CN116812172B - 卫星轨道控制方法、轨道控制系统、电子设备、介质 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及卫星轨道控制技术领域，提供一种卫星轨道控制方法、轨道控制系统、电子设备、介质，方法包括：S1：获取倾角轨控策略；S2：获取卫星采取倾角轨控策略的碰撞风险；S3：如果不存在碰撞风险，则执行倾角轨控策略；否则在执行倾角轨控策略的过程中采取碰撞交会圈次碰撞规避策略；碰撞交会圈次碰撞规避策略包括：记录该碰撞交会圈次和碰撞交会位置；在碰撞交会圈次前暂停倾角轨控策略，从暂停倾角轨控策略的圈次开始调整卫星的轨道高度，执行步骤S4和步骤S5；S4：重新制定倾角轨控策略；S5：重复执行步骤S2到S4，直到不存在碰撞风险。本方案在降低计算量的同时，尽可能多的保证倾角轨控实施次数，避免卫星与其他航天器存在潜在碰撞风险。
Description
技术领域
本发明涉及卫星轨道控制技术领域，尤其涉及一种卫星轨道控制方法、轨道控制系统、电子设备、介质。
背景技术
从20世纪90年代美国率先在通信卫星上应用电推进开始，过去30多年在轨应用电推进的航天器数量几乎翻了数倍，空间电推进的应用数量已超过上千台/套。是否应用电推进已成为衡量卫星平台技术先进性的重要标志之一。空间电推进可广泛用于通信卫星、遥感卫星、科学实验卫星、载人空间站等航天器的位置保持、姿态控制、轨道转移和深空探测航天器的主推进等任务。
电推进技术是一种利用电能加速推进工质从而实现高比冲的卫星推进技术，高比冲带来的低推进剂消耗可以在起飞重量不变的情况下提高有效载荷的承载能力，如果有效载荷一定，可增加推进剂的携带量从而提高卫星的服务寿命，或直接降低卫星总质量，节约发射成本。
电推进推力小，单个推力器的推力约在几十到几百毫牛之间，仅为单个化学推进器推力的百分之几，是变轨任务发动机的千分之几。由于电推进航天器能力有限，一次点火对轨道变化的影响较小，不足以达到目标轨道，且一次点火过程后还需要一段时间进行充电补能才能进行下一次点火，因此电推进航天器的轨控策略通常包含多个圈次，多次点火，较为复杂。
现有电推轨控过程中碰撞预警规避没有相关调整策略的方法，可以认为一旦出现碰撞风险就需要停止轨控，那么对于达到卫星目标轨道来说整体时间就会变长，影响卫星寿命。当轨控过程中有碰撞风险时，需要重新制定轨控策略；随后需要根据新的轨控策略进行碰撞预警，碰撞预警需根据轨道预报计算分析航天器之间的碰撞风险，由于近地轨道存在大量航天器以及太空碎片，因此制定及重新制定轨控策略和碰撞风险的计算量非常大，需要考虑各种摄动模型的精密星历预报。
因此，需要提供一种卫星轨道控制方法、轨道控制系统、电子设备、介质，实现降低计算量的同时，避免卫星与其他航天器存在潜在碰撞风险。
在所述背景技术部分公开的上述信息仅用于加强对本申请的背景的理解，因此它可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。
发明内容
本发明主要目的是克服卫星采用电推方式进行倾角调整时计算量大成本较高的问题，提供一种卫星轨道控制方法、轨道控制系统、电子设备、介质，实现通过电推方式调整卫星倾角时，尽可能多的保证倾角轨控实施策略，降低计算量，降低成本，避免卫星与其他航天器存在碰撞风险。
为实现上述的目的，本发明第一方面提供了一种卫星倾角调整过程中碰撞交会圈次点火规避碰撞风险的卫星轨道控制方法，包括以下步骤：
S1：获取倾角轨控策略，该倾角轨控策略为卫星在第一时间段内的多个圈次调整卫星倾角的方案；
S2：获取卫星采取倾角轨控策略的碰撞风险；
S3：如果不存在碰撞风险，则执行倾角轨控策略；如果存在碰撞风险，则在执行倾角轨控策略的过程中采取碰撞交会圈次碰撞规避策略；碰撞交会圈次碰撞规避策略包括：记录该碰撞交会圈次和碰撞交会位置；在碰撞交会圈次前暂停倾角轨控策略，从暂停倾角轨控策的圈次开始调整卫星的轨道高度，执行步骤S4和步骤S5；
S4：重新制定倾角轨控策略；重新制定的倾角轨控策略为卫星从调整卫星的轨道高度后开始在第二时间段内的多个圈次调整卫星倾角的方案；
S5：重复执行步骤S2到步骤S4，直到不存在碰撞风险。
