CN115636109B - 一种使用双推力系统的轨控方法、装置及设备 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种使用双推力系统的轨控方法、装置及设备，其中，所述方法包括：获取所述待轨控卫星的速度变化率以及所述待轨控卫星的非燃料推力系统参数；根据所述非燃料推力系统参数，得到所述待轨控卫星的第一阈值，其中，所述第一阈值表征所述非燃料推力系统的推力参数，所述第一阈值的推力小于所述非燃料推力系统的推力上限；若所述速度变化率小于所述第一阈值，则采用所述非燃料推力系统对所述待轨控卫星进行轨控；若所述速度变化率大于或等于所述第一阈值，则采用所述燃料推力系统对所述待轨控卫星进行轨控，所述燃料推力系统的推力上限大于所述非燃料推力系统的推力上限。通过上述方式，本发明可以降低卫星的燃料消耗，减少运维成本。

Description

一种使用双推力系统的轨控方法、装置及设备

技术领域

本发明涉及卫星通讯技术领域，具体涉及一种使用双推力系统的轨控方法、装置及设备。

背景技术

在一些不发达的国家和地区，由于通信网络基础设施建设水平较为落后，还未有移动通信服务，因此需要建设能够与设施进行通讯的卫星。

但现有的卫星为了提高安全性，即防止卫星脱轨而造成严重后果，需要让卫星时刻处在高精度的预定轨道之上，而这意味着需要频繁的轨道控制，也就意味着需要足够多的燃料消耗，而这必然会带来更高的运维成本。从卫星燃料角度，高运维成本意味着不能高效利用发射时携带的燃料来延长使用周期。

发明内容

鉴于上述问题，提出了本发明实施例以便提供一种克服上述问题或者至少部分地解决上述问题的使用双推力系统的轨控方法、装置及设备。

根据本发明实施例的一个方面，提供了一种使用双推力系统的轨控方法，应用于待轨控卫星，所述待轨控卫星包括燃料推力系统和非燃料推力系统，所述方法包括：

获取所述待轨控卫星的速度变化率以及所述待轨控卫星的非燃料推力系统参数；

根据所述非燃料推力系统参数，得到所述待轨控卫星的第一阈值，其中，所述第一阈值表征所述非燃料推力系统的推力参数，所述第一阈值的推力小于所述非燃料推力系统的推力上限；

若所述速度变化率小于所述第一阈值，则采用所述非燃料推力系统对所述待轨控卫星进行轨控；

若所述速度变化率大于或等于所述第一阈值，则采用所述燃料推力系统对所述待轨控卫星进行轨控，其中，所述燃料推力系统的推力上限大于所述非燃料推力系统的推力上限。

可选的，所述非燃料推力系统参数包括以下至少一个：

所述非燃料推力系统的喷气质量、所述非燃料推力系统的有效喷气速度、所述非燃料推力系统的燃料质量、所述非燃料推力系统的比冲和所述非燃料推力系统的动力参数。

可选的，所述第一阈值是通过算法得到的，其中，是指所述第一阈值、m是指所述非燃料推力系统的燃料质量、G是指万有引力常数、是指所述非燃料推力系统的比冲、是指所述非燃料推力系统的喷气质量、是指所述非燃料推力系统的动力参数。

可选的，所述非燃料推力系统的比冲是通过算法得到的，其中，是指所述非燃料推力系统的有效喷气速度。

可选的，所述获取所述待轨控卫星的速度变化率，包括：

获取所述待轨控卫星的时刻的速度以及所述待轨控卫星的时刻的速度，其中，时刻晚于时刻；

通过公式，得到所述待轨控卫星的速度变化量；

通过公式，得到所述待轨控卫星的时间变化量；

通过公式，得到所述待轨控卫星的速度变化率。

可选的，所述待轨控卫星的速度是通过算法得到的，其中，v是指所述待轨控卫星的速度，M是指地球质量，r是指所述待轨控卫星与地心的距离，是指所述待轨控卫星的轨道半长轴。

根据本发明实施例的另一方面，提供了一种使用双推力系统的轨控装置，包括：

获取模块，用于获取所述待轨控卫星的速度变化率以及所述待轨控卫星的非燃料推力系统参数；

处理模块，用于根据所述非燃料推力系统参数，得到所述待轨控卫星的第一阈值，其中，所述第一阈值表征所述非燃料推力系统的推力参数，所述第一阈值的推力小于所述非燃料推力系统的推力上限；

