限的大小，确定卫星所处控制状态，具体包括：
卫星平均半长轴am，目标平均半长轴am0，误差容限Δa。若初始时刻am≤am0，则需要控制半长轴增大直至am＞am0+Δa；若初始时刻am＞am0，则需要控制半长轴减小直至am＜am0-Δa。此后当am＜am0-Δa则控制半长轴增大直至am＞am0+Δa；当am＞am0+Δa则控制半长轴减小直至am＜am0-Δa，如此循环。其中Δa是个正数，代表半长轴误差容限的大小。
卫星平均轨道要素xm，目标平均轨道要素xm0，误差容限Δx。若|xm-xm0|≤Δx，则卫星处于误差容限范围内，不需要控制；若xm-xm0＞Δx，则卫星超出误差容限上限，需要控制其减小；若xm-xm0＜-Δx，则卫星超出误差容限下限，需要控制其增大。其中，卫星平均轨道要素xm包括卫星平均轨道倾角im、卫星平均升交点赤经Ωm、卫星平均偏心率exm和eym；目标平均轨道要素xm0包括目标平均轨道倾角im0、目标平均升交点赤经Ωm0、目标平均偏心率exm0和eym0；误差容限Δx是个正数，代表误差容限的大小。
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法中，步骤S3，根据卫星所处控制状态及第一控制方法确定所需气动力方向，从而确定气动舵的偏转方向，具体包括：
第一控制方法为利用推力控制卫星的半长轴，利用气动力控制卫星的轨道倾角、升交点赤经和偏心率，具体控制方法如下：
在地心惯性坐标系中，考虑摄动加速度的轨道要素变化如下：
Figure GDA0004058591400000031
Figure GDA0004058591400000032
Figure GDA0004058591400000033
Figure GDA0004058591400000034
Figure GDA0004058591400000035
S301.卫星轨道倾角和升交点赤经的控制方法
根据摄动方程的前两项，轨道倾角和升交点赤经只与法向加速度fh有关，所以法向力Fh主要用来控制卫星的轨道倾角和升交点赤经。考虑卫星在轨道上的位置，即纬度幅角u，控制分为以下9种情况：
情况(1)：当卫星轨道倾角超出误差容限上限、卫星升交点赤经超出误差容限上限时，在卫星纬度幅角处于第一象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第三象限时施加正向控制。
情况(2)：当卫星轨道倾角超出误差容限上限、卫星升交点赤经在误差容限范围内时，在卫星纬度幅角处于第一象限和第四象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第二象限和第三象限时施加正向控制。
情况(3)：当卫星轨道倾角超出误差容限上限、卫星升交点赤经超出误差容限下限时，在卫星纬度幅角处于第四象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第二象限时施加正向控制。
情况(4)：当卫星轨道倾角在误差容限范围内、卫星升交点赤经超出误差容限上限时，在卫星纬度幅角处于第一象限和第二象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第三象限和第四象限时施加正向控制。
情况(5)：当卫星轨道倾角在误差容限范围内、卫星升交点赤经在误差容限范围内时，不需要施加控制。
情况(6)：当卫星轨道倾角在误差容限范围内、卫星升交点赤经超出误差容限下限时，在卫星纬度幅角处于第三象限和第四象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第一象限和第二象限时施加正向控制。
情况(7)：当卫星轨道倾角超出误差容限下限、卫星升交点赤经超出误差容限上限时，在卫星纬度幅角处于第二象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第四象限时施加正向控制。
情况(8)：当卫星轨道倾角超出误差容限下限、卫星升交点赤经在误差容限范围内时，在卫星纬度幅角处于第二象限和第三象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第一象限和第四象限时施加正向控制。
情况(9)：当卫星轨道倾角超出误差容限下限、卫星升交点赤经超出误差容限下限时，在卫星纬度幅角处于第三象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第一象限时施加正向控制。
S302.卫星偏心率的控制方法
径向力Fr主要用来控制卫星的轨道倾角和升交点赤经，考虑卫星在轨道上的位置，即纬度幅角u，控制分为以下9种情况：
情况(1)：当卫星偏心率x向分量超出误差容限下限、y向分量超出误差容限下限时，在卫星纬度幅角处于第四象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第二象限时施加正向控制。
情况(2)：当卫星偏心率x向分量超出误差容限下限、y向分量在误差容限范围内时，在卫星纬度幅角处于第三象限和第四象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第一象限和第二象限时施加正向控制。
情况(3)：当卫星偏心率x向分量超出误差容限下限、y向分量超出误差容限上限时，在卫星纬度幅角处于第三象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第一象限时施加正向控制。
情况(4)：当卫星偏心率x向分量在误差容限范围内、y向分量超出误差容限下限时，在卫星纬度幅角处于第一象限和第四象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第二象限和第三象限时施加正向控制。
情况(5)：当卫星偏心率x向分量在误差容限范围内、y向分量在误差容限范围内时，不需要施加控制。
情况(6)：当卫星偏心率x向分量在误差容限范围内、y向分量超出误差容限上限时，在卫星纬度幅角处于第二象限和第三象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第一象限和第四象限时施加正向控制。
情况(7)：当卫星偏心率x向分量超出误差容限上限、y向分量超出误差容限下限时，在卫星纬度幅角处于第一象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第三象限时施加正向控制。
情况(8)：当卫星偏心率x向分量超出误差容限上限、y向分量在误差容限范围内时，在卫星纬度幅角处于第一象限和第二象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第三象限和第四象限时施加正向控制。
