CN115416877B - 一种基于小推力的卫星碰撞高度规避方法及智能化系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及太空中的运载工具位置、高度姿态的控制方法，尤其涉及一种基于小推力的卫星碰撞高度规避方法及智能化系统，针对小推力情形，设计了一种可智能确定规避量和控制参数的卫星避碰高度规避方法。包括：获取拟规避卫星的相关参数、交会信息和规避要求，得到交会时刻该卫星的轨道Kepler根数以及该卫星和交会物体的联合轨道误差；根据碰撞规避设定的残余碰撞风险要求，计算卫星高度规避控制的目标高度值；根据目标高度值，结合卫星推力的大小和轨道参数，确定高度规避的控制参数和计算轨控开机时长近似值；根据控制参数和轨控开机时长近似值，优化计算得到卫星规避控制的开关机时刻、速度增量和控后轨道参数，并给出卫星推力的方向。

Description

一种基于小推力的卫星碰撞高度规避方法及智能化系统

技术领域

本发明属于空间碰撞规避技术领域，涉及太空中的运载工具位置、高度姿态的控制方法，尤其涉及一种基于小推力的卫星碰撞高度规避方法及智能化系统。

背景技术

随着人类航天事业的发展，在轨航天器和空间碎片(下通称空间目标)的数量与日俱增，这将制约人类航天活动的开展。由于在轨空间目标相对卫星的平均速度可以达到10km/s的量级，因此如果一旦发生碰撞，结果将是致命的。为了规避危险，卫星通常采取规避机动的方式来消除或者降低这种碰撞风险。

高度规避法(也叫高度分离法)是卫星在进行碰撞规避时所采用的一种策略，通过在某个时刻施加一个切向脉冲，抬高和降低被评估卫星过碰撞点时的高度，使之在高度层面上避免相撞。这种方法之前用于化学推进(大推力)的卫星规避控制时，具有所需操作时间短，便于在对碰撞风险充分评估基础上或者紧急情况下实施碰撞规避的优点。

目前，小卫星，特别是微纳卫星的应用日益广泛，由于这些小卫星大多采用电推进技术，推力作用量级很小，产生的加速度通常在10^-3-10^-6m/s²之间。此时，若想利用常规的基于化学推进的高度规避法，则存在因推力小、轨控时间长导致的原先高度规避方法的优点不复存在的问题。此外，当前公开资料给出的高度规避法都是基于近圆、脉冲方式进行规避控制计算，这种方法也不适用于小推力情形下的控制计算。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术缺陷，提出了一种基于小推力的卫星碰撞高度规避方法。

为了实现上述目的，本发明提出了一种基于小推力的卫星碰撞高度规避方法，所述方法包括：

步骤1)获取拟规避卫星的相关参数、交会信息和规避要求，计算得到交会时刻该卫星的轨道Kepler根数以及该卫星和交会物体的联合轨道误差；

步骤2)根据碰撞规避设定的残余碰撞风险要求，计算卫星高度规避控制的目标高度值；

步骤3)根据目标高度值，结合卫星推力和轨道参数，确定高度规避的控制参数和计算轨控开机时长近似值；

步骤4)根据控制参数和轨控开机时长近似值，优化计算得到卫星规避控制的轨控开关机时刻、速度增量和控后轨道参数，并给出推力方向。

作为上述方法的一种改进，所述步骤1)包括：

获取拟规避卫星的相关参数，所述相关参数包括该卫星的等效半径、推力参数、轨道参数和轨道误差数据；

获取交会信息，所述交会信息包括交会物体的轨道误差数据、交会时刻、交会时刻交会物体在卫星RTN坐标系下的位置分量和碰撞概率；

获取规避要求，所述规避要求包括：优先调整的控制参数选择、规避控制约束条件、规避后残余碰撞概率阈值和控制参数计算收敛门限；

根据上述数据，计算得到交会时刻该卫星的轨道Kepler根数，所述轨道Kepler根数包括交会时刻卫星轨道的半长轴a_c、偏心率e_c、倾角i_c、升交点赤经、近地点幅角ω_c和平近点角M_c；计算得到在卫星RTN坐标系(即以卫星质心为远点，以径向、横向和轨道面法向为轴构成的坐标系)下的该卫星和交会物体的联合轨道误差。

作为上述方法的一种改进，所述步骤2)包括：

基于规避后残余碰撞概率满足安全范围的原则，令机动后的残余碰撞概率小于规避后残余碰撞概率门限P_CA，则规避后在交会点处卫星和交会物体间的径向交会距离R_A满足下式：