根据本发明一示例实施方式，采用电推方式调整卫星倾角；采用电推方式调整卫星的轨道高度。
根据本发明一示例实施方式，步骤S1中，所述倾角轨控策略为卫星在第一时间段内的连续多个圈次调整卫星倾角的方案，每个圈次进行一次或多次倾角轨控点火，每两次相邻的倾角轨控点火之间所用的时间大于或等于指定时间，所述指定时间为存储一次电推点火所需电量的时间。
根据本发明一示例实施方式，每个圈次在升交点和/或降交点进行倾角轨控点火。
根据本发明一示例实施方式，步骤S3中，所述在碰撞交会圈次前暂停倾角轨控策略，从暂停倾角轨控策略的圈次开始调整卫星的轨道高度的方法包括：
模拟第n次模拟方案，如果执行第n次模拟方案后仍有碰撞风险，则放弃第n次模拟方案，模拟第n+1次模拟方案；重复进行模拟方案，直到执行的模拟方案后没有碰撞风险；
所述模拟第n次模拟方案的方法包括：在碰撞交会圈次前n圈暂停倾角轨控策略，从暂停倾角轨控策略的圈次开始到碰撞交会圈次的碰撞交会位置进行第n次调整卫星的轨道高度；
n为大于或等于1的自然数。
根据本发明一示例实施方式，所述调整卫星的轨道高度包括：点火产生与卫星运动方向一致的推力抬升卫星的轨道高度；每个圈次在碰撞交会位置对面点火调整卫星的轨道高度。
根据本发明一示例实施方式，步骤S4中，所述重新制定倾角轨控策略包括：从调整卫星的轨道高度后开始，结合暂停的倾角轨控策略，重新计算轨控参数，形成新的倾角轨控策略。
作为本发明的第二个方面，本发明提供一种卫星轨道控制系统，包括：
倾角轨控策略制定模块，用于制定倾角轨控策略；倾角轨控策略为卫星在多个圈次调整卫星倾角的方案；
碰撞风险预测模块，与倾角轨控策略制定模块连接，用于根据倾角轨控策略计算卫星采取倾角轨控策略的碰撞风险；
碰撞规避模块，与倾角轨控策略制定模块、碰撞风险预测模块连接，用于根据碰撞风险预测模块计算的碰撞风险执行卫星轨道控制，卫星轨道控制包括：如果不存在碰撞风险，则执行倾角轨控策略；如果存在碰撞风险，则在执行倾角轨控策略的过程中采取碰撞交会圈次碰撞规避策略；碰撞交会圈次碰撞规避策略包括：记录该碰撞交会圈次和碰撞交会位置；在碰撞交会圈次前暂停倾角轨控策略，从暂停倾角轨控策略的圈次开始调整卫星的轨道高度，重新制定倾角轨控策略和计算碰撞风险，执行卫星轨道控制，直到不存在碰撞风险。
作为本发明的第三个方面，本发明提供一种电子设备，包括：
一个或多个处理器；
存储装置，用于存储一个或多个程序；
当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，使得所述一个或多个处理器实现所述卫星倾角调整过程中碰撞交会圈次点火规避碰撞风险的卫星轨道控制方法。
作为本发明的第四个方面，本发明提供一种计算机可读介质，其上存储有计算机程序，所述程序被处理器执行时实现所述卫星倾角调整过程中碰撞交会圈次点火规避碰撞风险的卫星轨道控制方法。
本发明的优势效果是，本发明提出的方法尽可能地在碰撞交会圈次前使用最少的调整圈次抬升卫星的轨道高度，尽可能地保持原倾角轨控策略，使得卫星在碰撞交会位置无碰撞风险，可以最大概率消除碰撞预警，碰撞交会圈次之前的碰撞预警无需重新计算，节约了碰撞风险评估的计算量，尽可能多的保证倾角轨控实施策略，由于仅调整碰撞交会圈次前几圈的轨控策略，节约了重新制定轨控策略的成本。
附图说明
通过参照附图详细描述其示例实施例，本申请的上述和其它目标、特征及优点将变得更加显而易见。下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域的普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示意性示出了卫星轨道控制系统的结构图。
图2示意性示出了卫星倾角调整过程中碰撞交会圈次点火规避碰撞风险的卫星轨道控制方法的步骤图。
图3示意性示出了碰撞交会圈次碰撞规避策略的流程图。
图4示意性示出了一种电子设备的框图。
图5示意性示出了一种计算机可读介质的框图。
具体实施方式