情况(9)：当卫星偏心率x向分量超出误差容限下限、y向分量超出误差容限上限时，在卫星纬度幅角处于第二象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第四象限时施加正向控制。
S303.卫星半长轴的控制方法
迹向推力Fu主要用来控制卫星的半长轴。由于其他轨道要素与目标轨道的差距会影响舵面的偏转情况，从而影响卫星受到的阻力大小，因此当半长轴小于或大于目标半长轴时，控制分别有81种情况。根据施加迹向推力Fu的大小，将所述81种情况整合成以下16种情况：
情况(1)：卫星轨道倾角和升交点赤经同时超出误差容限的上限或下限、卫星偏心率x向分量和y向分量同时超出误差容限的上限或下限。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力。
情况(2)：卫星轨道倾角和升交点赤经同时超出误差容限的上限或下限、卫星偏心率x向分量和y向分量中的一个在误差容限范围内。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力。
情况(3)：卫星轨道倾角和升交点赤经同时超出误差容限的上限或下限、卫星偏心率x向分量和y向分量一个超出误差容限的上限另一个超出误差容限的下限。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于卫星本体大气阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于卫星本体大气阻力的推力。
情况(4)：卫星轨道倾角和升交点赤经同时超出误差容限的上限或下限、卫星偏心率x向分量和y向分量均在误差容限范围内。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于卫星本体大气阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于卫星本体大气阻力的推力。
情况(5)：卫星轨道倾角和升交点赤经中的一个在误差容限范围内、卫星偏心率x向分量和y向分量同时超出误差容限的上限或下限。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力。
情况(6)：卫星轨道倾角和升交点赤经中的一个在误差容限范围内、卫星偏心率x向分量和y向分量中的一个在误差容限范围内。若需要控制卫星半长轴增大，则施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力。
情况(7)：卫星轨道倾角和升交点赤经中的一个在误差容限范围内、卫星偏心率x向分量和y向分量一个超出误差容限的上限另一个超出误差容限的下限。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力。
情况(8)：卫星轨道倾角和升交点赤经中的一个在误差容限范围内、卫星偏心率x向分量和y向分量均在误差容限范围内。若需要控制卫星半长轴增大，则施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力。
情况(9)：卫星轨道倾角和升交点赤经一个超出误差容限的上限另一个超出误差容限的下限、卫星偏心率x向分量和y向分量同时超出误差容限的上限或下限。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于卫星本体大气阻力的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于卫星本体大气阻力的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力。
情况(10)：卫星轨道倾角和升交点赤经一个超出误差容限的上限另一个超出误差容限的下限、卫星偏心率x向分量和y向分量中的一个在误差容限范围内。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力。
情况(11)：卫星轨道倾角和升交点赤经一个超出误差容限的上限另一个超出误差容限的下限、卫星偏心率x向分量和y向分量一个超出误差容限的上限另一个超出误差容限的下限。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力。
情况(12)：卫星轨道倾角和升交点赤经一个超出误差容限的上限另一个超出误差容限的下限、卫星偏心率x向分量和y向分量均在误差容限范围内。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于卫星本体大气阻力的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于卫星本体大气阻力的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力。
情况(13)：卫星轨道倾角和升交点赤经均在误差容限范围内、卫星偏心率x向分量和y向分量同时超出误差容限的上限或下限。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于卫星本体大气阻力的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于卫星本体大气阻力的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力。
情况(14)：卫星轨道倾角和升交点赤经均在误差容限范围内、卫星偏心率x向分量和y向分量中的一个在误差容限范围内。若需要控制卫星半长轴增大，则施加大于等于水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则施加小于等于水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力。
情况(15)：卫星轨道倾角和升交点赤经均在误差容限范围内、卫星偏心率x向分量和y向分量一个超出误差容限的上限另一个超出误差容限的下限。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于卫星本体大气阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于卫星本体大气阻力的推力。
情况(16)：卫星轨道倾角和升交点赤经均在误差容限范围内、卫星偏心率x向分量和y向分量均在误差容限范围内。若需要控制卫星半长轴增大，则施加大于等于卫星本体大气阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则施加小于等于卫星本体大气阻力的推力。