其中，P_CW为预警给出的碰撞概率，σ_R为卫星和交会物体的联合轨道误差的径向分量，R_C为无规避机动时的径向交会距离；

根据下式得到卫星规避控制的目标高度值h：

h＝-sign(R_C)(R_A-|R_C|)

式中，sign(R_C)表示取R_C的符号。

作为上述方法的一种改进，所述步骤3)包括：

步骤3-1)根据卫星规避控制的目标高度值h，分别计算

和

的值，其中，n为卫星平均运动速度，满足下式：

式中，μ为地心引力常数，取值为3.986004415×10¹⁴m³/s²；

步骤3-2)当

并且

如果需要优先控制近地点幅角，转至步骤3-5)；如果不需要优先控制近地点幅角，转至步骤3-6)；

步骤3-3)当

并且

转至步骤3-5)；

步骤3-4)当

并且

转至步骤3-6)；当

并且

则结束计算；

步骤3-5)计算近地点幅角的控制量Δω和轨控开机时长近似值Δτ；

步骤3-6)计算轨道半长轴的控制量Δa和轨控开机时长近似值Δτ。

作为上述方法的一种改进，所述步骤3-5)的近地点幅角的控制量Δω和轨控开机时长近似值Δτ为：

Δω＝h/a_ce_c sinM_c

式中，A_R为作用在卫星上的径向推力加速度，其符号与卫星规避控制的目标高度值h相同，即h>0时，A_R的方向沿径向方向；h<0时，A_R的方向为径向的负方向。

作为上述方法的一种改进，所述步骤3-6)的轨道半长轴的控制量Δa和轨控开机时长近似值Δτ为：

Δa＝h

式中，A_T为作用在卫星上的横向推力加速度，其符号与卫星规避控制的目标高度值h相同，即h>0时，A_T的方向为横向方向；h<0时，A_T的方向为横向的负方向。

作为上述方法的一种改进，所述步骤4)包括：

步骤4-1)利用轨控开机时长近似值Δτ，根据交会时刻，结合跟踪约束要求，确定轨控开机时刻和关机时刻：

当没有跟踪约束要求，关机时刻为交会时刻，轨控开机时刻为关机时刻减轨控开机时长近似值Δτ；当有跟踪约束要求，则按约束要求将相应的轨控开机时刻或关机时刻安排在测控跟踪弧段内；

步骤4-2)将卫星带轨控外推到交会时刻，得到交会时刻卫星控制后的位置；

步骤4-3)计算卫星在交会点处的高度和高度改变值，当改变值与控制目标值差的绝对值大于预设门限，则用差值计算轨控开机时长修正值，并修正轨控开机时长近似值Δτ，转至步骤4-1)；否则，转至步骤4-4)；

步骤4-4)计算轨控速度增量，以及控后理论轨道参数，并给出卫星推力的方向。

一种基于小推力的卫星碰撞高度规避智能化系统，所述系统包括：初始化计算模块、目标高度值计算模块、高度规避参数计算模块和优化输出模块；其中，

所述初始化计算模块，用于获取拟规避卫星的相关参数、交会信息和规避要求，计算得到交会时刻该卫星的轨道Kepler根数以及该卫星和交会物体的联合轨道误差；

所述目标高度值计算模块，用于根据碰撞规避设定的残余碰撞风险要求，计算卫星高度规避控制的目标高度值；

所述高度规避参数计算模块，用于根据目标高度值，结合卫星推力的大小和轨道参数，确定高度规避的控制参数和计算轨控开机时长近似值；

所述优化输出模块，用于根据控制参数和轨控开机时长近似值，优化计算得到卫星规避控制的轨控开关机时刻、速度增量和控后轨道参数，并给出卫星推力的方向，即当调整轨道半长轴时，推力方向为A_T的方向；当调整近地点幅角时，推力方向为A_R的方向。

一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述任一项所述的方法。

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程序，所述计算机程序当被处理器执行时使所述处理器执行上述任一项所述的方法。

与现有技术相比，本发明的优势在于：

1、本发明针对常规的基于脉冲的卫星碰撞高度规避方法不再适用于小推力情形下的卫星碰撞规避问题，设计了一种小推力条件下的卫星碰撞高度规避方法，给出了对太空中拟规避卫星具体的位置、高度、姿态等的控制参数和控制量，具有操作时间相对短，可在充分评估碰撞风险基础上实施可靠规避，或者在紧急情况下的应急规避应用，具备原先基于脉冲的高度规避法的优点；

