CN114313313A

CN114313313A - 全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的方法、装置及介质

Info

Publication number: CN114313313A
Application number: CN202111501700.5A
Authority: CN
Inventors: 吴凡; 徐龙威; 曹喜滨; 王峰; 陈健; 邱实; 郭金生; 奚瑞辰
Original assignee: Harbin Institute of Technology
Current assignee: Harbin Institute of Technology
Priority date: 2021-12-09
Filing date: 2021-12-09
Publication date: 2022-04-12
Anticipated expiration: 2041-12-09
Also published as: CN114313313B

Abstract

本发明实施例公开了一种全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的方法、装置及介质；该方法可以包括：通过高斯摄动方程计算获取卫星处于初始椭圆轨道时用于保持远地点高度不变且抬升近地点高度所需的控制推力角；基于远地点附近对称推进策略，根据卫星的电推进发动机的每轨工作时长计算每轨的工作起止时刻；根据所述控制推力角所确定的推力加速度获取卫星的每轨所抬升的近地点高度增量，直至卫星达到目标轨道高度。

Description

全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的方法、装置及介质

技术领域

本发明实施例涉及卫星轨道控制技术领域，尤其涉及一种全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的方法、装置及介质。

背景技术

随着卫星星座系统规模的不断增大以及一箭多星技术的发展，对于小卫星入轨后的初始布轨方法提出了新的要求：即运载火箭将小卫星送至为近地点高度较低的初始椭圆轨道，该初始椭圆轨道仅远地点高度与目标近圆轨道相同，随后需由小卫星自行完成由初始椭圆轨道到目标近圆轨道的转移，从而实现小卫星入轨后的初始布轨。

随着能源技术的不断发展，电推进技术凭借其能够提高有效载荷比的优势，已在空间任务中得到了广泛应用。利用电推进技术完成轨道转移任务，就能够大幅降低小卫星所需携带的化学推进剂质量。但是，由于电推进发动机能够提供的推力有限并且所需工作时间较长，通常难以将传统的借助化学推进剂进行脉冲推进的方案应用于电推进发动机以实现轨道转移的方案。

发明内容

有鉴于此，本发明实施例期望提供一种全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的方法、装置及介质；能够借助全电推进技术使得小卫星经过多圈轨道抬升达到目标近圆轨道。

本发明实施例的技术方案是这样实现的：

第一方面，本发明实施例提供了一种全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的方法，所述方法包括：

通过高斯摄动方程计算获取卫星处于初始椭圆轨道时用于保持远地点高度不变且抬升近地点高度所需的控制推力角；

基于远地点附近对称推进策略，根据卫星的电推进发动机的每轨工作时长计算每轨的工作起止时刻；

根据所述控制推力角所确定的推力加速度获取卫星的每轨所抬升的近地点高度增量，直至卫星达到目标轨道高度。

第二方面，本发明实施例提供了一种全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的装置，所述装置包括：第一获取部分、计算部分和第二获取部分，其中，

所述第一获取部分，经配置为通过高斯摄动方程计算获取卫星处于初始椭圆轨道时用于保持远地点高度不变且抬升近地点高度所需的控制推力角；

所述计算部分，经配置为基于远地点附近对称推进策略，根据卫星的电推进发动机的每轨工作时长计算每轨的工作起止时刻；

所述第二获取部分，经配置为根据所述控制推力角所确定的推力加速度获取卫星的每轨所抬升的近地点高度增量，直至卫星达到目标轨道高度。

第三方面，本发明实施例提供了一种计算设备，所述计算设备包括：通信接口，存储器和处理器；各个组件通过总线系统耦合在一起；其中，

所述通信接口，用于在与其他外部网元之间进行收发信息过程中，信号的接收和发送；

所述存储器，用于存储能够在所述处理器上运行的计算机程序；

所述处理器，用于在运行所述计算机程序时，执行第一方面所述全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的方法步骤。

