CN115339655A - 卫星星座电推进离轨控制方法和系统 - Google Patents

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CN115339655A CN202210933864.3A CN202210933864A CN115339655A CN 115339655 A CN115339655 A CN 115339655A CN 202210933864 A CN202210933864 A CN 202210933864A CN 115339655 A CN115339655 A CN 115339655A
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陈占胜
郑艺裕
任三孩
袁双
刘培
邹兴
卢昕
杨先睿
周必磊
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    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
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Abstract

本发明提供了一种卫星星座电推进离轨控制方法和系统，涉及航天器轨道设计与控制技术领域，该方法包括：步骤S1：根据离轨任务要求，选取离轨轨道的特征点高度，并计算目标轨道的半长轴和偏心率；步骤S2：对轨道的半长轴进行调整，沿着切向连续点火，直至半长轴降低至目标值；步骤S3：对轨道的偏心率进行调整，整轨点火，沿着垂直拱线的方向点火直至偏心率满足目标值；步骤S4：在轨道特征点点火，直至近地点高度和远地点高度满足离轨要求。本发明能够实现对离轨轨道参数集的快速评估与优选；通过采用在不同坐标系下分阶段点火的策略，降低半长轴与偏心率的耦合性，有利于简化实际任务离轨方案的复杂性。

Description

卫星星座电推进离轨控制方法和系统
技术领域
本发明涉及航天器轨道设计与控制技术领域，具体地，涉及一种卫星星座电推进离轨控制方法和系统。
背景技术
星座整体功能的实现依赖于所有组网卫星的正常工作。当某颗卫星出现故障并难以完全修复时，必须对其实施运寿命终止处置策略，通过轨控使其离轨进入大气层烧毁，或者转移到废弃轨道上去，以防止与其它卫星碰撞产生空间碎片。对于轨道高度在1000km左右的低轨卫星，在离轨时可以将其置入近地点高度在400km左右的离轨轨道，利用大气阻力将其拉入大气层坠毁。
在离轨轨道近地点高度确定的情况下，离轨时间随着远地点高度的降低而缩短，而较低的远地点高度需要卫星提高较大的速度增量。电推进具有比冲高，寿命长的优点，但也存在推力小，轨道调整时间长的缺点。采用电推进进行离轨时，迫切需要考虑故障卫星快速离轨的要求，以降低其与其它卫星碰撞的风险，为此需要研究此类卫星的快速离轨电推进控制算法。
目前，人们对航天器变轨进行了一些研究，经检索，与算法设计相关的主要有：
公开号为CN101767657A的发明专利，公开了一种基于电动力绳系的卫星离轨装置及方法，解决了推进剂离轨方法的离轨成本高、而大气阻力离轨方法的离轨效率低的问题，从而提供一种基于电动力绳系的卫星离轨装置及方法。该专利关注的利用空间电磁环境的离轨装置的设计，而本专利则关注电推进轨控算法，差异较大。
公开号为CN103144784B的发明专利。公开了一种适用于导航GEO卫星的离轨方法，给出了导航GEO卫星离轨操作及要求,保证了导航GEO卫星寿命结束后顺利进入弃置轨道。该专利关注的高轨卫星的离轨控制和操作，而本专利则关注低轨的轨控算法，在算法设计和操作存在很大的差异。
公开号为CN108860662A的发明专利，公开了一种基于太阳光压的中轨道卫星离轨方法，考虑到中轨道区域目前还没有明确的废弃卫星处理原则以及太阳帆技术的发展前景，建立废弃卫星的摄动力模型,废弃卫星长期演化模型，分析了有无太阳帆情况下的长期演化情况，验证了太阳帆实现再入大气层的可行性。该专利关注的中轨卫星的太阳光压离轨控制和操作，而本专利则关注低轨的电推进轨控算法，控制对象、模型、算法设计和操作存在很大的差异。