2、本发明提出了基于碰撞概率解析公式的卫星规避高度量的计算方法，给出了碰撞规避控制量计算的依据；

3、本发明的方法给出了小推力条件下高度规避目标控制参数选择方法和轨控开机时长的计算公式，为后续轨控参数优化计算提供了初值；

4、本发明的方法针对|h|比|a_ce_c sinM_c|小2个量级以上的情形，提出了通过调整近地点幅角的规避控制方式，实现了小推力作用下轨道半长轴和偏心率的不变，可减少规避机动对卫星后续飞行任务的影响；

5、本发明的方法确保卫星运管部门在充分评估碰撞风险基础上实施可靠规避，或者在紧急情况下的应急规避应用。

附图说明

图1是本发明的基于小推力的卫星碰撞高度规避方法流程图；

图2是本发明实施例1的计算流程图。

具体实施方式

本发明设计了一种特定条件下的小推力卫星碰撞高度规避方法，通过目标规避高度计算、控制量选择和计算，可将碰撞概率降低到安全范围内。该方法保留了原先高度规避法的优点。

如图1所示，本发明所提出的基于小推力的卫星碰撞高度规避的主要过程如下：

1)获取拟规避卫星的等效半径、轨道参数、推力参数、卫星和交会物体的轨道误差数据，交会时刻、交会时刻目标在卫星RTN坐标系下的位置分量、碰撞概率，以及规避控制约束条件、规避后残余碰撞概率阈值和控制参数计算收敛门限等，并完成以下初始化计算：由卫星轨道参数经轨道外推计算交会时刻卫星的Kepler轨道根数(记为轨道半长轴a_c、偏心率e_c、倾角i_c、升交点赤经、近地点幅角ω_c和平近点角M_c)，由轨道误差数据计算在卫星RTN坐标系下的目标和卫星的联合轨道误差。

2)基于将规避后残余碰撞概率降低到安全范围的原则，利用碰撞概率计算的解析公式计算卫星规避控制的目标高度值h：

碰撞概率计算的近似解析公式

式中：P_C为碰撞概率，σ_R,σ_SW分别为卫星和交会物体轨道的联合轨道误差在径向和横向平面上的分量，(R,S,W)为交会时刻目标在卫星RTN坐标系下的位置分量；r_A为卫星大小的等效半径。

令：

则有：

设预警给出的碰撞概率为P_CW，规避后残余碰撞概率门限为P_CA，卫星和交会物体的联合径向误差为σ_R，无规避机动时交会径向距离为R_C,则为了使机动后的残余碰撞概率小于P_CA，相应规避后的在交会点处卫星和交会物体间的径向交会距离R_A必须满足：

于是，卫星规避控制的最小目标高度量为

h＝-sign(R_C)(R_A-|R_C|)

式中，sign(R_C)标识取R_C的符号。

3)分2种情形确定控制量和计算轨控近似开机时长：

(a)若|h|比|a_ce_c sin M_c|小2个量级以上，则可以通过调整近地点方向来实施规避，对应近地点幅角的控制量Δω和近似开机时长Δτ为：

Δω＝h/a_ce_c sin M_c

式中：A_R为作用在卫星上的径向推力加速度分量，其符号须与h相同；n为卫星平均运动速度，有

n＝μ^1/2a^-3/2

其中，μ为地心引力常数，可取值为3.986004415×10¹⁴m³/s²。

(b)若

(A为卫星推力加速度的大小),则可选择调整轨道半长轴实施高度规避，相应的轨道半长轴的控制量Δa和近似开机时长Δτ为：

Δa＝h

式中：A_T为作用在卫星上地横向推力加速度分量，其符号须与h相同。

(c)对于不符合上述两种情形的小推力规避案例，尽管依然可以采用情形(b)方式，通过调整半长轴来进行规避，但因为轨控时间长，规避控制在改变高度的同时，也会显著改变了卫星过交会点的时刻，此时已不再是纯粹的高度规避方法，同时原先高度规避法的优点也将削弱。

