CN116674768B - 电推进卫星的轨道机动方向估计方法、装置和存储介质 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及卫星测控技术领域，提供一种电推进卫星的轨道机动方向估计方法、装置和存储介质，该方法包括：根据卫星推进器系统中推进器的推力方向在预先定义的定义坐标系中的投影，定义推进器的推力方向在定义坐标系中的投影坐标；根据推进器的推力方向在定义坐标系中的投影坐标，设置三个虚拟推进器；根据三个虚拟推进器，确定推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量；根据推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定推进器的推力方向。本方案能够提高推进器的推力方向精度，避免推进器的推力方向与预估的方向产生偏差而导致轨道控制存在耦合，从而提高卫星轨道机动精度。
Description
技术领域
本发明涉及卫星测控技术领域，涉及一种电推进卫星的轨道机动方向估计方法、装置和存储介质，特别是涉及一种适用于电推进卫星的轨道机动方向估计方法、装置和存储介质。
背景技术
卫星（也可以称为航天器）的轨道机动控制在航天活动中非常常见，如低轨卫星的高度保持、星座的相位保持、地球静止卫星的位置保持等均是依靠推进系统，通过卫星的轨道机动控制实现的。在非机动卫星轨道算法中，观测量中主要反馈卫星动力学模型预测初值偏差，而对轨道机动卫星进行轨道确定，由于推力加速度的量级高于或等于其他摄动力的误差量级，观测量主要反映卫星机动过程中的动力学模型误差。
卫星电推进技术是一种先进的推进技术，目前已发展出混合电推进、霍尔电推进、离子电推进等多项技术，主要应用于飞行器、超低轨道卫星、深空探测器等多类航空器，其通过能源转化的方式由电推进系统产生推力。相比于其他推进技术，电推进技术的比冲高、推力小、寿命长，可以使航天器的运转更高速、更长期可靠，同时可克服较小的阻力，满足新型航天任务的需求。
目前使用电推进卫星的占比正在逐渐增加，截至2021年初，使用电推进系统的卫星约占所有发射的卫星的10％左右。随着电推进技术的不断改进和成本的降低，预计电推进卫星的使用率将会逐渐增加。目前大型星座卫星，均是使用电推进器作为卫星的推进系统。
在卫星编队、轨道捕获等轨道控制中，对控制精度要求很高，当卫星推进器系统中推进器的推力方向精度若达不到要求的精度，则会造成卫星推进器系统中推进器的推力方向与预估的方向产生偏差，导致轨道控制存在耦合，影响卫星推进器系统的卫星轨道机动精度。
因此，亟需开发一种电推进卫星的轨道机动方向估计方法、装置和存储介质，具体是一种适用于电推进卫星的轨道机动方向估计方法、装置和存储介质，能够提高卫星推进器系统中推进器的推力方向精度，避免卫星推进器系统中推进器的推力方向与预估的方向产生偏差而导致轨道控制存在耦合，从而提高卫星推进器系统的卫星轨道机动精度。
发明内容
本发明的目的是提供一种电推进卫星的轨道机动方向估计方法、装置和存储介质，提高卫星推进器系统中推进器的推力方向精度，避免卫星推进器系统中推进器的推力方向与预估的方向产生偏差而导致轨道控制存在耦合，从而提高卫星推进器系统的卫星轨道机动精度。
为解决上述技术问题，作为本发明的一个方面，提供了一种电推进卫星的轨道机动方向估计方法，包括如下步骤：
针对所述电推进卫星的卫星推进器系统，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在预先定义的定义坐标系中的投影，定义所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标；所述定义坐标系，为三轴线性无关的笛卡尔坐标系；
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，设置三个虚拟推进器；
根据所述三个虚拟推进器，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量；
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向。
根据本发明一示例实施方式，定义的所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，为：；
其中，表示推力的矢量，也就是推力在所述定义坐标系下的方向；/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系的x、y、z三个方向上的投影量。
根据本发明一示例实施方式，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，设置三个虚拟推进器，包括：
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，设置所述三个虚拟推进器的推力方向分别为、/>和/>；设置所述三个虚拟推进器的理论推力大小为/>；以及，设置所述三个虚拟推进器的推力初值分别为、/>和/>。
根据本发明一示例实施方式，根据所述三个虚拟推进器，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，包括：
根据设置的所述三个虚拟推进器的推力方向分别为、/>和，所述三个虚拟推进器的理论推力大小为/>，以及所述三个虚拟推进器的推力初值分别为/>、/>和/>，使用预先设定的卫星机动轨道确定算法，确定所述三个虚拟推进器的推力值/>、/>和/>，作为所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量。
根据本发明一示例实施方式，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向，包括：
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力大小；
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量、以及所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向。
根据本发明一示例实施方式，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，包括：
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，按以下的公式，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力大小为：