现在将参考附图更全面地描述示例实施例。然而，示例实施例能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施例；相反，提供这些实施例使得本申请将全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。在图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。
此外，所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本申请的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本申请的技术方案而没有特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知方法、装置、实现或者操作以避免模糊本申请的各方面。
附图中所示的方框图仅仅是功能实体，不一定必须与物理上独立的实体相对应。即，可以采用软件形式来实现这些功能实体，或在一个或多个硬件模块或集成电路中实现这些功能实体，或在不同网络和/或处理器装置和/或微控制器装置中实现这些功能实体。
附图中所示的流程图仅是示例性说明，不是必须包括所有的内容和操作/步骤，也不是必须按所描述的顺序执行。例如，有的操作/步骤还可以分解，而有的操作/步骤可以合并或部分合并，因此实际执行的顺序有可能根据实际情况改变。
应理解，虽然本文中可能使用术语第一、第二、第三等来描述各种组件，但这些组件不应受这些术语限制。这些术语乃用以区分一组件与另一组件。因此，下文论述的第一组件可称为第二组件而不偏离本申请概念的教示。如本文中所使用，术语“及/或”包括相关联的列出项目中的任一个及一或多者的所有组合。
本领域技术人员可以理解，附图只是示例实施例的示意图，附图中的模块或流程并不一定是实施本申请所必须的，因此不能用于限制本申请的保护范围。
根据本发明的第一个具体实施方式，本发明提供一种卫星轨道控制系统，如图1所示，包括两两相互连接的倾角轨控策略制定模块1、碰撞风险预测模块2和碰撞规避模块3。
倾角轨控策略制定模块1用于制定倾角轨控策略；倾角轨控策略为卫星在多个圈次调整卫星倾角的方案，为由现有轨道到目标轨道的轨控策略。卫星倾角是指卫星绕地球运行的轨道平面与地球赤道平面之间的夹角。该倾角轨控策略为使用电推方式的轨控策略。由于电推进推力小，单个推力器的推力约在几十到几百毫牛之间，仅为单个化学推进器推力的百分之几，是变轨任务发动机的千分之几；为了达到目标倾角，一般而言，倾角轨控策略会在每个圈次调整预定角度的卫星倾角，经过多个圈次的累计调整，可以达到目标倾角。
碰撞风险预测模块2与倾角轨控策略制定模块连接，用于根据倾角轨控策略计算卫星采取倾角轨控策略的碰撞风险。
碰撞规避模块3与倾角轨控策略制定模块、碰撞风险预测模块连接，用于根据碰撞风险预测模块计算的碰撞风险执行卫星轨道控制，卫星轨道控制包括：如果不存在碰撞风险，则执行倾角轨控策略；如果存在碰撞风险，则在执行倾角轨控策略的过程中采取碰撞交会圈次碰撞规避策略；碰撞交会圈次碰撞规避策略包括：记录该碰撞交会圈次和碰撞交会位置；在碰撞交会圈次前暂停倾角轨控策略，从暂停倾角轨控策略的圈次开始调整卫星的轨道高度，重新制定倾角轨控策略和计算碰撞风险，执行卫星轨道控制，直到不存在碰撞风险。
通过倾角轨控策略制定模块1制定倾角轨控策略，通过碰撞风险预测模块2获取碰撞风险，通过碰撞规避模块3对遇到碰撞风险时采取相应的调整，使得卫星避免碰撞，同时减少计算量。在碰撞交会圈次增加升轨轨控，可以最大概率消除碰撞预警，碰撞交会圈次之前的碰撞预警无需重新计算，节约了碰撞风险评估的计算量，由于仅调整碰撞交会圈次之后的轨控策略，节约了重新制定轨控策略的成本。
根据本发明的第二个具体实施方式，本发明提供一种卫星倾角调整过程中碰撞交会圈次点火规避碰撞风险的卫星轨道控制方法，采用第一个具体实施方式的卫星轨道控制系统，如图2和图3所示，包括以下步骤：
S1：获取倾角轨控策略，该倾角轨控策略为卫星在第一时间段内的多个圈次调整卫星倾角的方案，为由现有轨道到目标轨道的轨控策略。