以上所提供的是推力选择的范围，在范围内的推力值都可以让卫星轨道要素向目标轨道要素变化。因此可以根据卫星轨道要素的变化情况选择不同大小的推力，也可以选择一个可以满足所有情况的恒定推力。
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法中，步骤S4，将卫星全部受力代入摄动方程进行积分，得到新的瞬时轨道要素，具体包括：考虑地球非球形引力、日月引力、太阳光压力、大气阻力以及气动舵产生气动力的影响，对步骤S3中的摄动方程进行积分，即可得到下一时刻的瞬时轨道要素。
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法中，步骤S5，利用瞬时轨道要素计算空间误差，判断空间误差径向分量是否大于给定的最大值；若是，则返回步骤S2，重复执行步骤S2～步骤S5；若否，则将步骤S3中的第一控制方法替换为第二控制方法，返回步骤S2，重复执行步骤S2～步骤S5，具体包括：
为精确描述任意纬度下卫星实际位置与标称轨道位置偏差，定义空间误差变量E＝(EN,ER)T，代表标称轨道和实际轨道与参考平面(轨道坐标系中径向与法向组成的平面)交点之间的向量差，EN为空间误差的法向分量，ER为空间误差的径向分量。
设实际轨道要素与标称轨道要素之差为(δa、δi、δΩ、δex、δey)，则管道半径法向、径向误差分别为：
Figure GDA0004058591400000101
其中，下角标m代表标称轨道的轨道要素，n为标称轨道的轨道角速度，ωe为地球自转角速度。
如果ER大于给定的最大值ERmax，则将步骤S3中的控制方法变为第二控制方法。第二控制方法为利用推力同时控制卫星的半长轴和偏心率，利用气动力控制卫星的轨道倾角和升交点赤经，具体控制方法如下。
利用平根估算法得到平根a、ex、ey与目标平均轨道要素对比，考虑卫星在轨道上的位置，即纬度幅角u，当半长轴小于或大于目标半长轴时，控制分别有9种情况：
情况(1)：卫星偏心率x向分量超出误差容限下限、y向分量超出误差容限下限。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限时施加大于总阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限时施加小于总阻力的推力。
情况(2)：卫星偏心率x向分量超出误差容限下限、y向分量在误差容限范围内。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第四象限时施加大于总阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第四象限时施加小于总阻力的推力。
情况(3)：卫星偏心率x向分量超出误差容限下限、y向分量超出误差容限上限。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第四象限时施加大于总阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第四象限时施加小于总阻力的推力。
情况(4)：卫星偏心率x向分量在误差容限范围内、y向分量超出误差容限下限。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第二象限时施加大于总阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第二象限时施加小于总阻力的推力。
情况(5)：卫星偏心率x向分量在误差容限范围内、y向分量在误差容限范围内。此时无论需要控制卫星半长轴如何变化，均施加等于总阻力的推力。
情况(6)：卫星偏心率x向分量在误差容限范围内、y向分量超出误差容限上限。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第三象限和第四象限时施加大于总阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第三象限和第四象限时施加小于总阻力的推力。
情况(7)：卫星偏心率x向分量超出误差容限上限、y向分量超出误差容限下限。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第二象限时施加大于总阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第二象限时施加小于总阻力的推力。
情况(8)：卫星偏心率x向分量超出误差容限上限、y向分量在误差容限范围内。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第二象限和第三象限时施加大于总阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第二象限和第三象限时施加小于总阻力的推力。
情况(9)：卫星偏心率x向分量超出误差容限上限、y向分量超出误差容限上限。若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第三象限时施加大于总阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第三象限时施加小于总阻力的推力。
在上述9种情况未提及的时间段内，施加等于总阻力的推力。
本发明提供的上述基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法，利用气动力辅助进行轨道控制，对不同的轨道条件，给出了两种控制方法，以保证在卫星姿态保持三轴对地稳定的前提下，任意纬度下卫星实际位置与标称轨道位置偏差距离能被控制在给定的范围内。上述算法可以保证超低轨卫星完成对地观测的主要任务，同时可以有效利用超低地球轨道处的独特大气环境，充分发挥气动力的作用，在保障超低轨卫星的长寿命在轨运行方面具有良好的推广前景。
附图说明
图1为本发明基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法的流程示意图。
图2a～2f为轨道倾角较小的超低轨卫星轨道要素变化图。
图3a～3f为轨道倾角较大的超低轨卫星轨道要素变化图。
图4为轨道倾角较大的超低轨卫星空间误差变化图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施方式中的附图，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施方式仅仅是作为例示，并非用于限制本发明。
