CN114955008A - 一种小推力航天器自主轨道控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明针对近地圆轨道小推力卫星，提出一种小推力航天器自主轨道控制方法。生成的轨控策略优先考虑以阴影区中心点作为轨控中心时刻，提高了轨控前和轨控后卫星处于阳照区的可能性，利于整星能源保证；生成的轨控策略在卫星最近一次入境时间之后，实现卫星入境经地面测控系统确认无碰撞风险之后才会自主执行轨控。

Description

一种小推力航天器自主轨道控制方法

技术领域

本发明涉及卫星轨道控制技术，主要是一种近地圆轨道卫星小推力自主轨道控制技术。属于航天器轨道控制技术领域。

背景技术

近地圆轨道卫星由于受到大气阻力影响，卫星衰减相对较快，采用电推进轨道控制能提高星上燃料利用率，增加航天器有效载荷的质量，从而降低卫星发射质量与成本。

单星的卫星轨道控制目前主要以地面控制为主，这种方式占用大量的测控弧段资源和人力资源，并且容易影响载荷任务执行。尤其是小推力航天器，一次轨控时间较长，相比化学推力，对测控弧段资源和人力资源的需求更高。所以，近地圆轨道小推力卫星需要具备星上自主生成轨控策略和实施轨控的能力。

随着电推进的成熟应用和后续互联网小卫星等星座计划的布局实施，“小步慢跑”方式的大比冲小推力推进应用与卫星自主轨控能力相结合是发展趋势。

目前公开的轨道控制方法基本都是算法层面，针对化学推力居多，未形成小推力卫星从自主策略生成到轨控实施的完整流程。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种小推力航天器自主轨道控制方法，解决了小推力航天器轨控时间长导致的测控弧段资源和人力资源需求过高的问题。

本发明的技术解决方案是：

一种小推力航天器自主轨道控制方法，步骤如下：

1)判定是否满足生成轨控策略的条件，若满足生成轨控策略的条件，则进入步骤2)，反之，则等待，待满足生成轨控策略的条件后，进入步骤2)；

2)生成轨控时间段作为轨控策略；轨控时间段包括：轨控起始时刻T_start和轨控结束时刻T_end；

3)在卫星入境后，地面测控系统判定本次轨控是否会与空间碎片或其他卫星发生碰撞风险；若有碰撞风险，则上注禁止轨控指令，并返回步骤1)；若无碰撞风险，则上注允许轨控指令，进入步骤4)；

4)在星上时间处于T_start-data_T到T_start-data_T+T_s范围内，进行轨控执行条件判定，若满足轨控执行条件则进入步骤5)，反之则返回步骤1)；其中，data_T为预留的轨控准备时间，T_s为星上综合电子计算机的计算周期；

5)控制推力器在步骤2)确定的轨控起始时刻T_start进行点火，在轨控结束时刻T_end进行熄火，从而实现轨控处理，在本次轨控结束后将轨控准禁状态设置为禁止。

可选地，步骤1)中所述判定是否满足生成轨控策略条件的方法，具体为，若同时满足如下三个条件，则满足生成轨控策略的条件：

条件一、当前地理纬度为正并且一个计算周期T_s前的地理纬度为负，规定地理纬度位于北纬为正，地理纬度位于南纬为负；

条件二、当前轨道升交点地理经度在预设的阈值[Long1，Long2]范围内，预设的阈值范围上限Long2和下限Long1之间的差值取值范围为25～30度；

条件三、当前轨道高度与设计值之间的差值大于一定范围，或偏心率与设计值之间的差值大于一定范围。

可选地，条件一中，计算周期T_s的取值范围为，1s≤T_s≤10s。

可选地，条件三中，所述当前轨道高度或偏心率与设计值之间的差值大于一定范围，表示轨道高度与设计值之间的差值大于100～500米，或偏心率与设计值之间的差值大于0.001～0.01。

可选地，步骤2)中，轨控起始时刻T_start的生成方法，具体为：

T_start＝t_gkm-L/2；

其中，t_gkm为轨控中心时刻，L为轨控时长。

可选地，步骤2)中，轨控结束时刻T_end的生成方法，具体为：

T_end＝t_gkm+L/2。

可选地，所述轨控时长L的确定方法，具体为：

L＝2*yita*Deta_h；

yita＝M*n/(2*F)；

Deta_h＝a_标-a_实；

其中，M为卫星质量，F为推力器推力大小，n为卫星运行平均轨道角速度；a_标为标称轨道半长轴，a_平为实际轨道平半长轴均值，yita表示推力抬高系数，Deta_h表示平均轨道高度偏差。