卫星燃料是宝贵的资源，需要高效利用，因此在改变轨道面过程中通常选择升降交点附近进行轨控，以提高燃料利用效率。优选地，倾角轨控策略为卫星在第一时间段内的连续多个圈次调整卫星倾角的方案，每个圈次进行一次或多次倾角轨控点火，每两次相邻的倾角轨控点火之间所用的时间大于或等于指定时间，所述指定时间为存储一次电推点火所需电量的时间。优选地，每个圈次在升交点和/或降交点进行倾角轨控点火，即在升交点和/或降交点提供垂直于轨道面的速度增量，对于电推进来说，点火的中心时刻位于交点处。为了提高控制效率，电推卫星在升交点和降交点均点火，即每圈点火两次。为确保卫星进入目标轨道，达到目标倾角，制定的轨控策略为卫星每次点火的时间、方向与推力。
倾角轨控策略由倾角轨控策略制定模块1进行制定。以对低轨卫星进行轨控，通过电推进器控制卫星，采用电推方式调整卫星倾角，使其进入目标轨道。卫星倾角是指卫星绕地球运行的轨道平面与地球赤道平面之间的夹角。该倾角轨控策略为使用电推方式的轨控策略。电推进推力小，对卫星姿态干扰小，因此轨控时姿态稳定精度高，轨控误差小且轨控误差恒定，因此在轨控实施前便可计算获得较为精准的轨道预测。受星载电池性能限制，电推进器连续工作时间受限，因此在卫星进入目标轨道之前，需要经历多次点火，轨控时间周期较长。又由于电推进推力小，单个推力器的推力约在几十到几百毫牛之间，仅为单个化学推进器推力的百分之几，是变轨任务发动机的千分之几；为了达到目标倾角，一般而言，倾角轨控策略会在每个圈次调整预定角度的卫星倾角，经过多个圈次的累计调整，可以达到目标倾角。例如，计算1天的倾角轨控策略，假设卫星绕地球一圈为90分钟，一天绕地球16圈，制定一天16圈的卫星倾角的调整方案，每圈调整θ角度的倾角，一天可以达到目标倾角为16倍的θ角度。如果每圈均在升交点和降交点处调整倾角，则每次倾角调整为θ/2角度。
S2：获取卫星采取倾角轨控策略的碰撞风险。
碰撞风险由碰撞风险预测模块2得到。为确保空间安全，需要对卫星的轨道进行预报，用于规避与其它航天器潜在的碰撞；当存在潜在碰撞风险时，需要调整轨控策略，并更新轨道预报，随后重新进行碰撞风险评估；以确保卫星进入目标轨道的同时规避碰撞风险。
倾角轨控策略为多个圈次调整卫星倾角的方案，通过碰撞风险的计算，可以得到卫星在执行该倾角轨控制策略时在某一位置（碰撞交会位置）会存在碰撞风险，例如在第n圈的纬度俯角为ucollision的位置。
轨控阶段持续时间长，由于预报误差随时间累积，碰撞风险的计算需要在轨控实施过程中事后不断重新定轨修正，所以一般轨控策略需要分批次进行碰撞风险计算，一个批次包含多次点火。一个批次对应第一时间段或第二时间段内的卫星倾角轨控策略。
S3：如果不存在碰撞风险，则执行倾角轨控策略；如果存在碰撞风险，则在执行倾角轨控策略的过程中采取碰撞交会圈次碰撞规避策略；碰撞交会圈次碰撞规避策略包括：记录该碰撞交会圈次和碰撞交会位置；在碰撞交会圈次前暂停倾角轨控策略，从暂停倾角轨控策略的圈次开始调整卫星的轨道高度，执行步骤S4和步骤S5。
此步骤由碰撞规避模块3执行，如图3所示，针对一个倾角轨控策略，如果不存在碰撞风险，表明执行该倾角轨控策略是完全没有危险的，但是如果存在碰撞风险，则需要在遇到风险时采取一定措施，避免碰撞，采取的措施就是通过在碰撞交会圈次前增加额外的升轨轨控，规避碰撞风险，并以较小的碰撞风险计算量调整轨控策略并重新进行碰撞风险评估，保障电推航天器顺利进入目标轨道。如何实现较小的碰撞风险计算量，则是通过尽可能延长该倾角轨控策略的方法，先从碰撞交会圈次往前一圈开始模拟调整卫星的轨道高度，调整次数增加一次，调整的圈次就往前推一圈，直到该模拟调整能够实现无碰撞风险，则执行该碰撞交会圈次碰撞规避策略，然后再执行步骤S4和步骤S5重新进入下一个倾角轨控策略和重新评价后续的碰撞风险。
采用电推方式调整卫星的轨道高度。由于电推航天器推力有限，单次点火对轨道变化的影响较小，因此在面临碰撞风险时，也需要考虑如何通过有限的推力最大化轨道的变化，从而降低碰撞概率。
在碰撞交会圈次前暂停倾角轨控策略，从暂停倾角轨控策略的圈次开始调整卫星的轨道高度的方法包括：
模拟第n次模拟方案，如果执行第n次模拟方案后仍有碰撞风险，则放弃第n次模拟方案，模拟第n+1次模拟方案；重复进行模拟方案，直到执行的模拟方案后没有碰撞风险；
所述模拟第n次模拟方案的方法包括：在碰撞交会圈次前n圈暂停倾角轨控策略，从暂停倾角轨控策略的圈次开始到碰撞交会圈次的碰撞交会位置进行第n次调整卫星的轨道高度；