4)轨控参数计算：

(a)根据开机时长及交会时刻、轨控区域约束，以及测站跟踪要求等约束条件，计算开关机时刻：

(b)利用轨控开关机时刻，加推力轨道外推至交会时刻，计算交会时刻的高度差；

(c)根据计算所得的高度差与目标高度差的差值，利用开机时长计算公式修正开机时长；

若开机时长的变化量大于给定门限，则回到过程4)中步骤(a)；若小于给定门限，则计算轨控速度增量，输出开关机时间，以及轨控结束时刻的轨道根数。

下面结合附图和实施例对本发明的技术方案进行详细的说明。

实施例1

如图2所示，本发明的实施例1提出了基于小推力的卫星碰撞高度规避方法，包括以下步骤：

1)初始化：获取卫星等效半径、推力参数、轨道参数和轨道误差数据，交会物体的轨道参数和误差数据，交会时刻，交会时交会物体在卫星RTN坐标系下的位置矢量，碰撞概率；规避控制约束条件，规避后残余碰撞概率阈值，控制参数计算收敛门限，优先控制近地点幅角标识；计算交会时刻卫星轨道的Kepler根数、卫星和交会物体的联合轨道误差。

2)利用交会时刻Kepler根数、碰撞概率、交会物体在卫星RTN坐标系下的位置分量、联合轨道误差分量、卫星等效半径，以及残余碰撞概率阈值，计算卫星规避的目标高度和高度控制目标值h。

3)计算|h/a_ce_c sin M_c|和n|h|/(2A)的值。若前者不大于0.01且后者小于10⁴，则当优先控制近地点幅角时，跳到步骤5)，当不需要优先控值近地点幅角时，跳到6)。

4)若|h/a_ce_c sin M_c|不大于0.01，则到步骤5)；否则：当n|h|/(2A)小于10⁴时，跳到步骤6)，当n|h|/(2A)大于等于10⁴时，终止计算。

5)计算近地点幅角的控制量Δω和近似轨控开机时长Δτ，跳到步骤7)。

6)计算轨道半长轴的控制量Δa和近似轨控开机时长Δτ。

7)利用轨控开机时长，根据交会时刻，确定轨控开始时刻和结束时刻，其中结束时刻必须在交会时刻前。若没有跟踪约束要求，则可将交会时刻作为关机点时刻，往前Δτ时间即为轨控开机时刻；若有跟踪约束要求，则按约束要求将相应的开机时刻或者关机时刻安排测控跟踪弧段内。

8)将卫星带轨控外推到交会时刻，得到该时刻卫星控制后的位置；

9)计算卫星在交会点的高度和改变值，若改变值与控制目标值差的绝对值大于门限，则用差值计算轨控开机时长修正值，修正开机时长，跳到步骤7)。

10)计算轨控速度增量，以及控后理论轨道参数，给出卫星推力方向，终止计算。

实施例2

本发明的实施例2提出了一种基于小推力的卫星碰撞高度规避智能化系统，基于实施例1的方法实现，所述系统包括：初始化计算模块、目标高度值计算模块、高度规避参数计算模块和优化输出模块；其中，

所述初始化计算模块，用于获取拟规避卫星的相关参数、交会信息和规避要求，计算得到交会时刻该卫星的轨道Kepler根数以及该卫星和交会物体的联合轨道误差；

所述目标高度值计算模块，用于根据碰撞规避设定的残余碰撞风险要求，计算卫星高度规避控制的目标高度值；

所述高度规避参数计算模块，用于根据目标高度值，结合卫星推力和轨道参数，确定高度规避的控制参数和计算轨控开机时长近似值；

所述优化输出模块，用于根据控制参数和轨控开机时长近似值，优化计算得到卫星规避控制的开关机时刻、速度增量、推力方向和控后轨道参数。

实施例3

本发明的实施例3还可提供的一种计算机设备，包括：至少一个处理器、存储器、至少一个网络接口和用户接口。该设备中的各个组件通过总线系统耦合在一起。可理解，总线系统用于实现这些组件之间的连接通信。总线系统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。

其中，用户接口可以包括显示器、键盘或者点击设备(例如，鼠标，轨迹球(trackball)、触感板或者触摸屏等。

可以理解，本申请公开实施例中的存储器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 DataRate SDRAM，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(Direct Rambus RAM，DRRAM)。本文描述的存储器旨在包括但不限于这些和任意其它适合类型的存储器。

在一些实施方式中，存储器存储了如下的元素，可执行模块或者数据结构，或者他们的子集，或者他们的扩展集：操作系统和应用程序。

其中，操作系统，包含各种系统程序，例如框架层、核心库层、驱动层等，用于实现各种基础业务以及处理基于硬件的任务。应用程序，包含各种应用程序，例如媒体播放器(Media Player)、浏览器(Browser)等，用于实现各种应用业务。实现本公开实施例方法的程序可以包含在应用程序中。