可选地，所述轨控中心时刻t_gkm的确定方法，具体为：

若卫星轨道偏心率e_平≥data_e，则t_gkm＝t_yd+Tgk_delay；

若卫星轨道偏心率e_平<data_e，则t_gkm＝t_ym+Tgk_delay；

其中，data_e为偏心率偏差阈值，Tgk_delay为延迟时间，t_yd为当前时刻t往后最近的远地点时刻，t_ym为当前星上时间t往后最近的阴影区中心时刻。

可选地，所述延迟时间Tgk_delay等于3到8倍轨道周期。

可选地，偏心率偏差阈值data_e的取值范围为：0.001≤data_e≤0.01。

可选地，所述t_yd的确定方法，具体为：

其中，ω_平为当前轨道近地点幅角，λ_平为当前轨道平纬度幅角，ω₀为平均轨道角速度。

可选地，所述t_ym的确定方法，具体为：

其中，Φ为阴影区中心点纬度幅角，ω₀为平均轨道角速度，λ_平为当前轨道平纬度幅角。

可选地，步骤4)中所述data_T的取值范围为：300s≤data_T≤1000s。

可选地，其特征在于，步骤4)中所述T_s的取值范围为：1s≤T_s≤10s。

可选地，则满足轨控执行条件：

条件a、蓄电池电量不低于预设的阈值；

条件b、推力器温度属于工作温度范围内；

条件c、当前未收到需要在星上时间处于T_start-data_T到T_end范围内执行的应急载荷任务。

本发明与现有技术相比的优点在于：

1)卫星升交点地理经度进入设定范围时生成轨控策略，确保策略生成后卫星能够入境，地面测控系统可对轨控策略复核以及碰撞预警确认；

2)优先考虑以阴影区中心点作为轨控中心时刻，提高了轨控前和轨控后卫星处于阳照区的可能性，利于整星能源保证；

3)兼顾轨道偏心率控制，在偏心率超出阈值的情况下，切换为远地点时刻作为轨控中心时刻，实现轨道的圆化；

4)轨控前预判蓄电池电量、推力器温度、载荷任务冲突，避免轨控过程中进入安全管理流程，实现“无条件不控，起控必成”的效果。

附图说明

图1为本发明方法一种小推力航天器自主轨道控制方法流程图。

具体实施方式

近地圆轨道卫星一般轨道高度为400km至600km，受到大气阻力影响，轨道高度衰减较快，一天衰减10米到100米左右，配置电推力器推力大小一般为5mN到100mN。通过产生飞行方向的推力，实现轨道面内参数的调整，包括轨道半长轴和偏心率。

如图1所示，本发明一种小推力航天器自主轨道控制方法，针对采用小推力推进的近地圆轨道卫星，具有以下自主生成轨控策略和执行轨控的方法，步骤如下：

步骤一，判定是否满足生成轨控策略的条件1，若以上条件都满足，则继续步骤二；若以上条件有一条不满足，则继续等待。

判定是否满足生成轨控策略条件的方法，具体为，若同时满足如下三个条件，则满足生成轨控策略的条件：

①当前计算周期地理纬度为正并且上一次计算周期地理纬度为负，计算周期可取1s～10s；规定地理纬度位于北纬为正，地理纬度位于南纬为负；计算周期表示星上综合电子计算机的运算周期。条件①表示当前一个计算周期时长内卫星过赤道。

②轨道升交点地理经度在预设的阈值[Long1，Long2]范围内，预设的阈值范围上限Long2和下限Long1之间的差值取值范围为25～30度，以保证当前轨道圈次能够入境为约束，选取预设阈值的具体值；入境表示卫星进入地面测控系统测控角度范围内。

③当前轨道高度与设计值之间的差值大于一定范围，或偏心率与设计值之间的差值大于一定范围。轨道高度与设计值之间的差值大于100～500米，或偏心率与设计值之间的差值大于0.001～0.01。

步骤二，生成轨控时间段作为轨控策略；轨控时间段包括：轨控起始时刻T_start和轨控结束时刻T_end。按照以下方法生成轨控策略：

计算轨控时长

L＝2*yita*Deta_h

其中，yita＝M*n/(2*F)表示推力抬高系数，单位为s/m，即抬高1m需要的推力器连续工作时间，M为卫星质量，F为推力器推力大小，n为卫星运行平均轨道角速度；Deta_h表示平均轨道高度偏差，Deta_h＝a_标-a_实，a_标为标称轨道半长轴，a_平为实际轨道平半长轴均值，采用GNSS测量瞬根转换为平根后进行滑动窗口取平均处理。