n为大于或等于1的自然数。
调整卫星的轨道高度包括：点火产生与卫星运动方向一致的推力抬升卫星的轨道高度；每个圈次在碰撞交会位置对面调整卫星的轨道高度。
例如：
如果是执行第1次模拟方案，则在碰撞交会圈次前1圈暂停倾角轨控策略，并在碰撞交会圈次前1圈开始调整卫星轨道高度，通过仿真第1次调整卫星的轨道高度，可以计算出卫星运动至碰撞交会位置时与可能会发生碰撞的飞行物的距离，以判断执行第1次模拟方案后是否仍有碰撞风险，如果没有则执行第1次模拟方案，如果有风险则放弃第1次模拟方案，模拟第2次模拟方案；如果执行第2次模拟方案，则在碰撞交会圈次的前2圈暂停倾角轨控策略，并在碰撞交会圈次的前2圈开始调整卫星轨道高度，通过仿真第2次调整卫星的轨道高度，以判断执行第2次模拟方案后是否仍有碰撞风险，如果没有则执行第2次模拟方案，如果有风险则放弃第2次模拟方案，模拟第3次模拟方案；以此类推，重复执行第n次模拟方案，直到第n次模拟方案执行后无碰撞风险，则确定执行第n次模拟方案。从暂停倾角轨控策略的圈次调整卫星的轨道高度，以保证最大效率地使用星上能源，以及最大效率地进行轨控，尽可能地保持不破坏原倾角轨控策略。每增加一次调整卫星轨道高度（模拟方案）的次数，相应的在碰撞交会圈次就要多提前一个圈次暂停倾角轨控策略，因为越少影响原倾角轨控策略越好。
电推卫星的轨控，通常以在不影响星上能源平衡的条件下的每次点火最长时间和相邻两次点火最短时间持续实施，从而尽快到达目标轨道。为了规避碰撞风险，需要牺牲一定的轨控效率，使其错开碰撞交汇点，由于需要错开碰撞交汇点，轨控阶段持续时间比理想状态下更长。在执行倾角轨控策略时，一般是一圈在升降交点分别进行调整，即一圈调整两次；但是在调整卫星的轨道高度时，一般是在碰撞交会位置的对面相位180°即ui=ucollision-180°调整卫星的轨道，即一圈调整一次，这样的调整方法，一方面考虑单次点火的能源约束，另一方面是在碰撞交会位置对面点火规避的效率是最高的。
S4：重新制定倾角轨控策略；重新制定的倾角轨控策略为卫星从调整卫星的轨道高度后开始在第二时间段内的多个圈次调整卫星倾角的方案。
由于经过了升轨轨控，卫星到达交点的时间发生变化，如果按原先的点火起止时间，倾角的控制效率将减小，因此需要重新预报控后精密星历，计算卫星到达交点处的时间，制定新的倾角轨控策略。
重新制定倾角轨控策略包括：从调整卫星的轨道高度后，结合暂停的倾角轨控策略，重新制定轨控参数，形成新的倾角轨控策略。
新的倾角轨控策略的方案，在原方案的基础上进行，为由现有轨道（调整完卫星轨道高度的轨道）到目标轨道的轨控策略，由于卫星的轨道高度升高，为了达到预定的目标轨道的倾角，新的倾角轨控策略会比原倾角轨控策略所调整的倾角次数更多，花费的时间会更长，这也就是在碰撞交会圈次前尽可能不影响原倾角轨控策略的原因。
轨控策略包括：倾角轨控点火位置、点火方向、点火时长；轨控参数包括：推力器开关机时间、速度增量、燃料消耗。调整卫星的轨道高度的位置至后一次倾角轨控点火位置之间所用的时间大于或等于指定时间，每两个相邻的倾角轨控点火位置之间所用的时间大于或等于指定时间，指定时间为存储一次电推点火所需电量的时间，一般倾角轨控点火的位置为升交点和/或降交点。
S5：重复执行步骤S2到步骤S4，直到不存在碰撞风险。
完成了一个风险的避让，未来可能还会存在风险，因此需要不断地计算风险、调整卫星，直到在卫星达到目标轨道的倾角位置时无碰撞风险。
本发明的优势效果是，本发明适用于高频次、小推力的电推进器卫星（或航天器）调整轨道倾角时，为规避碰撞风险对一个批次的轨控策调整，本方案尽可能地在碰撞交会圈次前使用最少的调整圈次抬升卫星的轨道高度，尽可能地保持原倾角轨控策略，使得卫星在碰撞交会位置无碰撞风险，可以最大概率消除碰撞预警，碰撞交会圈次之前的碰撞预警无需重新计算，节约了碰撞风险评估的计算量，尽可能多的保证倾角轨控实施策略，由于仅调整碰撞交会圈次前几圈的轨控策略，节约了重新制定轨控策略的成本。