在本上述的实施例中，还可通过调用存储器存储的程序或指令，具体的，可以是应用程序中存储的程序或指令，处理器用于：

执行实施例1的方法的步骤。

实施例1的方法可以应用于处理器中，或者由处理器实现。处理器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 SpecificIntegrated 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。可以实现或者执行实施例1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。结合实施例1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，处理器读取存储器中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。

可以理解的是，本发明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(Application Specific Integrated Circuits，ASIC)、数字信号处理器(Digital SignalProcessing，DSP)、数字信号处理设备(DSP Device，DSPD)、可编程逻辑设备(ProgrammableLogic Device，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，可通过执行本发明的功能模块(例如过程、函数等)来实现本发明技术。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。

实施例4

本发明实施例4还可提供一种非易失性存储介质，用于存储计算机程序。当该计算机程序被处理器执行时可以实现上述方法实施例中的各个步骤。

本发明主要创新点有：

1)提出了基于碰撞概率解析公式的卫星规避高度量的计算方法，给出了碰撞规避控制量计算的依据。

2)给出了小推力条件下高度规避目标控制参数选择方法和轨控开机时长的计算公式，为后续轨控参数优化计算提供了初值。

3)针对|h|比|a_ce_c sin M_c|小2个量级以上的情形，提出了通过调整近地点幅角的规避控制方式，实现了小推力作用下轨道半长轴和偏心率的不变，可减少规避机动对卫星后续飞行任务的影响。

本发明采用的高度规避目标高度计算、控制参数选择和轨控开机时长计算方法，可以为使用电推进等小推力技术的卫星，提供一种可行的碰撞规避策略，确保卫星运管部门在充分评估碰撞风险基础上实施可靠规避，或者在紧急情况下的应急规避应用。

最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (8)

1.一种基于小推力的卫星碰撞高度规避方法，所述方法包括：

步骤1)获取拟规避卫星的相关参数、交会信息和规避要求，计算得到交会时刻该卫星的轨道Kepler根数以及该卫星和交会物体的联合轨道误差；

步骤2)根据碰撞规避设定的残余碰撞风险要求，计算卫星高度规避控制的目标高度值；

步骤3)根据目标高度值，结合卫星推力的大小和轨道参数，确定高度规避的控制参数和计算轨控开机时长近似值；

步骤4)根据控制参数和轨控开机时长近似值，优化计算得到卫星规避控制的轨控开关机时刻、速度增量和控后轨道参数，并给出卫星推力的方向；

所述步骤1)包括：

获取拟规避卫星的相关参数，所述相关参数包括该卫星的等效半径、推力参数、轨道参数和轨道误差数据；

获取交会信息，所述交会信息包括交会物体的轨道误差数据、交会时刻、交会时刻交会物体在卫星RTN坐标系下的位置分量和预警给出的碰撞概率；

获取规避要求，所述规避要求包括：优先调整的控制参数选择、规避控制约束条件、规避后残余碰撞概率阈值和控制参数计算收敛门限；

根据上述数据，计算得到交会时刻该卫星的轨道Kepler根数，所述轨道Kepler根数包括交会时刻卫星轨道的半长轴a_c、偏心率e_c、倾角i_c、升交点赤经、近地点幅角ω_c和平近点角M_c；计算得到在卫星RTN坐标系下的该卫星和交会物体的联合轨道误差；

所述步骤2)包括：

基于规避后残余碰撞概率满足安全范围的原则，令机动后的残余碰撞概率小于规避后残余碰撞概率门限P_CA，则规避后在交会点处卫星和交会物体间的径向交会距离R_A满足下式：

其中，P_CW为预警给出的碰撞概率，σ_R为卫星和交会物体的联合轨道误差的径向分量，R_C为无规避机动时的径向交会距离；

根据下式得到卫星规避控制的目标高度值h：

h＝-sign(R_C)(R_A-|R_C|)