当前时刻往后最近的远地点时刻为

其中，t为当前星上时间；ω_平为当前轨道近地点幅角；λ_平为当前轨道平纬度幅角；ω₀为平均轨道角速度。

当前时刻往后最近的阴影区中心时刻为

其中，Φ为阴影区中心点纬度幅角。

若偏心率e_平≥data_e则将t_yd+Tgk_delay作为轨控中心时刻t_gkm；

若e_平<data_e，则将t_ym+Tgk_delay作为轨控中心时刻t_gkm；

其中，data_e为偏心率偏差阈值，一般取0.001≤data_e≤0.01；Tgk_delay为延迟时间，通常为轨道周期的整倍数，一般取3-8倍轨道周期。

生成的轨控时间段为：

轨控起始时刻T_start＝t_gkm-L/2，轨控结束时刻T_end＝t_gkm+L/2。

步骤三，卫星入境后地面测控系统进行判定该次轨控是否会与空间碎片或其他卫星发生碰撞风险。若有碰撞风险，则上注禁止轨控，并返回步骤一，等待下一次满足生成轨控策略条件；若无碰撞风险，则上注允许轨控，继续执行步骤四。

步骤四，在星上时间处于T_start-data_T到T_start-data_T+T_s范围内，进行轨控执行条件2判定，若满足轨控执行条件则进入步骤5)，反之则返回步骤1)；其中，data_T为预留的轨控准备时间，一般取300s～1000s，T_s为星上综合电子计算机的计算周期，可取1s～10s。

进行轨控执行条件判定的方法，具体为，若同时满足如下三个条件，则满足轨控执行条件：

①蓄电池电量不低于预设的阈值，一实施例中，要求蓄电池电量不低于额定电量65％，另一实施例中，要求蓄电池电量不低于额定电量95％。

②推力器温度属于工作温度范围内；

③当前未收到需要在星上时间处于T_start-data_T到T_end范围内执行的应急载荷任务，即无应急载荷任务冲突。

步骤五，执行轨控和轨控结束后的状态恢复，包括进行轨控姿态调整和推力器按时点火、熄火以及轨控后姿态回常态操作，实现轨道高度抬升或者轨道偏心率调整的目的。从安全上考虑，轨控结束后自主将轨控准禁状态设置为禁止。

实施例

卫星重量300kg，轨道为500km近地圆轨道，35°倾角，轨道周期5677s，采用10mN电推力进，可计算得到理论推力抬高系数为yita＝16.5s/m。Long1＝50°，Long2＝75°，轨道过升交点时轨道高度Deta_h＝100m，超阈值90m，e_平＝0.0012；data_e＝0.005；ΔTmax＝3600s；data_T＝450s；Tgk_delay＝45416s；为了便于描述，令过升交点时星上时间t＝0，最近的远地点时刻t_yd＝3200s。

步骤一，判定是否满足生成轨控策略的条件，具体包括：

①轨道升交点地理经度在阈值[50°，75°]范围内；

②轨道高度、偏心率超出阈值范围；

若以上条件都满足，继续步骤二。

步骤二，按照以下方法生成轨控策略：

计算轨控时长

L＝2*yita*Deta_h＝3300s

判定e_平<data_e，则将“t_ym+Tgk_delay＝486160s”作为轨控中心时刻t_gkm。

生成的轨控时间段为：轨控起始时刻T_start＝t_gkm-L/2＝484510s，轨控结束时刻T_end＝t_gkm+L/2＝487810s。

步骤三，卫星入境后地面测控系统进行轨控策略确认，确认未触发碰撞预警，继续执行步骤四。

步骤四，星上时间接近轨控起始时刻T_start-data_T＝484060s，进行轨控执行条件判定，具体包括：

①蓄电池电量不低于预设的阈值；

②推力器温度符合要求；

③无应急载荷任务冲突。

判定以上条件均满足，继续步骤五。

步骤五，执行轨控和轨控结束后的状态恢复，包括进行轨控姿态调整和推力器按时点火、熄火以及轨控后姿态回常态操作。轨控结束后自主将轨控准禁状态设置为禁止。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (15)

1.一种小推力航天器自主轨道控制方法，其特征在于，步骤如下：

1)判定是否满足生成轨控策略的条件，若满足生成轨控策略的条件，则进入步骤2)，反之，则等待，待满足生成轨控策略的条件后，进入步骤2)；

2)生成轨控时间段作为轨控策略；轨控时间段包括：轨控起始时刻T_start和轨控结束时刻T_end；

3)在卫星入境后，地面测控系统判定本次轨控是否会与空间碎片或其他卫星发生碰撞风险；若有碰撞风险，则上注禁止轨控指令，并返回步骤1)；若无碰撞风险，则上注允许轨控指令，进入步骤4)；

4)在星上时间处于T_start-data_T到T_start-data_T+T_s范围内，进行轨控执行条件判定，若满足轨控执行条件则进入步骤5)，反之则返回步骤1)；其中，data_T为预留的轨控准备时间，T_s为星上综合电子计算机的计算周期；