轨控模块，用于若所述速度变化率小于所述第一阈值，则采用所述非燃料推力系统对所述待轨控卫星进行轨控；若所述速度变化率大于或等于所述第一阈值，则采用所述燃料推力系统对所述待轨控卫星进行轨控，其中，所述燃料推力系统的推力上限大于所述非燃料推力系统的推力上限。

根据本发明实施例的又一方面，提供了一种计算设备，包括：处理器、存储器、通信接口和通信总线，所述处理器、所述存储器和所述通信接口通过所述通信总线完成相互间的通信；

所述存储器用于存放至少一可执行指令，所述可执行指令使所述处理器执行上述使用双推力系统的轨控方法对应的操作。

根据本发明实施例的再一方面，提供了一种计算机存储介质，所述存储介质中存储有至少一可执行指令，所述可执行指令使处理器执行如上述使用双推力系统的轨控方法对应的操作。

根据本发明上述实施例提供的方案，通过获取所述待轨控卫星的速度变化率以及所述待轨控卫星的非燃料推力系统参数；根据所述非燃料推力系统参数，得到所述待轨控卫星的第一阈值，其中，所述第一阈值表征所述非燃料推力系统的推力参数，所述第一阈值的推力小于所述非燃料推力系统的推力上限；若所述速度变化率小于所述第一阈值，则采用所述非燃料推力系统对所述待轨控卫星进行轨控；若所述速度变化率大于或等于所述第一阈值，则采用所述燃料推力系统对所述待轨控卫星进行轨控，所述燃料推力系统的推力上限大于所述非燃料推力系统的推力上限。可以降低卫星的燃料消耗，减少运维成本，延长使用周期。

上述说明仅是本发明实施例技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明实施例的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明实施例的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举本发明实施例的具体实施方式。

附图说明

通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明实施例的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：

图1示出了本发明实施例提供的使用双推力系统的轨控方法流程图；

图2示出了本发明实施例提供的卫星自主轨控相关的结构示意图；

图3示出了本发明实施例提供的双推力系统的推进器示意图；

图4示出了本发明实施例提供的使用双推力系统的推进器进行自主轨控的结构示意图；

图5示出了本发明实施例提供的使用双推力系统的轨控装置的结构示意图；

图6示出了本发明实施例提供的计算设备的结构示意图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本发明的示例性实施例。虽然附图中显示了本发明的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本发明，并且能够将本发明的范围完整的传达给本领域的技术人员。

图1示出了本发明实施例提供的使用双推力系统的轨控方法的流程图。如图1所示，该方法包括以下步骤：

步骤11，获取所述待轨控卫星的速度变化率以及所述待轨控卫星的非燃料推力系统参数；

步骤12，根据所述非燃料推力系统参数，得到所述待轨控卫星的第一阈值，其中，所述第一阈值表征所述非燃料推力系统的推力参数，所述第一阈值的推力小于所述非燃料推力系统的推力上限；

步骤13，若所述速度变化率小于所述第一阈值，则采用所述非燃料推力系统对所述待轨控卫星进行轨控；

步骤14，若所述速度变化率大于或等于所述第一阈值，则采用所述燃料推力系统对所述待轨控卫星进行轨控，其中，所述燃料推力系统的推力上限大于所述非燃料推力系统的推力上限。

该实施例中，通过获取所述待轨控卫星的速度变化率以及所述待轨控卫星的非燃料推力系统参数；根据所述非燃料推力系统参数，得到所述待轨控卫星的第一阈值，其中，所述第一阈值表征所述非燃料推力系统的推力参数，所述第一阈值的推力小于所述非燃料推力系统的推力上限；若所述速度变化率小于所述第一阈值，则采用所述非燃料推力系统对所述待轨控卫星进行轨控；若所述速度变化率大于或等于所述第一阈值，则采用所述燃料推力系统对所述待轨控卫星进行轨控，所述燃料推力系统的推力上限大于所述非燃料推力系统的推力上限。可以降低卫星的燃料消耗，减少运维成本，延长使用周期。