第四方面，本发明实施例提供了一种计算机存储介质，所述计算机存储介质存储有全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的程序，所述全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的程序被至少一个处理器执行时实现第一方面所述全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的方法步骤。

本发明实施例提供了一种全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的方法、装置及介质；通过高斯型摄动方程获得小卫星在轨道抬升时，为保持远地点高度不变而抬升近地点所需的控制推力角，根据卫星电推进发动机工作时长计算轨道抬升过程中的工作起止时刻及相应控制推力角，经过多圈轨道抬升后，使得卫星达到目标近圆轨道。尤其适用于运载火箭入轨高度不足的小行星初始布轨任务。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的方法流程示意图；

图2为本发明实施例提供的第一控制推力角α随平近点角M的变化曲线示意图；

图3为本发明实施例提供的卫星点火及自由飞行的示意图；

图4为本发明实施例提供的推进效率及近地点高度增量随推进段平近点角的变化曲线示意图；

图5为本发明实施例提供的轨道转移的仿真示意图；

图6为本发明实施例提供的近地点高度及轨道偏心率随时间变化的曲线示意图；

图7为本发明实施例提供的一种全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的装置组成示意图；

图8为本发明实施例提供的一种计算设备的硬件结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

目前航天器中所采用的电推进技术所能提供的推力较小，通常仅能够达到10毫牛(mN)左右的量级，相应所能提供的推力加速度的量级为10^-5～10^-3m/s²，与航天器自身所收到的摄动加速度处于同一量级；基于此，本发明实施例在实施过程中，将电推进提供的推力加速度(下简称电推进加速度)视为摄动加速度进行处理。参见图1，其示出了本发明实施例提供的一种全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的方法，该方法可以包括：

S101：通过高斯摄动方程计算获取卫星处于初始椭圆轨道时用于保持远地点高度不变且抬升近地点高度所需的控制推力角；

S102：基于远地点附近对称推进策略，根据卫星的电推进发动机的每轨工作时长计算每轨的工作起止时刻；

S103：根据所述控制推力角所确定的推力加速度获取卫星的每轨所抬升的近地点高度增量，直至卫星达到目标轨道高度。

通过图1所示的技术方案，通过高斯型摄动方程获得小卫星在轨道抬升时，为保持远地点高度不变而抬升近地点所需的控制推力角，根据卫星电推进发动机工作时长计算轨道抬升过程中的工作起止时刻及相应控制推力角，经过多圈轨道抬升后，使得卫星达到目标近圆轨道。尤其适用于运载火箭入轨高度不足的小行星初始布轨任务。此外，在一些示例中，上述技术方案还可以通过分别抬升近地点和远地点，以推广至完成不同形状的初始轨道及目标轨道的转移任务。

对于图1所示的技术方案，在一种可能的实现方式中，所述通过高斯摄动方程计算获取卫星处于初始椭圆轨道时用于保持远地点高度不变且抬升近地点高度所需的控制推力角，包括：

基于UNW坐标系下的高斯摄动方程描述经典轨道六根数的变化率；

基于所述变化率中关于摄动加速度在UWN坐标系的分量以及维持远地点半径不变的约束条件，确定摄动加速度在UWN坐标系的各分量之间的约束关系；

基于所述摄动加速度在UWN坐标系的各分量之间的约束关系以及摄动加速度在UWN坐标系的各分量确定所述用于保持远地点高度不变且抬升近地点高度所需的控制推力角。

对于上述实现方式，本发明实施例采用的经典轨道六根数[a,e,i,Ω,ω,M]描述轨道状态，各根数分别表示轨道半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近心点角距和平近点角。采用UNW坐标系下的高斯摄动方程，可以对上述经典轨道六根数的变化率进行描述，如式1所示：