式中，sign(R_C)表示取R_C的符号。

2.根据权利要求1所述的基于小推力的卫星碰撞高度规避方法，其特征在于，所述步骤3)包括：

步骤3-1)根据卫星规避控制的目标高度值h，分别计算

和

的值，其中，n为卫星平均运动速度，满足下式：

式中，μ为地心引力常数，取值为3.986004415×10¹⁴m³/s²；

步骤3-2)当

并且

如果需要优先控制近地点幅角，转至步骤3-5)；如果不需要优先控制近地点幅角，转至步骤3-6)；

步骤3-3)当

并且

转至步骤3-5)；

步骤3-4)当

并且

转至步骤3-6)；当

并且

则结束计算；

步骤3-5)计算近地点幅角的控制量Δω和轨控开机时长近似值Δτ；

步骤3-6)计算轨道半长轴的控制量Δa和轨控开机时长近似值Δτ。

3.根据权利要求2所述的基于小推力的卫星碰撞高度规避方法，其特征在于，所述步骤3-5)的近地点幅角的控制量Δω和轨控开机时长近似值Δτ为：

Δω＝h/a_ce_csinM_c

式中，A_R为作用在卫星上的径向推力加速度，其符号与卫星规避控制的目标高度值h相同。

4.根据权利要求2所述的基于小推力的卫星碰撞高度规避方法，其特征在于，所述步骤3-6)的轨道半长轴的控制量Δa和轨控开机时长近似值Δτ为：

Δa＝h

式中，A_T为作用在卫星上的横向推力加速度，其符号与卫星规避控制的目标高度值h相同。

5.根据权利要求2所述的基于小推力的卫星碰撞高度规避方法，其特征在于，所述步骤4)包括：

步骤4-1)利用轨控开机时长近似值Δτ，根据交会时刻，结合跟踪约束要求，确定轨控开机时刻和关机时刻：

当没有跟踪约束要求，关机时刻为交会时刻，轨控开机时刻为关机时刻减轨控开机时长近似值Δτ；当有跟踪约束要求，则按约束要求将相应的轨控开机时刻或关机时刻安排在测控跟踪弧段内；

步骤4-2)将卫星带轨控外推到交会时刻，得到交会时刻卫星控制后的位置；

步骤4-3)计算卫星在交会点处的高度和高度改变值，当改变值与控制目标值差的绝对值大于预设门限，则用差值计算轨控开机时长修正值，并修正轨控开机时长近似值Δτ，转至步骤4-1)；否则，转至步骤4-4)；

步骤4-4)计算轨控速度增量，以及控后理论轨道参数，并给出卫星推力的方向。

6.一种基于小推力的卫星碰撞高度规避智能化系统，其特征在于，所述系统包括：初始化计算模块、目标高度值计算模块、高度规避参数计算模块和优化输出模块；其中，

所述初始化计算模块，用于获取拟规避卫星的相关参数、交会信息和规避要求，计算得到交会时刻该卫星的轨道Kepler根数以及该卫星和交会物体的联合轨道误差；

所述目标高度值计算模块，用于根据碰撞规避设定的残余碰撞风险要求，计算卫星高度规避控制的目标高度值；

所述高度规避参数计算模块，用于根据目标高度值，结合卫星推力的大小和轨道参数，确定高度规避的控制参数和计算轨控开机时长近似值；

所述优化输出模块，用于根据控制参数和轨控开机时长近似值，优化计算得到卫星规避控制的轨控开关机时刻、速度增量和控后轨道参数，并给出卫星推力的方向；

所述初始化计算模块的处理过程具体包括：

获取拟规避卫星的相关参数，所述相关参数包括该卫星的等效半径、推力参数、轨道参数和轨道误差数据；

获取交会信息，所述交会信息包括交会物体的轨道误差数据、交会时刻、交会时刻交会物体在卫星RTN坐标系下的位置分量和预警给出的碰撞概率；

获取规避要求，所述规避要求包括：优先调整的控制参数选择、规避控制约束条件、规避后残余碰撞概率阈值和控制参数计算收敛门限；

根据上述数据，计算得到交会时刻该卫星的轨道Kepler根数，所述轨道Kepler根数包括交会时刻卫星轨道的半长轴a_c、偏心率e_c、倾角i_c、升交点赤经、近地点幅角ω_c和平近点角M_c；计算得到在卫星RTN坐标系下的该卫星和交会物体的联合轨道误差；

所述目标高度值计算模块的处理过程具体包括：

基于规避后残余碰撞概率满足安全范围的原则，令机动后的残余碰撞概率小于规避后残余碰撞概率门限P_CA，则规避后在交会点处卫星和交会物体间的径向交会距离R_A满足下式：

其中，P_CW为预警给出的碰撞概率，σ_R为卫星和交会物体的联合轨道误差的径向分量，R_C为无规避机动时的径向交会距离；

根据下式得到卫星规避控制的目标高度值h：

h＝-sign(R_C)(R_A-|R_C|)

式中，sign(R_C)表示取R_C的符号。

7.一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至5中任一项所述的方法。

8.一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程序，所述计算机程序当被处理器执行时使所述处理器执行权利要求1至5任一项所述的方法。

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