在本发明的一可选的实施例中，所述非燃料推力系统参数包括以下至少一个：

所述非燃料推力系统的喷气质量、所述非燃料推力系统的有效喷气速度、所述非燃料推力系统的燃料质量、所述非燃料推力系统的比冲和所述非燃料推力系统的动力参数。

如图2所示，该实施例中，所述非燃料推力系统参数可通过测控数据包进行传输，但不限于如上所述。

本发明的实施例中，所述双推力系统的轨控方法还可以进行自主轨控，信关站通信接口将标定的轨道参数发送至目标轨道存储器，数据通过遥测控数据包发送。GNSS全球定位模块将卫星的实时位置发送给轨控计算器，其中轨控计算器同时从目标轨道存储器读入轨道参数。其中轨道参数也可以被称为轨道根数，可以是常规的六个参数中的一个或多个。进一步，轨道计算器可以通过如下实施例中的算法公式计算得出推进器工作的脉冲宽度控制信号，最后将脉冲宽度信号发送至推进器，控制推进器向卫星的质心施加一个持续的推力，进而完成整个轨道机动过程。如果卫星需要姿态控制，则需要向非质心施加一个推力，进而完成姿态机动过程。轨控计算器在计算脉宽信号时，将取决于搭载的推进器的性能参数。不同的推进器技术的燃料消耗不同，产生的推力也不同。

在使用所述双推力系统进行自主轨控中，卫星的星载计算机会根据当前轨道数据进行自主轨控策略计算。策略计算结果包括使用快速机动和慢速机动两种结果。当策略计算结果为快速机动时，星载计算机向燃料推力系统的推进器输出脉宽信号。当策略计算结果为慢速机动时，星载计算机向非燃料推力系统的推进器输出脉宽信号。

图3示出了本发明实施例提供的双推力系统的推进器示意图，如图3所示，本发明实施例提供的卫星配备至少一个使用非燃料推力系统的推进器及燃料箱，同时该卫星配置至少一个使用燃料推力系统的推进器。其中，所述非燃料推力系统的推进器为电推进器，但不限于如上所述，所述燃料推力系统的推进器为化学内燃方式的推进器及燃料箱，但不限于如上所述。图3中的电推进器配备有可改变喷射方向的机械臂，该机械臂受控于星载计算机。图3中的化学内燃式推进器也包括使用适量喷口的推进器。所以所有推进器均可以根据星载计算机的控制信号改变喷射方向。

在本发明的又一可选的实施例中，所述第一阈值是通过算法得到的，其中，是指所述第一阈值、m是指所述非燃料推力系统的燃料质量、G是指万有引力常数、是指所述非燃料推力系统的比冲、是指所述非燃料推力系统的喷气质量、是指所述非燃料推力系统的动力参数，且＞1，

所述非燃料推力系统的比冲是通过算法得到的，其中，是指所述非燃料推力系统的有效喷气速度。

具体的，修改所述非燃料推力系统的动力参数还可以使得低轨卫星使用燃料推力系统的推进器的频率更高，进而节约非燃料推力系统的推进器的使用寿命，还可以控制当卫星在地面测控站覆盖范围内时使用燃料推力系统的推进器，而在没有地面测控站覆盖时使用非燃料推力系统的推进器。例如将非燃料推力系统的动力参数位置为10，当速度变化率＜第一阈值时，待轨控卫星就会启动非燃料推力系统的推进器，当速度变化率＞第一阈值时，说明轨道参数变化率过大，此时待轨控卫星就会启动燃料推力系统的推进器。

该实施例中，第一阈值是根据轨道误差的速度变化率来判定的，由于对卫星轨控需要足够的推力，则需要满足动量定理的条件，才能对卫星进行轨控，其中，I为单位时间内非燃料推力系统产生的总冲量，且，由此可得到不等式，该不等式表征非燃料推力系统的比冲需远大于第一阈值需要的推力，这样才能够有足够的推力轨控所述待轨控卫星。

第一阈值的设置主要在于避免频繁触发轨控操作，这是由于真实轨道和测量结果都将受到各种因素的影响产生随机的扰动。只有在轨道误差在非燃料推力系统的推进器能够轨控的范围内启动非燃料推力系统的推进器，才能够使得推进器高效运行。然而，如果第一阈值设置过高，则可能导致使用单次轨控启动时间过长，此时由于非燃料推力系统的推进器推力较小无法将卫星拉回正确轨道，轨道误差进一步加大。第一阈值的设置还可以避免卫星轨道误差过大带来坠毁风险。随着卫星轨道的衰退，卫星收到的启动力矩会逐渐变大，很可能进入无法通过电推动器矫正的区域，因此第一阈值的设置保证了卫星的安全性，和燃料的使用效率。