在上式中，p＝a(1-e²)表示半通径；

表示平均角速度；

为轨道半径；f表示真近点角；偏近点角E及真近点角f满足

M＝E-esinE；F_U、F_N、F_W为摄动加速度在UWN坐标系的分量，依次分别为摄动加速度在切向、主法向、次向上的分量，具体来说，也就是摄动加速度分别沿卫星轨道切向(即速度方向)、在轨道面内垂直U轴指向地心方向和轨道面法向。在由初始椭圆轨道抬升至目标近圆轨道过程中，通常保持远地点半径r_a不变，则该约束条件可以如式2所示：

基于式2结合式1所示的变化率中关于摄动加速度在UWN坐标系的分量，可以获得摄动加速度的分量之间需满足如式3所示的约束关系：

此外，本发明实施例定义第一控制推力角α为推力矢量在轨道面内的投影与卫星速度方向的夹角，推力矢量指向地心为正；第二控制推力角β为推力矢量与轨道面的夹角，推力矢量指向轨道面法向为正。基于此，推力加速度F在UNW坐标系下的分量，即摄动加速度在UWN坐标系的分量可表示为如式4所示：

结合式3和式4，可以获得用于保持远地点高度不变且抬升近地点高度所需的控制推力角如式5所示：

基于所述摄动加速度在UWN坐标系的各分量之间的约束关系以及摄动加速度在UWN坐标系的各分量确定所述用于保持远地点高度不变且抬升近地点高度所需的控制推力角。在一个轨道周期内，第一控制推力角α随平近点角M的变化情况如图2所示，即随着平近点角M的增加，第一控制推力角α逐渐降低。

对于图1所示的技术方案，在一种可能的实现方式中，所述基于远地点附近对称推进策略，根据卫星的电推进发动机的每轨工作时长计算每轨的工作起止时刻，包括：

根据所述电推进发送机每轨的最大工作时长Δt_max，采用每轨在远地点附近对称点火的方式确定远地点前后分别的点火时长均为Δt/2；

基于所述电推进发送机所提供的推力加速度较小以视为所述卫星每轨飞行过程中的轨道形状近似不变，通过开普勒方程获取所述卫星在飞行过程中的平近点角M的变化率为

根据远地点处的平近点角M_a＝π，获取所述电推进发送机每轨的工作起止时刻为：

对于上述实现方式，具体来说，由于卫星每轨在远地点附近进行点火，如图3所示，卫星的电推进发送机每轨在远地点附近开始推进，每轨的工作时长为Δt，而随着每轨在远地点附近的推进，卫星在每轨近地点处的自由飞行段逐渐抬升，如图3中的虚线箭头所示。

对于图1所示的技术方案，在一种可能的实现方式中，所述根据所述控制推力角所确定的推力加速度获取卫星的每轨所抬升的近地点高度增量，直至卫星达到目标轨道高度，包括：

根据所述电推进发动机推力及所述卫星质量确定推力加速度F；

由切向推力加速度F_U＝Fcosα获取每轨在电推进发动机工作Δt后的半长轴增量为

根据高斯摄动方程由龙格-库塔法进行轨道积分获取每轨的半长轴增量的数值解；

基于远地点高度保持不变的约束条件，获取每轨所抬升的近地点高度增量为Δh_p＝2Δa；

根据初始轨道的近地点半径r_p和目标圆轨道半径r_a确定近地点的总抬升高度为Δh_total＝r_a-r_p；

当第N轨抬升近地点高度增量后的近地点高度总增量首次大于或小于所述近地点的总抬升高度，则确定所述卫星达到目标轨道高度。

对于上述实现方式，具体来说，本发明实施例定义推进效率η为推进过程中抬升近地点高度的平均速率与在远地点处推进抬升近地点高度速率的比值。在一个轨道周期内，推进效率及近地点高度增量随推进段平近点角的变化情况如图4所示。通过图4可以看出，随着每轨的点火时长Δt的增长(即推进段平近点角的增长ΔM)，虽然可以实现近地点高度的抬升但高度增量Δh的上升速度降低，即推进效率η会逐渐降低，造成能源的浪费。故在本发明实施例在具体实施过程中，应合理选取点火时长Δt，在保证转移任务按规定时间完成的基础上，充分利用电推进发动机的能源。经过N轨提升后，近地点高度总增量为