本发明提供的一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法，包括如下步骤：
S1：根据已知的卫星瞬时轨道要素，利用平跟估算法得到此时卫星的平均轨道要素；
S2：根据所述卫星平均轨道要素与目标平均轨道要素的差距以及误差容限的大小，确定卫星所处控制状态；
S3：根据所述卫星所处控制状态及第一控制方法确定所需气动力方向，从而确定气动舵的偏转方向；
S4：将卫星全部受力代入摄动方程进行积分，得到新的瞬时轨道要素；
S5：利用所述新的瞬时轨道要素计算空间误差，判断空间误差径向分量是否大于给定的最大值；若是，则返回步骤S2，重复执行步骤S2～步骤S5；若否，则将步骤S3中的第一控制方法替换为第二控制方法，返回步骤S2，重复执行步骤S2～步骤S5。
本发明提供的上述基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法，所依托的设备包括GPS接收机、推力器、气动舵和星载计算机，对象是超低轨卫星。通过GPS接收机确定卫星的瞬时轨道要素，利用平跟估算法计算平均轨道要素，使用本发明提供的上述基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法求解控制所需气动力的方向，控制卫星向目标轨道要素变化，从而实现超低轨卫星轨道保持的控制策略。
下面通过一个具体的实施例并结合图1对本发明提供的上述基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法的具体实施进行详细说明。
实施例1：
第一步，根据已知的卫星瞬时轨道要素，利用平跟估算法得到此时卫星的平均轨道要素。
由于进行轨道控制时常使用平均轨道要素，所以需要利用平跟估算法过滤掉轨道要素的短周期项，得到平均轨道要素。
第二步，根据卫星平均轨道要素与目标平均轨道要素的差距以及误差容限的大小，确定卫星所处控制状态。
卫星平均半长轴am，目标平均半长轴am0，误差容限Δa。若初始时刻am≤am0，则需要控制半长轴增大直至am＞am0+Δa；若初始时刻am＞am0，则需要控制半长轴减小直至am＜am0-Δa。此后当am＜am0-Δa则控制半长轴增大直至am＞am0+Δa；当am＞am0+Δa则控制半长轴减小直至am＜am0-Δa，如此循环。其中Δa是个正数，代表半长轴误差容限的大小。卫星平均轨道要素xm，目标平均轨道要素xm0，误差容限Δx。若|xm-xm0|≤Δx，则卫星处于误差容限范围内，不需要控制；若xm-xm0＞Δx，则卫星超出误差容限上限，需要控制其减小；若xm-xm0＜-Δx，则卫星超出误差容限下限，需要控制其增大。
其中，卫星平均轨道要素xm包括卫星平均轨道倾角im、卫星平均升交点赤经Ωm、卫星平均偏心率exm和eym；目标平均轨道要素xm0包括目标平均轨道倾角im0、目标平均升交点赤经Ωm0、目标平均偏心率exm0和eym0；误差容限Δx是个正数，代表误差容限的大小。
第三步，根据卫星所处控制状态及第一控制方法确定所需气动力方向，从而确定气动舵的偏转方向。
在第一控制方法中，对轨道要素i、Ω的控制如下表1：
Figure GDA0004058591400000131
表1
其中，Fhd为舵面产生法向力的大小，单位为N；Fh单位为N，为正代表需要正向控制力，即需要气动舵正偏，为负代表需要负向控制力，即需要气动舵反偏。
对轨道要素ex、ey的控制如下表2：
ey
Figure GDA0004058591400000141
表2
对轨道要素a的控制如下表3：
Figure GDA0004058591400000142
Figure GDA0004058591400000151
表3
Figure GDA0004058591400000152
表4
其中，Fu单为迹向推力，Fuh为垂直舵偏转产生的阻力，Fur为水平舵偏转产生的阻力，d为本体大气阻力，单位均为N。
、表3
所提供的是推力选择的范围，在范围内的推力值都可以让轨道要素向目标轨道要素变化。因此可以根据轨道要素的变化情况选择不同大小的推力，也可以选择一个较大的、可以满足所有情况的恒定推力。
第四步，将卫星全部受力代入摄动方程进行积分，得到新的瞬时轨道要素。
在地心惯性坐标系中，考虑摄动加速度的轨道要素变化如下：
Figure GDA0004058591400000161
Figure GDA0004058591400000162
Figure GDA0004058591400000163
Figure GDA0004058591400000164
Figure GDA0004058591400000165
考虑地球非球形引力、日月引力、太阳光压力、大气阻力以及气动舵产生气动力的影响，对上面的摄动方程进行积分，即可得到下一时刻的瞬时轨道要素。
第五步，利用新的瞬时轨道要素计算空间误差，判断空间误差径向分量是否大于给定的最大值；若是，则返回第二步，重复执行第二步～第五步；若否，则将第三步中的第一控制方法替换为第二控制方法，返回返回第二步，重复执行第二步～第五步。
为精确描述任意纬度下卫星实际位置与标称轨道位置偏差，定义空间误差变量E＝(EN,ER)T，代表标称轨道和实际轨道与参考平面(轨道坐标系中径向与法向组成的平面)交点之间的向量差，EN为空间误差的法向分量，ER为空间误差的径向分量。
设实际轨道要素与标称轨道要素之差为(δa、δi、δΩ、δex、δey)，则空间误差法向、径向误差分别为：
Figure GDA0004058591400000166
其中，下角标m代表标称轨道的轨道要素，n为标称轨道的轨道角速度，ωe为地球自转角速度。
如果ER大于给定的最大值ERmax，则将步骤S3中的控制方法变为第二控制方法。第二控制方法为利用推力同时控制半长轴和偏心率，利用气动力控制轨道倾角和升交点赤经，具体控制方法如下。
利用平根估算法得到平根a、ex、ey与目标平均轨道要素对比，考虑卫星在轨道上的位置，即纬度幅角u，当半长轴小于或大于目标半长轴时，控制分别有9种情况。
半长轴小于目标半长轴，控制如下表5：
Figure GDA0004058591400000171
表5
半长轴大于目标半长轴，控制如下表6：
Figure GDA0004058591400000172
表6
其中，x≥0，为推力与阻力之差，可根据实际情况调整，单位为N；Fz为总阻力的大小，单位为N；在表格中未涉及的时间内，令Fu＝Fz。
本发明提供的上述基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法，根据不同的控制目标(目标轨道和误差容限)使用不同的控制方法：对于目标轨道轨道倾角较小或者误差容限较大的控制情况，可以使用第一控制方法，充分利用气动舵产生的气动力辅助轨道控制；对于目标轨道轨道倾角较大或者误差容限较小的控制情况，可以使用第二控制方法，减小水平舵的影响，从而更好地对轨道进行控制。通过不同的控制方法，最终实现保证任意纬度下卫星实际位置与标称轨道位置偏差在给定的范围内的目标。