具体地，本方案的计算量的优化主要体现在两个方面：重新制定轨控策略和碰撞风险计算的计算量，都需要考虑各种摄动模型的精密星历预报。举一个例子定性地分析，假设15圈共点火30次，在第11圈出现交会风险，本方案的方法需要取消第10圈倾角轨控策略转为规避风险，碰撞风险计算后还存在风险，取消第9圈和第10圈倾角轨控策略转为规避风险。一方面，重新制定轨控策略的优势在于1次重新计算的轨控策略前9圈的轨控参数和前9圈的精密星历不需要重新计算，可以沿用上次计算的弹道。另一方面碰撞预警风险的计算，前9圈的精密星历也不需要重新预报，可以沿用。
下面通过一具体的实施例说明本方案的优越性：
卫星轨道参数（J2000坐标系）如表1所示。
表1
卫星总重：550kg；
推力：50mN；
能源约束：相邻两次点火时间间隔不小于30min。
一个批次的倾角轨控策略为3天。
风险目标轨道如表2所示。
表2
原倾角轨控策略为每圈升降交点处，各点火10min，在降交点处沿负法向点火，在升交点处沿法向点火。
卫星将在2023-05-10 16:16:16.000与风险目标交会，纬度幅角为90°，交会距离为0.482km。
第1次模拟方案：
取消碰撞交会圈次前1圈交点处2次轨控（第75次和第76次），第75次改为在交会点对面（纬度辐角270°）处沿速度方向点火，碰撞交会圈次后轨控策略不变，开关机、速度增量等轨控参数重新计算。碰撞风险评估后发现仍和该目标有碰撞风险，交会距离为0.928km。
第2次模拟方案：
取消碰撞交会圈次前2圈交点处4次轨控（第73、74、75、76次），第73和74次改为在交会点对面（纬度辐角270°）处沿速度方向点火，碰撞交会圈次后轨控策略不变，开关机速度增量等轨控参数重新计算。碰撞风险评估后发现和该目标无碰撞风险，交会距离达到3.853km，且无和其他目标的碰撞风险。
原倾角轨控策略计算出的后3天的推力器开关机时间如表3所示.
表3
根据本发明的第三个具体实施方式，本发明提供一种电子设备，如图4所示，图4是根据一示例性实施例示出的一种电子设备的框图。
下面参照图4来描述根据本申请的这种实施方式的电子设备400。图4显示的电子设备400仅仅是一个示例，不应对本申请实施例的功能和使用范围带来任何限制。
如图4所示，电子设备400以通用计算设备的形式表现。电子设备400的组件可以包括但不限于：至少一个处理单元410、至少一个存储单元420、连接不同系统组件（包括存储单元420和处理单元410）的总线430、显示单元440等。
其中，所述存储单元存储有程序代码，所述程序代码可以被所述处理单元410执行，使得所述处理单元410执行本说明书中描述的根据本申请各种示例性实施方式的步骤。例如，所述处理单元410可以执行第二个具体实施方式所示的步骤。
所述存储单元420可以包括易失性存储单元形式的可读介质，例如随机存取存储单元（RAM）4201和/或高速缓存存储单元4202，还可以进一步包括只读存储单元（ROM）4203。
所述存储单元420还可以包括具有一组（至少一个）程序模块4205的程序/实用工具4204，这样的程序模块4205包括但不限于：操作系统、一个或者多个应用程序、其它程序模块以及程序数据，这些示例中的每一个或某种组合中可能包括网络环境的实现。
总线430可以为表示几类总线结构中的一种或多种，包括存储单元总线或者存储单元控制器、外围总线、图形加速端口、处理单元或者使用多种总线结构中的任意总线结构的局域总线。
电子设备400也可以与一个或多个外部设备400’（例如键盘、指向设备、蓝牙设备等）通信，使得用户能与该电子设备400交互的设备通信，和/或该电子设备400能与一个或多个其它计算设备进行通信的任何设备（例如路由器、调制解调器等等）通信。这种通信可以通过输入/输出（I/O）接口450进行。并且，电子设备400还可以通过网络适配器460与一个或者多个网络（例如局域网（LAN），广域网（WAN）和/或公共网络，例如因特网）通信。网络适配器460可以通过总线430与电子设备400的其它模块通信。应当明白，尽管图中未示出，可以结合电子设备400使用其它硬件和/或软件模块，包括但不限于：微代码、设备驱动器、冗余处理单元、外部磁盘驱动阵列、RAID系统、磁带驱动器以及数据备份存储系统等。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员易于理解，这里描述的示例实施方式可以通过软件实现，也可以通过软件结合必要的硬件的方式来实现。