5)控制推力器在步骤2)确定的轨控起始时刻T_start进行点火，在轨控结束时刻T_end进行熄火，从而实现轨控处理，在本次轨控结束后将轨控准禁状态设置为禁止。

2.根据权利要求1所述的一种小推力航天器自主轨道控制方法，其特征在于，步骤1)中所述判定是否满足生成轨控策略条件的方法，具体为，若同时满足如下三个条件，则满足生成轨控策略的条件：

条件一、当前地理纬度为正并且一个计算周期T_s前的地理纬度为负，规定地理纬度位于北纬为正，地理纬度位于南纬为负；

条件二、当前轨道升交点地理经度在预设的阈值[Long1，Long2]范围内，预设的阈值范围上限Long2和下限Long1之间的差值取值范围为25～30度；

条件三、当前轨道高度与设计值之间的差值大于一定范围，或偏心率与设计值之间的差值大于一定范围。

3.根据权利要求2所述的一种小推力航天器自主轨道控制方法，其特征在于，条件一中，计算周期T_s的取值范围为，1s≤T_s≤10s。

4.根据权利要求2所述的一种小推力航天器自主轨道控制方法，其特征在于，条件三中，所述当前轨道高度或偏心率与设计值之间的差值大于一定范围，表示轨道高度与设计值之间的差值大于100～500米，或偏心率与设计值之间的差值大于0.001～0.01。

5.根据权利要求1所述的一种小推力航天器自主轨道控制方法，其特征在于，步骤2)中，轨控起始时刻T_start的生成方法，具体为：

T_start＝t_gkm-L/2；

其中，t_gkm为轨控中心时刻，L为轨控时长。

6.根据权利要求5所述的一种小推力航天器自主轨道控制方法，其特征在于，步骤2)中，轨控结束时刻T_end的生成方法，具体为：

T_end＝t_gkm+L/2。

7.根据权利要求6所述的一种小推力航天器自主轨道控制方法，其特征在于，所述轨控时长L的确定方法，具体为：

L＝2*yita*Deta_h；

yita＝M*n/(2*F)；

Deta_h＝a_标-a_实；

其中，M为卫星质量，F为推力器推力大小，n为卫星运行平均轨道角速度；a_标为标称轨道半长轴，a_平为实际轨道平半长轴均值，yita表示推力抬高系数，Deta_h表示平均轨道高度偏差。

8.根据权利要求7所述的一种小推力航天器自主轨道控制方法，其特征在于，所述轨控中心时刻t_gkm的确定方法，具体为：

若卫星轨道偏心率e_平≥data_e，则t_gkm＝t_yd+Tgk_delay；

若卫星轨道偏心率e_平<data_e，则t_gkm＝t_ym+Tgk_delay；

其中，data_e为偏心率偏差阈值，Tgk_delay为延迟时间，t_yd为当前时刻t往后最近的远地点时刻，t_ym为当前星上时间t往后最近的阴影区中心时刻。

9.根据权利要求8所述的一种小推力航天器自主轨道控制方法，其特征在于，所述延迟时间Tgk_delay等于3到8倍轨道周期。

10.根据权利要求8所述的一种小推力航天器自主轨道控制方法，其特征在于，偏心率偏差阈值data_e的取值范围为：0.001≤data_e≤0.01。

11.根据权利要求8所述的一种小推力航天器自主轨道控制方法，其特征在于，所述t_yd的确定方法，具体为：

其中，ω_平为当前轨道近地点幅角，λ_平为当前轨道平纬度幅角，ω₀为平均轨道角速度。

12.根据权利要求8所述的一种小推力航天器自主轨道控制方法，其特征在于，所述t_ym的确定方法，具体为：

其中，Φ为阴影区中心点纬度幅角，ω₀为平均轨道角速度，λ_平为当前轨道平纬度幅角。

13.根据权利要求1～12任意一项所述的一种小推力航天器自主轨道控制方法，其特征在于，步骤4)中所述data_T的取值范围为：300s≤data_T≤1000s。

14.根据权利要求1、2或4～12任意一项所述的一种小推力航天器自主轨道控制方法，其特征在于，步骤4)中所述T_s的取值范围为：1s≤T_s≤10s。

15.根据权利要求1～12任意一项所述的一种小推力航天器自主轨道控制方法，其特征在于，步骤4)中进行轨控执行条件判定的方法，具体为，若同时满足如下三个条件，则满足轨控执行条件：

条件a、蓄电池电量不低于预设的阈值；

条件b、推力器温度属于工作温度范围内；

条件c、当前未收到需要在星上时间处于T_start-data_T到T_end范围内执行的应急载荷任务。

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