下面从两个方面说明本发明实施例1提供的上述基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法的性能。
(1)下面通过求解较小轨道倾角的超低轨卫星五天内的轨道要素变化，分析本发明实施例1提供的上述基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法中第一控制方法的精度。
在利用摄动方程进行计算时，地球非球形引力保留至四阶，太阳光压选用球形模型和柱形地影模性。对于近圆轨道且近赤道，合适的轨道要素是a、ix、iy、ex、ey、u，其轨道要素初值、目标轨道要素及误差容限如表7所示。
Figure GDA0004058591400000181
表7
图2a～2f为轨道要素变化图，其中实线代表卫星实际轨道平均根数，虚线代表目标轨道平均根数，双划线代表误差容限的上下限。综合图2a～2f可以看出，各个轨道要素均可保持在误差容限范围内。在进入目标轨道要素的控制后，由图2a可以看出，半长轴的变化范围为6577.886366807677-6578.388251446397km，变化幅度为0.50188463871km；由图2b可以看出，轨道倾角x向变化范围为-0.003099101996106°-0.002957863384509°，变化幅度为0.006056965380615°；由图2c可以看出，轨道倾角y向变化范围为-0.003274206189226°-0.002974751403617°，变化幅度为0.006248957592843°；由图2d可以看出，偏心率x向变化范围为-1.859108482484272×10-4-1.314080001365552×10-4，变化幅度为3.173188483849824×10-4；由图2e可以看出，偏心率y向变化范围为-1.770974058195304×10-4-2.111765372029691×10-4，变化幅度为3.882739430224995×10-4。
(2)下面通过求解较大轨道倾角的超低轨卫星五天内的轨道要素及空间误差变化，分析本发明实施例1提供的上述基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法中第二控制方法的精度。
在利用摄动方程进行计算时，地球非球形引力保留至四阶，太阳光压选用球形模型和柱形地影模性。对于近圆轨道，合适的轨道要素是a、Ω、i、ex、ey、u，其轨道要素初值、目标轨道要素及误差容限如表8所示。其中，ERmax为给定的空间误差径向分量最大值(2000m)，RE为地球半径。
Figure GDA0004058591400000191
表8
为准确计算第二控制方法的精度，在实施例1中一直使用第二控制方法进行控制。图3a～3f为轨道要素变化图，各种线型代表含义同图2。图4为空间误差变化图，其中实线为总空间误差的大小，双划线为空间误差法向分量的大小，虚线为空间误差径向分量的大小。
综合图3a～3f可以看出，除轨道倾角外的其他轨道要素均可保持在误差容限范围内。由图3a可以看出，半长轴的变化范围为6574.527461608649-6575.682500004711km，变化范围为1.155038396062082km；结合图3c，计算得到升交点赤经最大偏差为0.003569510497853°；由图3d可以看出，偏心率x向变化范围为-2.408082013267672×10-4-2.259284306066677×10-4，
变化幅度为4.667366319334349×10-4；由图3e可以看出，偏心率y向变化范围为-2.468402868525201×10-4-5.577782614885356×10-5，
变化幅度为3.0261811300137366×10-4。由于轨道倾角利用气动力进行控制，而气动力是连续微小的力，因此当轨道倾角超出误差容限范围后，需要一定的时间才可以被控制回到误差容限内，结合图3b进行计算，此时轨道倾角的变化率约为5.0465747961511×10-4°/天。
由图4可以看出，空间误差径向分量最大值为1933.557452839258m，小于给定的空间误差径向分量最大值(2000m)。空间误差法向分量较小，总空间误差最大值为1937.651433869488m，从而实现了保证任意纬度下卫星实际位置与标称轨道位置偏差在给定的范围内的目标。
本发明提供的上述基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法，利用气动力辅助进行轨道控制，对不同的轨道条件，给出了两种控制方法，以保证在卫星姿态保持三轴对地稳定的前提下，任意纬度下卫星实际位置与标称轨道位置偏差距离能被控制在给定的范围内。上述算法可以保证超低轨卫星完成对地观测的主要任务，同时可以有效利用超低地球轨道处的独特大气环境，充分发挥气动力的作用，在保障超低轨卫星的长寿命在轨运行方面具有良好的推广前景。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (8)

1.一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法，其特征在于：该方法包括如下步骤：
S1：根据已知的卫星瞬时轨道要素，利用平跟估算法得到此时卫星的平均轨道要素；
S2：根据所述卫星平均轨道要素与目标平均轨道要素的差距以及误差容限的大小，确定卫星所处控制状态；
S3：根据所述卫星所处控制状态及第一控制方法确定所需气动力方向，从而确定气动舵的偏转方向；
S4：将卫星全部受力代入摄动方程进行积分，得到新的瞬时轨道要素；
S5：利用所述新的瞬时轨道要素计算空间误差，判断空间误差径向分量是否大于给定的最大值；若是，则返回步骤S2，重复执行步骤S2～步骤S5；若否，则将步骤S3中的第一控制方法替换为第二控制方法，返回步骤S2，重复执行步骤S2～步骤S5；
其中，步骤S3所述的第一控制方法，为利用推力控制卫星的半长轴，利用气动力控制卫星的轨道倾角、升交点赤经和偏心率；
其中，所述的第二控制方法，为利用推力同时控制卫星的半长轴和偏心率，利用气动力控制卫星的轨道倾角和升交点赤经。
2.根据权利要求1所述的一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法，其特征在于：所述步骤S2具体过程如下：