因此，根据本发明的第四个具体实施方式，本发明提供一种计算机可读介质。如图5所示，根据本发明实施方式的技术方案可以以软件产品的形式体现出来，该软件产品可以存储在一个非易失性存储介质（可以是CD-ROM，U盘，移动硬盘等）中或网络上，包括若干指令以使得一台计算设备（可以是个人计算机、服务器、或者网络设备等）执行根据本发明实施方式的上述方法。
所述软件产品可以采用一个或多个可读介质的任意组合。可读介质可以是可读信号介质或者可读存储介质。可读存储介质例如可以为但不限于电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。可读存储介质的更具体的例子（非穷举的列表）包括：具有一个或多个导线的电连接、便携式盘、硬盘、随机存取存储器（RAM）、只读存储器（ROM）、可擦式可编程只读存储器（EPROM或闪存）、光纤、便携式紧凑盘只读存储器(CD-ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。
所述计算机可读存储介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了可读程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。可读存储介质还可以是可读存储介质以外的任何可读介质，该可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。可读存储介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括但不限于无线、有线、光缆、RF等等，或者上述的任意合适的组合。
可以以一种或多种程序设计语言的任意组合来编写用于执行本发明操作的程序代码，所述程序设计语言包括面向对象的程序设计语言—诸如Java、C++等，还包括常规的过程式程序设计语言—诸如“C”语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户计算设备上执行、部分地在用户设备上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算设备上部分在远程计算设备上执行、或者完全在远程计算设备或服务器上执行。在涉及远程计算设备的情形中，远程计算设备可以通过任意种类的网络，包括局域网（LAN）或广域网（WAN），连接到用户计算设备，或者，可以连接到外部计算设备（例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接）。
上述计算机可读介质承载有一个或者多个程序，当上述一个或者多个程序被一个该设备执行时，使得该计算机可读介质实现第二个实施方式的功能。
本领域技术人员可以理解上述各模块可以按照实施例的描述分布于装置中，也可以进行相应变化唯一不同于本实施例的一个或多个装置中。上述实施例的模块可以合并为一个模块，也可以进一步拆分成多个子模块。
通过以上的实施例的描述，本领域的技术人员易于理解，这里描述的示例实施例可以通过软件实现，也可以通过软件结合必要的硬件的方式来实现。因此，根据本发明实施例的技术方案可以以软件产品的形式体现出来，该软件产品可以存储在一个非易失性存储介质（可以是CD-ROM，U盘，移动硬盘等）中或网络上，包括若干指令以使得一台计算设备（可以是个人计算机、服务器、移动终端、或者网络设备等）执行根据本发明实施例的方法。
以上具体地示出和描述了本发明的示例性实施例。应可理解的是，本发明不限于这里描述的详细结构、设置方式或实现方法；相反，本发明意图涵盖包含在所附权利要求的精神和范围内的各种修改和等效设置。
Claims (10)
1.一种卫星倾角调整过程中碰撞交会圈次点火规避碰撞风险的卫星轨道控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1：获取倾角轨控策略，该倾角轨控策略为卫星在第一时间段内的多个圈次调整卫星倾角的方案；
S2：获取卫星采取倾角轨控策略的碰撞风险；