；
其中，表示所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，/>、/>和/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量。
根据本发明一示例实施方式，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量、以及所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向，包括：
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量、以及所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，按以下的公式，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向为：
；
；
；
其中，表示所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，/>、/>和/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的分量。
作为本发明的第二个方面，本发明提供一种电推进卫星的轨道机动方向估计装置，包括：
定义单元，被配置为针对所述电推进卫星的卫星推进器系统，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在预先定义的定义坐标系中的投影，定义所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标；所述定义坐标系，为三轴线性无关的笛卡尔坐标系；
计算单元，被配置为根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，设置三个虚拟推进器；
所述计算单元，还被配置为根据所述三个虚拟推进器，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量；
所述计算单元，还被配置为根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向。
根据本发明一示例实施方式，所述定义单元，定义的所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，为：；
其中，表示推力的矢量，也就是推力在所述定义坐标系下的方向；/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系的x、y、z三个方向上的投影量。
根据本发明一示例实施方式，所述计算单元，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，设置三个虚拟推进器，包括：
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，设置所述三个虚拟推进器的推力方向分别为、/>和/>；设置所述三个虚拟推进器的理论推力大小为/>；以及，设置所述三个虚拟推进器的推力初值分别为、/>和/>。
根据本发明一示例实施方式，所述计算单元，根据所述三个虚拟推进器，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，包括：
根据设置的所述三个虚拟推进器的推力方向分别为、/>和，所述三个虚拟推进器的理论推力大小为/>，以及所述三个虚拟推进器的推力初值分别为/>、/>和/>，使用预先设定的卫星机动轨道确定算法，确定所述三个虚拟推进器的推力值/>、/>和/>，作为所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量。
根据本发明一示例实施方式，所述计算单元，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向，包括：
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力大小；
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量、以及所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向。
根据本发明一示例实施方式，所述计算单元，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，包括：
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，按以下的公式，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力大小为：
；
其中，表示所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，/>、/>和/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量。
根据本发明一示例实施方式，所述计算单元，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量、以及所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向，包括：
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量、以及所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，按以下的公式，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向为：
；
；
；
其中，表示所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，/>、/>和/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的分量。
作为本发明的第二个方面，本发明提供一种存储介质，所述存储介质包括存储的程序，其中，在所述程序运行时控制所述存储介质所在设备执行以上所述的电推进卫星的轨道机动方向估计方法。
本发明的有益效果是：