在本发明的又一可选的实施例中，步骤11中，获取所述待轨控卫星的速度变化率，包括：

步骤111，获取所述待轨控卫星的时刻的速度以及所述待轨控卫星的时刻的速度，其中，时刻晚于时刻；

步骤112，通过公式，得到所述待轨控卫星的速度变化量；

步骤113，通过公式，得到所述待轨控卫星的时间变化量；

步骤114，通过公式，得到所述待轨控卫星的速度变化率。

在本发明的再一可选的实施例中，所述待轨控卫星的速度是通过算法得到的，其中，v是指所述待轨控卫星的速度，M是指地球质量，r是指所述待轨控卫星与地心的距离，是指所述待轨控卫星的轨道半长轴。

在本发明的上述实施例中，根据待轨控卫星的速度变化率与第一阈值的比较，可以判断所述待轨控卫星是否需要燃料推力系统的推进器进行轨控。当待轨控卫星的速度变化率小于第一阈值时，待轨控卫星可被认为处在微小轨控阶段，此时轨控策略可使用非燃料推力系统的推进器。而当待轨控卫星的速度变化率大于第一阈值时，待轨控卫星可被认为处在大轨控阶段，则此时使用燃料推力系统的推进器进行变轨。

图5示出了本发明实施例提供的使用双推力系统的轨控装置50的结构示意图。如图5所示，该装置包括：

获取模块51，用于获取所述待轨控卫星的速度变化率以及所述待轨控卫星的非燃料推力系统参数；

处理模块52，用于根据所述非燃料推力系统参数，得到所述待轨控卫星的第一阈值，其中，所述第一阈值表征所述非燃料推力系统的推力参数，所述第一阈值的推力小于所述非燃料推力系统的推力上限；

轨控模块53，用于若所述速度变化率小于所述第一阈值，则采用所述非燃料推力系统对所述待轨控卫星进行轨控；若所述速度变化率大于或等于所述第一阈值，则采用所述燃料推力系统对所述待轨控卫星进行轨控，其中，所述燃料推力系统的推力上限大于所述非燃料推力系统的推力上限。

可选的，所述非燃料推力系统参数包括以下至少一个：

所述非燃料推力系统的喷气质量、所述非燃料推力系统的有效喷气速度、所述非燃料推力系统的燃料质量、所述非燃料推力系统的比冲和所述非燃料推力系统的动力参数。

可选的，所述第一阈值是通过算法得到的，其中，是指所述第一阈值、m是指所述非燃料推力系统的燃料质量、G是指万有引力常数、是指所述非燃料推力系统的比冲、是指所述非燃料推力系统的喷气质量、是指所述非燃料推力系统的动力参数。

可选的，所述非燃料推力系统的比冲是通过算法得到的，其中，是指所述非燃料推力系统的有效喷气速度。

可选的，所述获取模块51还用于获取所述待轨控卫星的时刻的速度以及所述待轨控卫星的时刻的速度，其中，时刻晚于时刻；

通过公式，得到所述待轨控卫星的速度变化量；

通过公式，得到所述待轨控卫星的时间变化量；

通过公式，得到所述待轨控卫星的速度变化率。

可选的，所述待轨控卫星的速度是通过算法得到的，其中，v是指所述待轨控卫星的速度，M是指地球质量，r是指所述待轨控卫星与地心的距离，是指所述待轨控卫星的轨道半长轴。

需要说明的是，该实施例是与上述方法实施例对应的装置实施例，上述方法实施例中的所有实现方式均适用于该装置的实施例中，也能达到相同的技术效果。

本发明实施例提供了一种非易失性计算机存储介质，所述计算机存储介质存储有至少一可执行指令，该计算机可执行指令可执行上述任意方法实施例中的使用双推力系统的轨控方法。

图6示出了本发明实施例提供的计算设备的结构示意图，本发明具体实施例并不对计算设备的具体实现做限定。

如图6所示，该计算设备可以包括：处理器(processor)、通信接口(Communications Interface)、存储器(memory)、以及通信总线。

其中：处理器、通信接口、以及存储器通过通信总线完成相互间的通信。通信接口，用于与其它设备比如客户端或其它服务器等的网元通信。处理器，用于执行程序，具体可以执行上述用于计算设备的使用双推力系统的轨控方法实施例中的相关步骤。

具体地，程序可以包括程序代码，该程序代码包括计算机操作指令。

处理器可能是中央处理器CPU，或者是特定集成电路ASIC（Application SpecificIntegrated Circuit），或者是被配置成实施本发明实施例的一个或多个集成电路。计算设备包括的一个或多个处理器，可以是同一类型的处理器，如一个或多个CPU；也可以是不同类型的处理器，如一个或多个CPU以及一个或多个ASIC。