其中，Δh_i表示第i轨抬升近地点高度增量。此时，若首次满足

则表示卫星已从初始椭圆轨道抬升至目标圆轨道。基于此，卫星的电推进发动机总工作时长为Δt_total＝NΔt；轨道转移任务的总时长为

其中，Δt_off,i为第i轨电推进发动机未工作的时长，可由轨道积分获得，本发明实施例对此不做限定。

基于以上之阐述，本发明实施例通过具体场景下的实例对前述技术方案的实施过程进行仿真，仿真条件为：卫星初始轨道为近地点高度h_p＝750km、远地点高度h_a＝1000km的椭圆轨道，目标轨道为高度h＝1000km的圆轨道，卫星所搭载的电推进发动机推力F＝12mN，每轨工作时长Δt＝20min，小卫星质量m＝120kg。

基于上述仿真条件，在实施前述技术方案的过程中，可知：在经过40.33天(560轨)后，电推进发动机工作共186.67小时(560次)后，远地点保持不变，而近地点逐渐抬升，直至达到目标圆轨道，仿真结果如图5所示。在实施前述技术方案进行轨道转移过程中，近地点高度及轨道偏心率随时间的变化如图6所示，可见近地点高度由初始750km逐渐抬升至目标高度1000km，而轨道偏心率由初始0.0172逐渐减小至0，实现椭圆轨道到圆轨道的转移。

基于前述技术方案相同的发明构思，参见图7，其示出了本发明实施例提供的一种全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的装置70，所述装置70包括：第一获取部分701、计算部分702和第二获取部分703，其中，

所述第一获取部分701，经配置为通过高斯摄动方程计算获取卫星处于初始椭圆轨道时用于保持远地点高度不变且抬升近地点高度所需的控制推力角；

所述计算部分702，经配置为基于远地点附近对称推进策略，根据卫星的电推进发动机的每轨工作时长计算每轨的工作起止时刻；

所述第二获取部分703，经配置为根据所述控制推力角所确定的推力加速度获取卫星的每轨所抬升的近地点高度增量，直至卫星达到目标轨道高度。

在一些示例中，所述第一获取部分701，经配置为：

基于所述变化率中关于摄动加速度在UWN坐标系的分量以及维持远地点半径不变的约束条件，确定所述摄动加速度在UWN坐标系的各分量之间的约束关系；其中，所述摄动加速度在UWN坐标系的分量，依次包括摄动加速度在切向、主法向、次向上的分量F_U、F_N、F_W，

在一些示例中，所述约束关系如下式所示：

其中，f表示真近点角，E表示偏近点角，e表示轨道偏心率。

在一些示例中，所述用于保持远地点高度不变且抬升近地点高度所需的控制推力角如下式所示：

其中，第一控制推力角α为推力矢量在轨道面内的投影与卫星速度方向的夹角，推力矢量指向地心为正；第二控制推力角β为推力矢量与轨道面的夹角，推力矢量指向轨道面法向为正；f表示真近点角，E表示偏近点角，e表示轨道偏心率。

在一些示例中，所述计算部分702，经配置为：

在一些示例中，所述第二获取部分703，经配置为：

由切向推力加速度F_U＝Fcosα获取每轨在电推进发动机工作时长Δt后的半长轴增量为

在一些示例中，当所述卫星达到目标轨道高度时，所述卫星的电推进发动机总工作时长为Δt_total＝NΔt；轨道转移任务的总时长为

其中，Δt_off,i为第i轨电推进发动机未工作的时长。

可以理解地，在本实施例中，“部分”可以是部分电路、部分处理器、部分程序或软件等等，当然也可以是单元，还可以是模块也可以是非模块化的。

另外，在本实施例中的各组成部分可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能模块的形式实现。

所述集成的单元如果以软件功能模块的形式实现并非作为独立的产品进行销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中，基于这样的理解，本实施例的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)或processor(处理器)执行本实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