其中，卫星平均半长轴am，目标平均半长轴am0，误差容限Δa；若初始时刻am≤am0，则需要控制半长轴增大直至am＞am0+Δa；若初始时刻am＞am0，则需要控制半长轴减小直至am＜am0-Δa；此后当am＜am0-Δa则控制半长轴增大直至am＞am0+Δa；当am＞am0+Δa则控制半长轴减小直至am＜am0-Δa，如此循环；其中Δa是个正数，代表半长轴误差容限的大小；
其中，卫星平均轨道要素xm，目标平均轨道要素xm0，误差容限Δx；若|xm-xm0|≤Δx，则卫星处于误差容限范围内，不需要控制；若xm-xm0＞Δx，则卫星超出误差容限上限，需要控制其减小；若xm-xm0＜-Δx，则卫星超出误差容限下限，需要控制其增大；其中，卫星平均轨道要素xm包括卫星平均轨道倾角im、卫星平均升交点赤经Ωm、卫星平均偏心率exm和eym；目标平均轨道要素xm0包括目标平均轨道倾角im0、目标平均升交点赤经Ωm0、目标平均偏心率exm0和eym0；误差容限Δx是个正数，代表误差容限的大小。
3.根据权利要求1所述的一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法，其特征在于：所述卫星轨道倾角和升交点赤经的控制方法，具体如下：
考虑卫星在轨道上的位置，即纬度幅角u，控制分为以下9种情况：
情况(1)：当卫星轨道倾角超出误差容限上限、卫星升交点赤经超出误差容限上限时，在卫星纬度幅角处于第一象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第三象限时施加正向控制；
情况(2)：当卫星轨道倾角超出误差容限上限、卫星升交点赤经在误差容限范围内时，在卫星纬度幅角处于第一象限和第四象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第二象限和第三象限时施加正向控制；
情况(3)：当卫星轨道倾角超出误差容限上限、卫星升交点赤经超出误差容限下限时，在卫星纬度幅角处于第四象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第二象限时施加正向控制；
情况(4)：当卫星轨道倾角在误差容限范围内、卫星升交点赤经超出误差容限上限时，在卫星纬度幅角处于第一象限和第二象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第三象限和第四象限时施加正向控制；
情况(5)：当卫星轨道倾角在误差容限范围内、卫星升交点赤经在误差容限范围内时，不需要施加控制；
情况(6)：当卫星轨道倾角在误差容限范围内、卫星升交点赤经超出误差容限下限时，在卫星纬度幅角处于第三象限和第四象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第一象限和第二象限时施加正向控制；
情况(7)：当卫星轨道倾角超出误差容限下限、卫星升交点赤经超出误差容限上限时，在卫星纬度幅角处于第二象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第四象限时施加正向控制；
情况(8)：当卫星轨道倾角超出误差容限下限、卫星升交点赤经在误差容限范围内时，在卫星纬度幅角处于第二象限和第三象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第一象限和第四象限时施加正向控制；
情况(9)：当卫星轨道倾角超出误差容限下限、卫星升交点赤经超出误差容限下限时，在卫星纬度幅角处于第三象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第一象限时施加正向控制。
4.根据权利要求1所述的一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法，其特征在于：所述卫星偏心率的控制方法，具体如下：
径向力Fr主要用来控制卫星的轨道倾角和升交点赤经，考虑卫星在轨道上的位置，即纬度幅角u，控制分为以下9种情况：
情况(1)：当卫星偏心率x向分量超出误差容限下限、y向分量超出误差容限下限时，在卫星纬度幅角处于第四象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第二象限时施加正向控制；
情况(2)：当卫星偏心率x向分量超出误差容限下限、y向分量在误差容限范围内时，在卫星纬度幅角处于第三象限和第四象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第一象限和第二象限时施加正向控制；
情况(3)：当卫星偏心率x向分量超出误差容限下限、y向分量超出误差容限上限时，在卫星纬度幅角处于第三象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第一象限时施加正向控制；
情况(4)：当卫星偏心率x向分量在误差容限范围内、y向分量超出误差容限下限时，在卫星纬度幅角处于第一象限和第四象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第二象限和第三象限时施加正向控制；
情况(5)：当卫星偏心率x向分量在误差容限范围内、y向分量在误差容限范围内时，不需要施加控制；
情况(6)：当卫星偏心率x向分量在误差容限范围内、y向分量超出误差容限上限时，在卫星纬度幅角处于第二象限和第三象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第一象限和第四象限时施加正向控制；
情况(7)：当卫星偏心率x向分量超出误差容限上限、y向分量超出误差容限下限时，在卫星纬度幅角处于第一象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第三象限时施加正向控制；
情况(8)：当卫星偏心率x向分量超出误差容限上限、y向分量在误差容限范围内时，在卫星纬度幅角处于第一象限和第二象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第三象限和第四象限时施加正向控制；
情况(9)：当卫星偏心率x向分量超出误差容限下限、y向分量超出误差容限上限时，在卫星纬度幅角处于第二象限时施加负向控制，在卫星纬度幅角处于第四象限时施加正向控制。
5.根据权利要求1所述的一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法，其特征在于：所述的卫星半长轴的控制方法，具体如下：
迹向推力Fu主要用来控制卫星的半长轴；由于其他轨道要素与目标轨道的差距会影响舵面的偏转情况，从而影响卫星受到的阻力大小，因此当半长轴小于或大于目标半长轴时，控制分别有81种情况；根据施加迹向推力Fu的大小，将所述81种情况整合成以下16种情况：