本发明的方法通过定义卫星推进器系统中推进器的推力方向在定义坐标系的投影，设置三个虚拟推进器，并求解三个虚拟推进器的推力值；根据三个虚拟推进器的推力值，确定卫星推进器系统的实际轨控的推力方向和推力方向，从而提高卫星推进器系统中推进器的推力方向精度，避免卫星推进器系统中推进器的推力方向与预估的方向产生偏差而导致轨道控制存在耦合，从而提高卫星推进器系统的卫星轨道机动精度。
附图说明
图1示意性示出了电推进卫星的轨道机动方向估计方法的流程图。
图2示意性示出了电推进卫星的轨道机动方向估计方法中根据推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量确定推进器的推力方向的流程图。
图3示意性示出了电推进卫星的轨道机动方向估计装置的结构图。
其中，102—定义单元，104—计算单元，
具体实施方式
以下对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。
影响卫星轨道机动精度的主要因素有两个：一是卫星推进器系统中推进器的推力精度，二是卫星推进器系统中推进器的推力方向精度。其中，卫星推进器系统中推进器的推力精度，可以通过推进器标定以获取更可靠的推力大小，提供控制精度；而推力方向精度会造成推力方向与预估的方向产生偏差，导致轨道控制存在耦合，如在抬升轨道半长轴时，推力方向应沿着速度方向，若推力方向存在轨道面法向的分量则会影响轨道升交点赤经和倾角，一方面会导致轨道控制精度降低，另一方面引起目标轨道与实际控后轨道的差异。可见，卫星推进器系统中推进器的推力方向精度若达不到要求的精度，则会造成卫星推进器系统中推进器的推力方向与预估的方向产生偏差，导致轨道控制存在耦合，影响卫星推进器系统的卫星轨道机动精度。
为了降低推力方向精度不够导致的影响，相关方案中主要采取两方面的措施：一方面是在卫星设计阶段，提高卫星姿态控制精度和推进器安装精度；另一方面则是通过估计推力方向，获取推力方向与理论方向的偏差，在轨道控制设计阶段，将偏差引入，从而提高机动精度。
在实际机动中，由于实际机动方向与理论机动方向差异较小，尤其当机动时间较短或机动量较小的情况下，往往忽略推力方向误差的影响，但对于长时间电推进卫星，耦合作用的影响会随时间累计，从而影响实际控后轨道，若能确定卫星推进器的实际推力方向，可以进一步估计卫星姿态控制偏差，也可以有效利用推力方向的耦合，提高机动效率。
一些方案中，推力方向估计主要采用事后定轨确定，通过分析轨道根数变化情况，确定耦合方向，如在抬升轨道半长轴时，事后定轨分析升交点赤经和倾角与理论轨道的差异，通过差异量，可以近似获取耦合方向。
由于实际推力方向与理论推力方向比较接近，由于方向差异引起的轨道根数的差异量级较小，需要长时间的机动方可体现出来，且该方法难以分离径向和迹向的耦合，主要是径向和迹向控制主要对面内轨道根数产生影响，均会引起偏心率和近地点幅角变化，导致两者难以区分。
考虑到，电推进系统的推力小，且电推进系统的推力大小相对稳定，因此，可以使用常值推力模型描述机动推力加速度。设推进发动机的工作量的消耗量为，发动机比冲为/>，推进发动机的推力大小为/>，推进发动机的推力方向在定义坐标系的投影为，卫星本体坐标系到地心惯性系的姿态矩阵为/>，卫星机动前质量为/>，机动时长为/>，则机动推力加速度/>的模型为：
。
因此，卫星轨道动力学模型可以表示为：
。
其中，X为状态量，/>为卫星位置矢量，/>是卫星速度矢量，/>为地球中心引力，/>为地球非球形摄动，/>为太阳引力，/>为月球引力，/>为太阳辐射压，/>为大气阻力，/>为机动推力加速度。
利用以上的卫星轨道动力学模型，即可使用最小二乘法，对卫星的推进器大小（即推进发动机的推力大小）进行估计。
以上机动定轨仅适合于已知推力方向的机动定轨，若推力方向未知或存在推力方向与预估的方向之间有较大的方向偏差，则机动定轨可能无法收敛，导致定轨失败，若引入方向位置量，则对原定轨算法会产生较大的改动，因此，本发明的方案提出一种简易方法，具体是一种适用于电推进卫星的轨道机动方向估计方法、装置和存储介质，即，在不改变原有算法的情况下，即可实现推力方向的估计，具体是：通过定义卫星推进器系统中推进器的推力方向在定义坐标系的投影，设置三个虚拟推进器，并求解三个虚拟推进器的推力值；根据三个虚拟推进器的推力值，确定卫星推进器系统的实际轨控的推力方向和推力方向，从而提高卫星推进器系统中推进器的推力方向精度，避免卫星推进器系统中推进器的推力方向与预估的方向产生偏差而导致轨道控制存在耦合，从而提高卫星推进器系统的卫星轨道机动精度。
其中，推力产生的加速度是一个矢量，也就是可以表示为笛卡尔坐标系下的3个方向的分量，在机动定轨中，若仅估计推力大小，那么推力的方向就是默认恒定的，例如：在利用以上的卫星轨道动力学模型，即可使用最小二乘法，对卫星的推力器大小（即推进发动机的推力大小）进行估计的过程中，认为推力的方向就是默认恒定的。而机动方向估计中，不直接估计推力产生的加速度方向，而是认为存在3个推力器，所以可以在不修改原定轨动力学模型的情况下，实现机动方向确定，是一种简化处理的思路。
作为本发明的第一个实施方式，提供一种电推进卫星的轨道机动方向估计方法，如图1所示，包括如下步骤：
步骤S110，针对所述电推进卫星的卫星推进器系统，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在预先定义的定义坐标系中的投影，定义所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标；所述定义坐标系，为三轴线性无关的笛卡尔坐标系。
在一些实施例中，步骤S110中定义的所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，为：
。
其中，表示推力的矢量，也就是推力在所述定义坐标系下的方向；/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系的x、y、z三个方向上的投影量。
具体地，在本发明的方案中，根据卫星推进器系统中推进器的推力方向在定义坐标系的投影，定义卫星推进器系统中推进器的推力方向在定义坐标系的投影坐标为：，该坐标系为笛卡尔坐标系，三轴线性无关，任意推力方向均可使用在三轴的投影量，也就是用/>表示。
步骤S120，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，设置三个虚拟推进器。
在一些实施例中，步骤S120中根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，设置三个虚拟推进器，包括：根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，设置所述三个虚拟推进器的推力方向分别为、/>和/>；设置所述三个虚拟推进器的理论推力大小为/>；以及，设置所述三个虚拟推进器的推力初值分别为/>、/>和/>。