因此，本实施例提供了一种计算机存储介质，所述计算机存储介质存储有全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的程序，所述全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的程序被至少一个处理器执行时实现上述技术方案中所述全电推进小卫星初始布轨至圆轨道方法步骤。

根据上述全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的装置70以及计算机存储介质，参见图8，其示出了本发明实施例提供的一种能够实施上述全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的装置70的计算设备80的具体硬件结构，该计算设备80可以包括：通信接口801，存储器802和处理器803；各个组件通过总线系统804耦合在一起。可理解，总线系统804用于实现这些组件之间的连接通信。总线系统804除包括数据总线之外，还包括电源总线、控制总线和状态信号总线。但是为了清楚说明起见，在图8中将各种总线都标为总线系统804。其中，

所述通信接口801，用于在与其他外部网元之间进行收发信息过程中，信号的接收和发送；

所述存储器802，用于存储能够在所述处理器803上运行的计算机程序；

所述处理器803，用于在运行所述计算机程序时，执行上述技术方案中所述全电推进小卫星初始布轨至圆轨道方法步骤。。

可以理解，本发明实施例中的存储器802可以是易失性存储器或非易失性存储器，或可包括易失性和非易失性存储器两者。其中，非易失性存储器可以是只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、可编程只读存储器(Programmable ROM，PROM)、可擦除可编程只读存储器(Erasable PROM，EPROM)、电可擦除可编程只读存储器(Electrically EPROM，EEPROM)或闪存。易失性存储器可以是随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)，其用作外部高速缓存。通过示例性但不是限制性说明，许多形式的RAM可用，例如静态随机存取存储器(Static RAM，SRAM)、动态随机存取存储器(Dynamic RAM，DRAM)、同步动态随机存取存储器(Synchronous DRAM，SDRAM)、双倍数据速率同步动态随机存取存储器(Double Data RateSDRAM，DDRSDRAM)、增强型同步动态随机存取存储器(Enhanced SDRAM，ESDRAM)、同步连接动态随机存取存储器(Synchlink DRAM，SLDRAM)和直接内存总线随机存取存储器(DirectRambus RAM，DRRAM)。本文描述的系统和方法的存储器802旨在包括但不限于这些和任意其它适合类型的存储器。

而处理器803可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法的各步骤可以通过处理器803中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器803可以是通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现场可编程门阵列(Field Programmable Gate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。可以实现或者执行本发明实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。结合本发明实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器802，处理器803读取存储器802中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。

可以理解的是，本文描述的这些实施例可以用硬件、软件、固件、中间件、微码或其组合来实现。对于硬件实现，处理单元可以实现在一个或多个专用集成电路(ApplicationSpecific Integrated Circuits，ASIC)、数字信号处理器(Digital Signal Processing，DSP)、数字信号处理设备(DSP Device，DSPD)、可编程逻辑设备(Programmable LogicDevice，PLD)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)、通用处理器、控制器、微控制器、微处理器、用于执行本申请所述功能的其它电子单元或其组合中。

对于软件实现，可通过执行本文所述功能的模块(例如过程、函数等)来实现本文所述的技术。软件代码可存储在存储器中并通过处理器执行。存储器可以在处理器中或在处理器外部实现。

可以理解地，上述全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的装置70以及计算设备80的示例性技术方案，与前述全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的方法的技术方案属于同一构思，因此，上述对于全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的装置70以及计算设备80的技术方案未详细描述的细节内容，均可以参见前述全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的方法的技术方案的描述。本发明实施例对此不做赘述。

需要说明的是：本发明实施例所记载的技术方案之间，在不冲突的情况下，可以任意组合。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。