情况(1)：卫星轨道倾角和升交点赤经同时超出误差容限的上限或下限、卫星偏心率x向分量和y向分量同时超出误差容限的上限或下限；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；
情况(2)：卫星轨道倾角和升交点赤经同时超出误差容限的上限或下限、卫星偏心率x向分量和y向分量中的一个在误差容限范围内；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；
情况(3)：卫星轨道倾角和升交点赤经同时超出误差容限的上限或下限、卫星偏心率x向分量和y向分量一个超出误差容限的上限另一个超出误差容限的下限；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于卫星本体大气阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于卫星本体大气阻力的推力；
情况(4)：卫星轨道倾角和升交点赤经同时超出误差容限的上限或下限、卫星偏心率x向分量和y向分量均在误差容限范围内；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于卫星本体大气阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于卫星本体大气阻力的推力；
情况(5)：卫星轨道倾角和升交点赤经中的一个在误差容限范围内、卫星偏心率x向分量和y向分量同时超出误差容限的上限或下限；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；
情况(6)：卫星轨道倾角和升交点赤经中的一个在误差容限范围内、卫星偏心率x向分量和y向分量中的一个在误差容限范围内；若需要控制卫星半长轴增大，则施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；
情况(7)：卫星轨道倾角和升交点赤经中的一个在误差容限范围内、卫星偏心率x向分量和y向分量一个超出误差容限的上限另一个超出误差容限的下限；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；
情况(8)：卫星轨道倾角和升交点赤经中的一个在误差容限范围内、卫星偏心率x向分量和y向分量均在误差容限范围内；若需要控制卫星半长轴增大，则施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；
情况(9)：卫星轨道倾角和升交点赤经一个超出误差容限的上限另一个超出误差容限的下限、卫星偏心率x向分量和y向分量同时超出误差容限的上限或下限；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于卫星本体大气阻力的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于卫星本体大气阻力的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；
情况(10)：卫星轨道倾角和升交点赤经一个超出误差容限的上限另一个超出误差容限的下限、卫星偏心率x向分量和y向分量中的一个在误差容限范围内；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力、水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；
情况(11)：卫星轨道倾角和升交点赤经一个超出误差容限的上限另一个超出误差容限的下限、卫星偏心率x向分量和y向分量一个超出误差容限的上限另一个超出误差容限的下限；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；
情况(12)：卫星轨道倾角和升交点赤经一个超出误差容限的上限另一个超出误差容限的下限、卫星偏心率x向分量和y向分量均在误差容限范围内；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于卫星本体大气阻力的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于卫星本体大气阻力的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于垂直舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；
情况(13)：卫星轨道倾角和升交点赤经均在误差容限范围内、卫星偏心率x向分量和y向分量同时超出误差容限的上限或下限；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于卫星本体大气阻力的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于卫星本体大气阻力的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；
情况(14)：卫星轨道倾角和升交点赤经均在误差容限范围内、卫星偏心率x向分量和y向分量中的一个在误差容限范围内；若需要控制卫星半长轴增大，则施加大于等于水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则施加小于等于水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力；
情况(15)：卫星轨道倾角和升交点赤经均在误差容限范围内、卫星偏心率x向分量和y向分量一个超出误差容限的上限另一个超出误差容限的下限；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加大于等于水平舵偏转产生的阻力、径向力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加大于等于卫星本体大气阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第三象限时施加小于等于水平舵偏转产生的阻力和卫星本体大气阻力之和的推力，在卫星纬度幅角处于第二象限和第四象限时施加小于等于卫星本体大气阻力的推力；
情况(16)：卫星轨道倾角和升交点赤经均在误差容限范围内、卫星偏心率x向分量和y向分量均在误差容限范围内；若需要控制卫星半长轴增大，则施加大于等于卫星本体大气阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则施加小于等于卫星本体大气阻力的推力。