具体地，在本发明的方案中，根据卫星推进器系统中推进器的推力方向在定义坐标系的投影，定义卫星推进器系统中推进器的推力方向在定义坐标系的投影坐标为：
，该坐标系为笛卡尔坐标系，三轴线性无关，任意推力方向均可使用在三轴的投影量，也就是用/>表示，为求解实推进器的际推力方向，可以转换为求解推力在三个方向上的投影量，设置三个虚拟推进器，三个虚拟推进器的推力方向分别为/>、/>和/>，三个虚拟推进器的理论推力大小为/>，三个虚拟推进器的推力初值为/>、/>和/>。
其中，此处是一个简化的操作，若要将推力方向代入方程求解，需要对原定轨程序涉及的方程进行修改，尤其方向估计中涉及到旋转矩阵问题，如果引入旋转矩阵，还需要解决万向锁的问题，所以，这里采用3个虚拟推进器，可以将方向估计问题转换成推力大小估计问题，这样能够避免对程序进行修改，也可以达到对方向估计的准确求解。
步骤S130，根据所述三个虚拟推进器，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量。
在一些实施例中，步骤S130中根据所述三个虚拟推进器，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，包括：根据设置的所述三个虚拟推进器的推力方向分别为、/>和/>，所述三个虚拟推进器的理论推力大小为/>，以及所述三个虚拟推进器的推力初值分别为/>、/>和/>，使用预先设定的卫星机动轨道确定算法，确定所述三个虚拟推进器的推力值/>、/>和/>，作为所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量。
具体地，在本发明的方案中，求解实推进器的际推力方向，可以转换为求解推力在三个方向上的投影量，设置三个虚拟推进器，三个虚拟推进器的推力方向分别为、/>和/>，三个虚拟推进器的理论推力大小为/>，三个虚拟推进器的推力初值为/>、/>和/>，使用卫星机动轨道确定算法，求解三个虚拟推进器的推力值/>、和/>。
其中，卫星机动轨道确定算法，即，是利用前文提到的动力学模型和gnss数据，来确定卫星的轨道，例如：一开始给定一个初始位置和速度，然后利用gnss数据，迭代求解位置和速度量，还有部分加速度参数；在这个过程中，将三个虚拟卫星推力器推力大小视为未知量，在求解过程中，将卫星的推力大小求解出来，通过三个推力大小值，即可得到推力方向。在本发明的方案中，求解推力方向时，不需要直接求解方向，而是将推力方向问题转换为推力大小问题，通过求解推力大小进而确定推力方向。
步骤S140，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向。
在一些实施例中，步骤S140中根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向，如图2所示，包括如下步骤：
步骤S210，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力大小。
在一些实施例中，步骤S210中根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，包括：根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，按以下的公式，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力大小为：
。
其中，表示所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，/>、/>和/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量。
具体地，在本发明的方案中，设置三个虚拟推进器，三个虚拟推进器的推力方向分别为、/>和/>，三个虚拟推进器的理论推力大小为/>，三个虚拟推进器的推力初值为/>、/>和/>，使用卫星机动轨道确定算法，求解三个虚拟推进器的推力值/>、/>和/>。之后，通过三个方向的虚拟推进器的推力值/>、/>和/>，即可确定实际推进器的推力大小/>：
。
步骤S220，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量、以及所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向。
在一些实施例中，步骤S220中根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量、以及所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向，包括：根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量、以及所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，按以下的公式，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向为：
；
；
。
其中，表示所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，/>、/>和/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的分量。
具体地，在本发明的方案中，设置三个虚拟推进器，三个虚拟推进器的推力方向分别为、/>和/>，三个虚拟推进器的理论推力大小为/>，三个虚拟推进器的推力初值为/>、/>和/>，使用卫星机动轨道确定算法，求解三个虚拟推进器的推力值/>、/>和/>。之后，通过三个方向的推力大小（即三个方向的虚拟推进器的推力值/>、/>和/>），即可确定实际推进器的推力大小/>和实际轨控的推力方向：
；
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。
本发明的方案，通过定义卫星推进器系统中推进器的推力方向在定义坐标系的投影，设置三个虚拟推进器，并求解三个虚拟推进器的推力值；根据三个虚拟推进器的推力值，确定卫星推进器系统的实际轨控的推力方向和推力方向，从而提高卫星推进器系统中推进器的推力方向精度，避免卫星推进器系统中推进器的推力方向与预估的方向产生偏差而导致轨道控制存在耦合，从而提高卫星推进器系统的卫星轨道机动精度。