S3：如果不存在碰撞风险，则执行倾角轨控策略；如果存在碰撞风险，则在执行倾角轨控策略的过程中采取碰撞交会圈次碰撞规避策略；碰撞交会圈次碰撞规避策略包括：记录该碰撞交会圈次和碰撞交会位置；在碰撞交会圈次前暂停倾角轨控策略，从暂停倾角轨控策略的圈次开始调整卫星的轨道高度，执行步骤S4和步骤S5；
S4：重新制定倾角轨控策略；重新制定的倾角轨控策略为从碰撞交会圈次的下一圈次开始在第二时间段内的多个圈次调整卫星倾角的方案；
S5：重复执行步骤S2到步骤S4，直到不存在碰撞风险。
2.根据权利要求1所述的卫星倾角调整过程中碰撞交会圈次点火规避碰撞风险的卫星轨道控制方法，其特征在于，采用电推方式调整卫星倾角；采用电推方式调整卫星的轨道高度。
3.根据权利要求2所述的卫星倾角调整过程中碰撞交会圈次点火规避碰撞风险的卫星轨道控制方法，其特征在于，步骤S1中，所述倾角轨控策略为卫星在第一时间段内的连续多个圈次调整卫星倾角的方案，每个圈次进行一次或多次倾角轨控点火，每两次相邻的倾角轨控点火之间所用的时间大于或等于指定时间，所述指定时间为存储一次电推点火所需电量的时间。
4.根据权利要求3所述的卫星倾角调整过程中碰撞交会圈次点火规避碰撞风险的卫星轨道控制方法，其特征在于，每个圈次在升交点和/或降交点进行倾角轨控点火。
5.根据权利要求1所述的卫星倾角调整过程中碰撞交会圈次点火规避碰撞风险的卫星轨道控制方法，其特征在于，步骤S3中，所述在碰撞交会圈次前暂停倾角轨控策略，从暂停倾角轨控策略的圈次开始调整卫星的轨道高度的方法包括：模拟第n次模拟方案，如果执行第n次模拟方案后仍有碰撞风险，则放弃第n次模拟方案，模拟第n+1次模拟方案；重复进行模拟方案，直到执行的模拟方案后没有碰撞风险；
所述模拟第n次模拟方案的方法包括：在碰撞交会圈次前n圈暂停倾角轨控策略，从暂停倾角轨控策略的圈次开始到碰撞交会圈次的碰撞交会位置进行第n次调整卫星的轨道高度；
n为大于或等于1的自然数。
6.根据权利要求5所述的卫星倾角调整过程中碰撞交会圈次点火规避碰撞风险的卫星轨道控制方法，其特征在于，步骤S3中，所述调整卫星的轨道高度包括：点火产生与卫星运动方向一致的推力抬升卫星的轨道高度；每个圈次在碰撞交会位置对面点火调整卫星的轨道高度。
7.根据权利要求1所述的卫星倾角调整过程中碰撞交会圈次点火规避碰撞风险的卫星轨道控制方法，其特征在于，步骤S4中，所述重新制定倾角轨控策略包括：从碰撞交会圈次的下一圈次开始，结合暂停的倾角轨控策略，重新计算轨控参数，形成新的倾角轨控策略。
8.一种卫星轨道控制系统，其特征在于，包括：
倾角轨控策略制定模块，用于制定倾角轨控策略；倾角轨控策略为卫星在多个圈次调整卫星倾角的方案；
碰撞风险预测模块，与倾角轨控策略制定模块连接，用于根据倾角轨控制策略计算卫星采取倾角轨控策略的碰撞风险；
碰撞规避模块，与倾角轨控策略制定模块、碰撞风险预测模块连接，用于根据碰撞风险预测模块计算的碰撞风险执行卫星轨道控制，卫星轨道控制包括：如果不存在碰撞风险，则执行倾角轨控策略；如果存在碰撞风险，则在执行倾角轨控策略的过程中采取碰撞交会圈次碰撞规避策略；碰撞交会圈次碰撞规避策略包括：记录该碰撞交会圈次和碰撞交会位置；在碰撞交会圈次前暂停倾角轨控策略，从暂停倾角轨控策略的圈次开始调整卫星的轨道高度，重新制定倾角轨控策略和计算碰撞风险，执行卫星轨道控制，直到不存在碰撞风险。
9.一种电子设备，其特征在于，包括：
一个或多个处理器；
存储装置，用于存储一个或多个程序；
当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，使得所述一个或多个处理器实现如权利要求1-7中任一所述的卫星倾角调整过程中碰撞交会圈次点火规避碰撞风险的卫星轨道控制方法。
10.一种计算机可读介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述程序被处理器执行时实现如权利要求1-7中任一所述的卫星倾角调整过程中碰撞交会圈次点火规避碰撞风险的卫星轨道控制方法。
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