存储器，用于存放程序。存储器可能包含高速RAM存储器，也可能还包括非易失性存储器（non-volatile memory），例如至少一个磁盘存储器。

程序具体可以用于使得处理器执行上述任意方法实施例中的使用双推力系统的轨控方法。程序中各步骤的具体实现可以参见上述使用双推力系统的轨控方法实施例中的相应步骤和单元中对应的描述，在此不赘述。所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的设备和模块的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程描述，在此不再赘述。

在此提供的算法或显示不与任何特定计算机、虚拟系统或者其它设备固有相关。各种通用系统也可以与基于在此的示教一起使用。根据上面的描述，构造这类系统所要求的结构是显而易见的。此外，本发明实施例也不针对任何特定编程语言。应当明白，可以利用各种编程语言实现在此描述的本发明实施例的内容，并且上面对特定语言所做的描述是为了披露本发明实施例的最佳实施方式。

在此处所提供的说明书中，说明了大量具体细节。然而，能够理解，本发明的实施例可以在没有这些具体细节的情况下实践。在一些实例中，并未详细示出公知的方法、结构和技术，以便不模糊对本说明书的理解。

类似地，应当理解，为了精简本发明实施例并帮助理解各个发明方面中的一个或多个，在上面对本发明的示例性实施例的描述中，本发明实施例的各个特征有时被一起分组到单个实施例、图、或者对其的描述中。然而，并不应将该公开的方法解释成反映如下意图：即所要求保护的本发明实施例要求比在每个权利要求中所明确记载的特征更多的特征。更确切地说，如下面的权利要求书所反映的那样，发明方面在于少于前面公开的单个实施例的所有特征。因此，遵循具体实施方式的权利要求书由此明确地并入该具体实施方式，其中每个权利要求本身都作为本发明的单独实施例。

本领域那些技术人员可以理解，可以对实施例中的设备中的模块进行自适应性地改变并且把它们设置在与该实施例不同的一个或多个设备中。可以把实施例中的模块或单元或组件组合成一个模块或单元或组件，以及此外可以把它们分成多个子模块或子单元或子组件。除了这样的特征和/或过程或者单元中的至少一些是相互排斥之外，可以采用任何组合对本说明书（包括伴随的权利要求、摘要和附图）中公开的所有特征以及如此公开的任何方法或者设备的所有过程或单元进行组合。除非另外明确陈述，本说明书（包括伴随的权利要求、摘要和附图）中公开的每个特征可以由提供相同、等同或相似目的的替代特征来代替。

此外，本领域的技术人员能够理解，尽管在此的一些实施例包括其它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组合意味着处于本发明的范围之内并且形成不同的实施例。例如，在下面的权利要求书中，所要求保护的实施例的任意之一都可以以任意的组合方式来使用。

本发明的各个部件实施例可以以硬件实现，或者以在一个或者多个处理器上运行的软件模块实现，或者以它们的组合实现。本领域的技术人员应当理解，可以在实践中使用微处理器或者数字信号处理器（DSP）来实现根据本发明实施例的一些或者全部部件的一些或者全部功能。本发明实施例还可以实现为用于执行这里所描述的方法的一部分或者全部的设备或者装置程序（例如，计算机程序和计算机程序产品）。这样的实现本发明实施例的程序可以存储在计算机可读介质上，或者可以具有一个或者多个信号的形式。这样的信号可以从因特网网站上下载得到，或者在载体信号上提供，或者以任何其他形式提供。

应该注意的是上述实施例对本发明实施例进行说明而不是对本发明进行限制，并且本领域技术人员在不脱离所附权利要求的范围的情况下可设计出替换实施例。在权利要求中，不应将位于括号之间的任何参考符号构造成对权利要求的限制。单词“包含”不排除存在未列在权利要求中的元件或步骤。位于元件之前的单词“一”或“一个”不排除存在多个这样的元件。本发明实施例可以借助于包括有若干不同元件的硬件以及借助于适当编程的计算机来实现。在列举了若干装置的单元权利要求中，这些装置中的若干个可以是通过同一个硬件项来具体体现。单词第一、第二、以及第三等的使用不表示任何顺序。可将这些单词解释为名称。上述实施例中的步骤，除有特殊说明外，不应理解为对执行顺序的限定。

Claims (6)