根据本发明的第二个实施方式，提供一种电推进卫星的轨道机动方向估计装置，如图3所示，包括：定义单元102和计算单元104。
其中，所述定义单元102，被配置为针对所述电推进卫星的卫星推进器系统，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在预先定义的定义坐标系中的投影，定义所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标；所述定义坐标系，为三轴线性无关的笛卡尔坐标系。
在一些实施例中，所述定义单元102，定义的所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，为：
。
其中，表示推力的矢量，也就是推力在所述定义坐标系下的方向；/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系的x、y、z三个方向上的投影量。
具体地，在本发明的方案中，根据卫星推进器系统中推进器的推力方向在定义坐标系的投影，定义卫星推进器系统中推进器的推力方向在定义坐标系的投影坐标为：，该坐标系为笛卡尔坐标系，三轴线性无关，任意推力方向均可使用在三轴的投影量，也就是用/>表示。
所述计算单元104，被配置为根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，设置三个虚拟推进器。
在一些实施例中，所述计算单元104，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，设置三个虚拟推进器，包括：所述计算单元104，具体还被配置为根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，设置所述三个虚拟推进器的推力方向分别为、/>和/>；设置所述三个虚拟推进器的理论推力大小为/>；以及，设置所述三个虚拟推进器的推力初值分别为、/>和/>。
具体地，在本发明的方案中，根据卫星推进器系统中推进器的推力方向在定义坐标系的投影，定义卫星推进器系统中推进器的推力方向在定义坐标系的投影坐标为：
，该坐标系为笛卡尔坐标系，三轴线性无关，任意推力方向均可使用在三轴的投影量，也就是用/>表示，为求解实推进器的际推力方向，可以转换为求解推力在三个方向上的投影量，设置三个虚拟推进器，三个虚拟推进器的推力方向分别为/>、/>和/>，三个虚拟推进器的理论推力大小为/>，三个虚拟推进器的推力初值为/>、/>和/>。
其中，此处是一个简化的操作，若要将推力方向代入方程求解，需要对原定轨程序涉及的方程进行修改，尤其方向估计中涉及到旋转矩阵问题，如果引入旋转矩阵，还需要解决万向锁的问题，所以，这里采用3个虚拟推进器，可以将方向估计问题转换成推力大小估计问题，这样能够避免对程序进行修改，也可以达到对方向估计的准确求解。
所述计算单元104，还被配置为根据所述三个虚拟推进器，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量。
在一些实施例中，所述计算单元104，根据所述三个虚拟推进器，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，包括：所述计算单元104，具体还被配置为根据设置的所述三个虚拟推进器的推力方向分别为、和/>，所述三个虚拟推进器的理论推力大小为/>，以及所述三个虚拟推进器的推力初值分别为/>、/>和/>，使用预先设定的卫星机动轨道确定算法，确定所述三个虚拟推进器的推力值/>、/>和/>，作为所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量。
具体地，在本发明的方案中，求解实推进器的际推力方向，可以转换为求解推力在三个方向上的投影量，设置三个虚拟推进器，三个虚拟推进器的推力方向分别为、/>和/>，三个虚拟推进器的理论推力大小为/>，三个虚拟推进器的推力初值为/>、/>和/>，使用卫星机动轨道确定算法，求解三个虚拟推进器的推力值/>、和/>。/>
其中，卫星机动轨道确定算法，即，是利用前文提到的动力学模型和gnss数据，来确定卫星的轨道，例如：一开始给定一个初始位置和速度，然后利用gnss数据，迭代求解位置和速度量，还有部分加速度参数；在这个过程中，将三个虚拟卫星推力器推力大小视为未知量，在求解过程中，将卫星的推力大小求解出来，通过三个推力大小值，即可得到推力方向。在本发明的方案中，求解推力方向时，不需要直接求解方向，而是将推力方向问题转换为推力大小问题，通过求解推力大小进而确定推力方向。
所述计算单元104，还被配置为根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向。
在一些实施例中，所述计算单元104，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向，包括：
所述计算单元104，具体还被配置为根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力大小。
在一些具体实施例中，所述计算单元104，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，包括：所述计算单元104，具体还被配置为根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，按以下的公式，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力大小为：
；
其中，表示所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，/>、/>和/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量。
具体地，在本发明的方案中，设置三个虚拟推进器，三个虚拟推进器的推力方向分别为、/>和/>，三个虚拟推进器的理论推力大小为/>，三个虚拟推进器的推力初值为/>、/>和/>，使用卫星机动轨道确定算法，求解三个虚拟推进器的推力值/>、/>和/>。之后，通过三个方向的虚拟推进器的推力值/>、/>和/>，即可确定实际推进器的推力大小/>：
。
所述计算单元104，具体还被配置为根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量、以及所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向。