6.根据权利要求1所述的一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法，其特征在于：所述步骤S4具体包括：考虑地球非球形引力、日月引力、太阳光压力、大气阻力以及气动舵产生气动力的影响，对步骤S3中的摄动方程进行积分，即可得到下一时刻的瞬时轨道要素。
7.根据权利要求1所述的一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法，其特征在于：所述步骤S5具体包括：
为精确描述任意纬度下卫星实际位置与标称轨道位置偏差，定义空间误差变量E＝(EN,ER)T，代表标称轨道和实际轨道与参考平面交点之间的向量差，EN为空间误差的法向分量，ER为空间误差的径向分量；
设实际轨道要素与标称轨道要素之差为(δa、δi、δΩ、δex、δey)，则管道半径法向、径向误差分别为：
Figure FDA0004058591390000081
其中，下角标m代表标称轨道的轨道要素，n为标称轨道的轨道角速度，ωe为地球自转角速度；u为纬度幅角；
如果ER大于给定的最大值ERmax，则将步骤S3中的控制方法变为第二控制方法。
8.根据权利要求1所述的一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法，其特征在于：所述的第二控制方法具体过程如下；
利用平根估算法得到平根a、ex、ey与目标平均轨道要素对比，考虑卫星在轨道上的位置，即纬度幅角u，当半长轴小于或大于目标半长轴时，控制分别有9种情况：
情况(1)：卫星偏心率x向分量超出误差容限下限、y向分量超出误差容限下限；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限时施加大于总阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限时施加小于总阻力的推力；
情况(2)：卫星偏心率x向分量超出误差容限下限、y向分量在误差容限范围内；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第四象限时施加大于总阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第四象限时施加小于总阻力的推力；
情况(3)：卫星偏心率x向分量超出误差容限下限、y向分量超出误差容限上限；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第四象限时施加大于总阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第四象限时施加小于总阻力的推力；
情况(4)：卫星偏心率x向分量在误差容限范围内、y向分量超出误差容限下限；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第二象限时施加大于总阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第一象限和第二象限时施加小于总阻力的推力；
情况(5)：卫星偏心率x向分量在误差容限范围内、y向分量在误差容限范围内；此时无论需要控制卫星半长轴如何变化，均施加等于总阻力的推力；
情况(6)：卫星偏心率x向分量在误差容限范围内、y向分量超出误差容限上限；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第三象限和第四象限时施加大于总阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第三象限和第四象限时施加小于总阻力的推力；
情况(7)：卫星偏心率x向分量超出误差容限上限、y向分量超出误差容限下限；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第二象限时施加大于总阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第二象限时施加小于总阻力的推力；
情况(8)：卫星偏心率x向分量超出误差容限上限、y向分量在误差容限范围内；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第二象限和第三象限时施加大于总阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第二象限和第三象限时施加小于总阻力的推力；
情况(9)：卫星偏心率x向分量超出误差容限上限、y向分量超出误差容限上限；若需要控制卫星半长轴增大，则在卫星纬度幅角处于第三象限时施加大于总阻力的推力；若需要控制卫星半长轴减小，则在卫星纬度幅角处于第三象限时施加小于总阻力的推力；
在上述9种情况未提及的时间段内，施加等于总阻力的推力。
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Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6341249B1 (en) * 1999-02-11 2002-01-22 Guang Qian Xing Autonomous unified on-board orbit and attitude control system for satellites
JP2008222102A (ja) * 2007-03-14 2008-09-25 Mitsubishi Electric Corp 人工衛星
CN101786505B (zh) * 2010-02-26 2012-11-21 哈尔滨工业大学 基于气动力姿态控制的低轨飞行器及其姿态控制方法
CN107031868B (zh) * 2017-03-23 2019-06-18 北京空间飞行器总体设计部 一种低轨遥感卫星自主轨道控制方法
CN110595485B (zh) * 2019-08-08 2023-08-11 上海航天电子有限公司 基于两行根数的低轨卫星长期轨道预报方法
WO2021102669A1 (zh) * 2019-11-26 2021-06-03 中国科学院微小卫星创新研究院 超低轨道卫星轨道自主维持方法
CN112591150B (zh) * 2021-01-05 2022-09-13 成都天巡微小卫星科技有限责任公司 一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统

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