总的来说，人们对低轨卫星星座的快速离轨电推进控制算法研究的关注程度仍不够，相关的研究成果也较为欠缺，这与其重要的应用价值不匹配，为此应进一步深入卫星星座离轨控制，为其任务设计提供有效的轨道控制方案。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明提供一种卫星星座电推进离轨控制方法和系统。
根据本发明提供的一种卫星星座电推进离轨控制方法和系统，所述方案如下：
第一方面，提供了一种卫星星座电推进离轨控制方法，所述方法包括：
步骤S1：根据离轨任务要求，选取离轨轨道的特征点高度，并计算目标轨道的半长轴和偏心率；
步骤S2：对轨道的半长轴进行调整，沿着切向连续点火，直至半长轴降低至目标值；
步骤S3：对轨道的偏心率进行调整，整轨点火，沿着垂直拱线的方向点火直至偏心率满足目标值；
步骤S4：在轨道特征点点火，直至近地点高度和远地点高度满足离轨要求。
优选的，所述步骤S1包括：
步骤S1.1：根据设定的离轨时间，生成近\远地点高度包络矩阵；
步骤S1.2：在包络矩阵遍历采用，计算各采用点对应的离轨时间；
步骤S1.3：比较各采样点对应的离轨时间，根据燃料最省的原则，从中挑选近\远地点高度，确定离轨轨道参数，并采用二体模型，计算相应的半长轴和偏心率。
优选的，所述步骤S2包括：
根据当前初始轨道的半长轴及目标轨道的半长轴，根据二体模型及卫星推重比，计算相应的速度增量和点火时间；
在轨道坐标系下，设定点火方向为沿着X轴反向；采用整轨点火的策略，根据计算得到的点火时间，连续降轨直至半长轴满足要求。
优选的，所述步骤S3包括：根据当前在轨轨道的偏心率及目标轨道的偏心率，根据二体模型及卫星推重比，计算相应的速度增量和点火时间；
建立拱线固连坐标系，坐标系原点为卫星质心，X轴指向近地点质量，Y轴在轨道面内垂直X轴指向飞行方向，Z轴与其它两轴构成右手坐标系；
在拱线固连坐标系下，设定点火方向沿着Y轴，采用整轨点火的策略，根据计算得到的点火时间，连续降轨直至偏心率满足要求。
优选的，所述步骤S4包括：
根据步骤S2和步骤S3的调整结果，计算当前的近\远地点高度；
对比目标特征点高度，计算近点高度的差值、点火时间及速度增量，在远地点沿着轨道坐标系X轴点火，调整近地点高度；
对比目标特征点高度，计算远点高度的差值、点火时间及速度增量，在近地点沿着轨道坐标系X轴点火，调整远地点高度。
第二方面，提供了一种卫星星座电推进离轨控制系统，所述系统包括：
模块M1：根据离轨任务要求，选取离轨轨道的特征点高度，并计算目标轨道的半长轴和偏心率；
模块M2：对轨道的半长轴进行调整，沿着切向连续点火，直至半长轴降低至目标值；
模块M3：对轨道的偏心率进行调整，整轨点火，沿着垂直拱线的方向点火直至偏心率满足目标值；
模块M4：在轨道特征点点火，直至近地点高度和远地点高度满足离轨要求。
优选的，所述模块M1包括：
模块M1.1：根据设定的离轨时间，生成近\远地点高度包络矩阵；
模块M1.2：在包络矩阵遍历采用，计算各采用点对应的离轨时间；
模块M1.3：比较各采样点对应的离轨时间，根据燃料最省的原则，从中挑选近\远地点高度，确定离轨轨道参数，并采用二体模型，计算相应的半长轴和偏心率。
优选的，所述模块M2包括：
根据当前初始轨道的半长轴及目标轨道的半长轴，根据二体模型及卫星推重比，计算相应的速度增量和点火时间；
在轨道坐标系下，设定点火方向为沿着X轴反向；采用整轨点火的策略，根据计算得到的点火时间，连续降轨直至半长轴满足要求。
优选的，所述模块M3包括：
根据当前在轨轨道的偏心率及目标轨道的偏心率，根据二体模型及卫星推重比，计算相应的速度增量和点火时间；
建立拱线固连坐标系，坐标系原点为卫星质心，X轴指向近地点质量，Y轴在轨道面内垂直X轴指向飞行方向，Z轴与其它两轴构成右手坐标系；
在拱线固连坐标系下，设定点火方向沿着Y轴，采用整轨点火的策略，根据计算得到的点火时间，连续降轨直至偏心率满足要求。
优选的，所述模块M4包括：
根据模块M2和模块M3的调整结果，计算当前的近\远地点高度；
对比目标特征点高度，计算近点高度的差值、点火时间及速度增量，在远地点沿着轨道坐标系X轴点火，调整近地点高度；