在一些具体实施例中，所述计算单元104，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量、以及所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向，包括：所述计算单元104，具体还被配置为根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量、以及所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，按以下的公式，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向为：
；
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其中，表示所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，/>、/>和/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的分量。
具体地，在本发明的方案中，设置三个虚拟推进器，三个虚拟推进器的推力方向分别为、/>和/>，三个虚拟推进器的理论推力大小为/>，三个虚拟推进器的推力初值为/>、/>和/>，使用卫星机动轨道确定算法，求解三个虚拟推进器的推力值/>、/>和/>。之后，通过三个方向的推力大小（即三个方向的虚拟推进器的推力值/>、/>和/>），即可确定实际推进器的推力大小/>和实际轨控的推力方向：
；
；
；
。
本发明的方案，通过定义卫星推进器系统中推进器的推力方向在定义坐标系的投影，设置三个虚拟推进器，并求解三个虚拟推进器的推力值；根据三个虚拟推进器的推力值，确定卫星推进器系统的实际轨控的推力方向和推力方向，从而提高卫星推进器系统中推进器的推力方向精度，避免卫星推进器系统中推进器的推力方向与预估的方向产生偏差而导致轨道控制存在耦合，从而提高卫星推进器系统的卫星轨道机动精度。
根据本发明的第三个实施方式，还提供了对应于电压检测装置的控制方法的一种存储介质，所述存储介质包括存储的程序，其中，在所述程序运行时控制所述存储介质所在设备执行以上所述的电推进卫星的轨道机动方向估计方法。
由于本实施例的存储介质所实现的处理及功能基本相应于前述方法的实施例、原理和实例，故本实施例的描述中未详尽之处，可以参见前述实施例中的相关说明，在此不做赘述。
综上，本领域技术人员容易理解的是，在不冲突的前提下，上述各有利方式可以自由地组合、叠加。
以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (9)
1.一种电推进卫星的轨道机动方向估计方法，其特征在于，包括如下步骤：
针对所述电推进卫星的卫星推进器系统，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在预先定义的定义坐标系中的投影，定义所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标；所述定义坐标系，为三轴线性无关的笛卡尔坐标系；
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，设置三个虚拟推进器；
根据所述三个虚拟推进器，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量；
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向。
2.根据权利要求1所述的电推进卫星的轨道机动方向估计方法，其特征在于，定义的所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，为：；
其中，表示推力的矢量，也就是推力在所述定义坐标系下的方向；/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系的x、y、z三个方向上的投影量。
3.根据权利要求2所述的电推进卫星的轨道机动方向估计方法，其特征在于，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，设置三个虚拟推进器，包括：
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，设置所述三个虚拟推进器的推力方向分别为、/>和/>；设置所述三个虚拟推进器的理论推力大小为/>；以及，设置所述三个虚拟推进器的推力初值分别为/>、/>和/>。
4.根据权利要求3所述的电推进卫星的轨道机动方向估计方法，其特征在于，根据所述三个虚拟推进器，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，包括：
根据设置的所述三个虚拟推进器的推力方向分别为、/>和，所述三个虚拟推进器的理论推力大小为/>，以及所述三个虚拟推进器的推力初值分别为/>、/>和/>，使用预先设定的卫星机动轨道确定算法，确定所述三个虚拟推进器的推力值/>、/>和/>，作为所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量。
5.根据权利要求4所述的电推进卫星的轨道机动方向估计方法，其特征在于，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向，包括如下步骤：
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力大小；
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量、以及所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向。
6.根据权利要求5所述的电推进卫星的轨道机动方向估计方法，其特征在于，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，包括：
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，按以下的公式，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力大小为：
；
其中，表示所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，/>、/>和/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量。