1.一种使用双推力系统的轨控方法，其特征在于，应用于待轨控卫星，所述待轨控卫星包括燃料推力系统和非燃料推力系统，所述方法包括：

获取所述待轨控卫星的速度变化率以及所述待轨控卫星的非燃料推力系统参数；

所述获取所述待轨控卫星的速度变化率，包括：获取所述待轨控卫星的时刻的速度以及所述待轨控卫星的时刻的速度，其中，时刻晚于时刻；通过公式，得到所述待轨控卫星的速度变化量；通过公式，得到所述待轨控卫星的时间变化量；通过公式，得到所述待轨控卫星的速度变化率；

所述非燃料推力系统参数包括以下至少一个：所述非燃料推力系统的喷气质量、所述非燃料推力系统的有效喷气速度、所述非燃料推力系统的燃料质量、所述非燃料推力系统的比冲和所述非燃料推力系统的动力参数；

根据所述非燃料推力系统参数，得到所述待轨控卫星的第一阈值，其中，所述第一阈值表征所述非燃料推力系统的推力参数，所述第一阈值的推力小于所述非燃料推力系统的推力上限；

所述第一阈值是通过算法得到的，其中，是指所述第一阈值、m是指所述非燃料推力系统的燃料质量、G是指万有引力常数、是指所述非燃料推力系统的比冲、是指所述非燃料推力系统的喷气质量、是指所述非燃料推力系统的动力参数；

若所述速度变化率小于所述第一阈值，则采用所述非燃料推力系统对所述待轨控卫星进行轨控；

若所述速度变化率大于或等于所述第一阈值，则采用所述燃料推力系统对所述待轨控卫星进行轨控，其中，所述燃料推力系统的推力上限大于所述非燃料推力系统的推力上限。

2.根据权利要求1所述的使用双推力系统的轨控方法，其特征在于，

所述非燃料推力系统的比冲是通过算法得到的，其中，是指所述非燃料推力系统的有效喷气速度。

3.根据权利要求1所述的使用双推力系统的轨控方法，其特征在于，

所述待轨控卫星的速度是通过算法得到的，其中，v是指所述待轨控卫星的速度，M是指地球质量，r是指所述待轨控卫星与地心的距离，是指所述待轨控卫星的轨道半长轴。

4.一种使用双推力系统的轨控装置，其特征在于，应用于待轨控卫星，所述待轨控卫星包括燃料推力系统和非燃料推力系统，所述装置包括：

获取模块，用于获取所述待轨控卫星的速度变化率以及所述待轨控卫星的非燃料推力系统参数；所述获取所述待轨控卫星的速度变化率，包括：获取所述待轨控卫星的时刻的速度以及所述待轨控卫星的时刻的速度，其中，时刻晚于时刻；通过公式，得到所述待轨控卫星的速度变化量；通过公式，得到所述待轨控卫星的时间变化量；通过公式，得到所述待轨控卫星的速度变化率；所述非燃料推力系统参数包括以下至少一个：所述非燃料推力系统的喷气质量、所述非燃料推力系统的有效喷气速度、所述非燃料推力系统的燃料质量、所述非燃料推力系统的比冲和所述非燃料推力系统的动力参数；

处理模块，用于根据所述非燃料推力系统参数，得到所述待轨控卫星的第一阈值，其中，所述第一阈值表征所述非燃料推力系统的推力参数，所述第一阈值的推力小于所述非燃料推力系统的推力上限；所述第一阈值是通过算法得到的，其中，是指所述第一阈值、m是指所述非燃料推力系统的燃料质量、G是指万有引力常数、是指所述非燃料推力系统的比冲、是指所述非燃料推力系统的喷气质量、是指所述非燃料推力系统的动力参数；

轨控模块，用于若所述速度变化率小于所述第一阈值，则采用所述非燃料推力系统对所述待轨控卫星进行轨控；若所述速度变化率大于或等于所述第一阈值，则采用所述燃料推力系统对所述待轨控卫星进行轨控，其中，所述燃料推力系统的推力上限大于所述非燃料推力系统的推力上限。

5.一种计算设备，包括：处理器、存储器、通信接口和通信总线，所述处理器、所述存储器和所述通信接口通过所述通信总线完成相互间的通信；

所述存储器用于存储至少一可执行指令，所述至少一可执行指令运行时使所述处理器执行如权利要求1-3中任一项所述的使用双推力系统的轨控方法。

6.一种计算机存储介质，所述存储介质中存储有至少一可执行指令，所述可执行指令运行时使计算设备执行如权利要求1-3中任一项所述的使用双推力系统的轨控方法。

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