对比目标特征点高度，计算远点高度的差值、点火时间及速度增量，在近地点沿着轨道坐标系X轴点火，调整远地点高度。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明可以根据离轨要求，快速计算、评估并确定离轨轨道参数，充分考虑快速离轨的要求，实现了对离轨轨道参数集的快速评估与优选，采用半长轴和偏心率解耦调整的策略，为卫星星座离轨提供一种有效的轨控方法，实现了离轨轨道参数集的快速评估与优选；
2、本发明通过采用在不同坐标系下分阶段点火的策略，有效降低了半长轴与偏心率的耦合性，有利于简化实际任务离轨方案的复杂性。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明方法流程图；
图2为具体实施方式中半长轴时间历程；
图3为具体实施方式中偏心率时间历程；
图4为具体实施方式中远地点高度时间历程；
图5为具体实施方式中近地点高度时间历程。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
本发明实施例提供了一种卫星星座电推进离轨控制方法，参照图1所示，该方法具体包括：
步骤S1：根据离轨任务要求，选取离轨轨道的特征点高度，并计算目标轨道的半长轴和偏心率；
在此步骤中，首先根据设定的离轨时间，生成近\远地点高度包络矩阵，随后在包络矩阵遍历采用，计算各采用点对应的离轨时间；再比较各采样点对应的离轨时间，根据燃料最省的原则，从中挑选近\远地点高度，确定离轨轨道参数，并采用二体模型，计算相应的半长轴和偏心率。
步骤S2：对轨道的半长轴进行调整，沿着切向连续点火，直至半长轴降低至目标值；
在该步骤中，首先根据当前初始轨道的半长轴及目标轨道的半长轴，根据二体模型及卫星推重比，计算相应的速度增量和点火时间；
其次，在轨道坐标系下，设定点火方向为沿着X轴反向；
最后，采用整轨点火的策略，根据计算得到的点火时间，连续降轨直至半长轴满足要求。
步骤S3：对轨道的偏心率进行调整，整轨点火，沿着垂直拱线的方向点火直至偏心率满足目标值；
具体地，在该步骤中，根据当前在轨轨道的偏心率及目标轨道的偏心率，根据二体模型及卫星推重比，计算相应的速度增量和点火时间；
建立拱线固连坐标系，坐标系原点为卫星质心，X轴指向近地点质量，Y轴在轨道面内垂直X轴指向飞行方向，Z轴与其它两轴构成右手坐标系；
在拱线固连坐标系下，设定点火方向沿着Y轴，采用整轨点火的策略，根据计算得到的点火时间，连续降轨直至偏心率满足要求。
步骤S4：在轨道特征点点火，直至近地点高度和远地点高度满足离轨要求。
根据步骤S2和步骤S3的调整结果，计算当前的近\远地点高度；
对比目标特征点高度，计算近点高度的差值、点火时间及速度增量，在远地点沿着轨道坐标系X轴点火，调整近地点高度；
对比目标特征点高度，计算远点高度的差值、点火时间及速度增量，在近地点沿着轨道坐标系X轴点火，调整远地点高度。
以下为对卫星星座电推进离轨控制方法的数值仿真验证：
根据以下计算条件，进行数值仿真计算，结果参照图2和图3所示，在仿真计算中，设定工作轨道半长轴为7378.137km，偏心率0.001，轨道倾角60°；同时，根据计算条件，其结果还参照图4和图5所示，离轨轨道的近地点高度和远地点高度分别为400km和900km，对应的半长轴为7028.137km，偏心率为0.0355713。设定卫星推重比为0.0001m/s2，比冲为1600s。
本发明实施例提供了一种卫星星座电推进离轨控制方法，实现了对离轨轨道参数集的快速评估与优选；通过采用在不同坐标系下分阶段点火的策略，有效降低了半长轴与偏心率的耦合性，有利于简化实际任务离轨方案的复杂性。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种卫星星座电推进离轨控制方法，其特征在于，包括：
步骤S1：根据离轨任务要求，选取离轨轨道的特征点高度，并计算目标轨道的半长轴和偏心率；
步骤S2：对轨道的半长轴进行调整，沿着切向连续点火，直至半长轴降低至目标值；