7.根据权利要求5或6所述的电推进卫星的轨道机动方向估计方法，其特征在于，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量、以及所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向，包括：
根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量、以及所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，按以下的公式，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向为：
；
；
；
其中，表示所述卫星推进器系统中推进器的推力大小，/>、/>和/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，/>表示所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的分量。
8.一种电推进卫星的轨道机动方向估计装置，其特征在于，包括：
定义单元，被配置为针对所述电推进卫星的卫星推进器系统，根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在预先定义的定义坐标系中的投影，定义所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标；所述定义坐标系，为三轴线性无关的笛卡尔坐标系；
计算单元，被配置为根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在所述定义坐标系中的投影坐标，设置三个虚拟推进器；
所述计算单元，还被配置为根据所述三个虚拟推进器，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量；
所述计算单元，还被配置为根据所述卫星推进器系统中推进器的推力方向在三轴所在的三个方向上的投影量，确定所述卫星推进器系统中推进器的推力方向。
9.一种存储介质，其特征在于，所述存储介质包括存储的程序，其中，在所述程序运行时控制所述存储介质所在设备执行权利要求1至7中任一项所述的电推进卫星的轨道机动方向估计方法。
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Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5064152A (en) * | 1988-12-23 | 1991-11-12 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Method of determining and controlling the attitude of a spin-stabilized satellite in an elliptical transfer orbit |
| CN104724301A (zh) * | 2015-03-19 | 2015-06-24 | 天津大学 | 一种基于球形电机三自由度动量交换的卫星姿态控制方法 |
| CN108657467A (zh) * | 2018-05-16 | 2018-10-16 | 清华大学 | 一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法及系统 |
| CN109552670A (zh) * | 2018-12-03 | 2019-04-02 | 西安四方星途测控技术有限公司 | 一种小推力控制在地球静止同步卫星轨道倾角保持中的应用 |
| CN111434586A (zh) * | 2019-01-14 | 2020-07-21 | 北京理工大学 | 一种飞行器制导控制系统 |
| CN114771873A (zh) * | 2022-03-24 | 2022-07-22 | 北京控制工程研究所 | 一种超低轨卫星轨道自主精确维持方法 |
| CN115562001A (zh) * | 2022-11-03 | 2023-01-03 | 中国西安卫星测控中心 | 一种电推进推力标定方法 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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-
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Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5064152A (en) * | 1988-12-23 | 1991-11-12 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Method of determining and controlling the attitude of a spin-stabilized satellite in an elliptical transfer orbit |
| CN104724301A (zh) * | 2015-03-19 | 2015-06-24 | 天津大学 | 一种基于球形电机三自由度动量交换的卫星姿态控制方法 |
| CN108657467A (zh) * | 2018-05-16 | 2018-10-16 | 清华大学 | 一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法及系统 |
| CN109552670A (zh) * | 2018-12-03 | 2019-04-02 | 西安四方星途测控技术有限公司 | 一种小推力控制在地球静止同步卫星轨道倾角保持中的应用 |
| CN111434586A (zh) * | 2019-01-14 | 2020-07-21 | 北京理工大学 | 一种飞行器制导控制系统 |
| CN114771873A (zh) * | 2022-03-24 | 2022-07-22 | 北京控制工程研究所 | 一种超低轨卫星轨道自主精确维持方法 |
| CN115562001A (zh) * | 2022-11-03 | 2023-01-03 | 中国西安卫星测控中心 | 一种电推进推力标定方法 |
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