步骤S3：对轨道的偏心率进行调整，整轨点火，沿着垂直拱线的方向点火直至偏心率满足目标值；
步骤S4：在轨道特征点点火，直至近地点高度和远地点高度满足离轨要求。
2.根据权利要求1所述的卫星星座电推进离轨控制方法，其特征在于，所述步骤S1包括：
步骤S1.1：根据设定的离轨时间，生成近\远地点高度包络矩阵；
步骤S1.2：在包络矩阵遍历采用，计算各采用点对应的离轨时间；
步骤S1.3：比较各采样点对应的离轨时间，根据燃料最省的原则，从中挑选近\远地点高度，确定离轨轨道参数，并采用二体模型，计算相应的半长轴和偏心率。
3.根据权利要求1所述的卫星星座电推进离轨控制方法，其特征在于，所述步骤S2包括：
根据当前初始轨道的半长轴及目标轨道的半长轴，根据二体模型及卫星推重比，计算相应的速度增量和点火时间；
在轨道坐标系下，设定点火方向为沿着X轴反向；采用整轨点火的策略，根据计算得到的点火时间，连续降轨直至半长轴满足要求。
4.根据权利要求1所述的卫星星座电推进离轨控制方法，其特征在于，所述步骤S3包括：根据当前在轨轨道的偏心率及目标轨道的偏心率，根据二体模型及卫星推重比，计算相应的速度增量和点火时间；
建立拱线固连坐标系，坐标系原点为卫星质心，X轴指向近地点质量，Y轴在轨道面内垂直X轴指向飞行方向，Z轴与其它两轴构成右手坐标系；
在拱线固连坐标系下，设定点火方向沿着Y轴，采用整轨点火的策略，根据计算得到的点火时间，连续降轨直至偏心率满足要求。
5.根据权利要求1所述的卫星星座电推进离轨控制方法，其特征在于，所述步骤S4包括：
根据步骤S2和步骤S3的调整结果，计算当前的近\远地点高度；
对比目标特征点高度，计算近点高度的差值、点火时间及速度增量，在远地点沿着轨道坐标系X轴点火，调整近地点高度；
对比目标特征点高度，计算远点高度的差值、点火时间及速度增量，在近地点沿着轨道坐标系X轴点火，调整远地点高度。
6.一种卫星星座电推进离轨控制系统，其特征在于，包括：
模块M1：根据离轨任务要求，选取离轨轨道的特征点高度，并计算目标轨道的半长轴和偏心率；
模块M2：对轨道的半长轴进行调整，沿着切向连续点火，直至半长轴降低至目标值；
模块M3：对轨道的偏心率进行调整，整轨点火，沿着垂直拱线的方向点火直至偏心率满足目标值；
模块M4：在轨道特征点点火，直至近地点高度和远地点高度满足离轨要求。
7.根据权利要求6所述的卫星星座电推进离轨控制系统，其特征在于，所述模块M1包括：
模块M1.1：根据设定的离轨时间，生成近\远地点高度包络矩阵；
模块M1.2：在包络矩阵遍历采用，计算各采用点对应的离轨时间；
模块M1.3：比较各采样点对应的离轨时间，根据燃料最省的原则，从中挑选近\远地点高度，确定离轨轨道参数，并采用二体模型，计算相应的半长轴和偏心率。
8.根据权利要求6所述的卫星星座电推进离轨控制系统，其特征在于，所述模块M2包括：
根据当前初始轨道的半长轴及目标轨道的半长轴，根据二体模型及卫星推重比，计算相应的速度增量和点火时间；
在轨道坐标系下，设定点火方向为沿着X轴反向；采用整轨点火的策略，根据计算得到的点火时间，连续降轨直至半长轴满足要求。
9.根据权利要求6所述的卫星星座电推进离轨控制系统，其特征在于，所述模块M3包括：
根据当前在轨轨道的偏心率及目标轨道的偏心率，根据二体模型及卫星推重比，计算相应的速度增量和点火时间；
建立拱线固连坐标系，坐标系原点为卫星质心，X轴指向近地点质量，Y轴在轨道面内垂直X轴指向飞行方向，Z轴与其它两轴构成右手坐标系；
在拱线固连坐标系下，设定点火方向沿着Y轴，采用整轨点火的策略，根据计算得到的点火时间，连续降轨直至偏心率满足要求。
10.根据权利要求6所述的卫星星座电推进离轨控制系统，其特征在于，所述模块M4包括：
根据模块M2和模块M3的调整结果，计算当前的近\远地点高度；
对比目标特征点高度，计算近点高度的差值、点火时间及速度增量，在远地点沿着轨道坐标系X轴点火，调整近地点高度；
对比目标特征点高度，计算远点高度的差值、点火时间及速度增量，在近地点沿着轨道坐标系X轴点火，调整远地点高度。
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