CN117048853B - 采用电推方式调整轨控的方法、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，提供一种采用电推方式调整轨控策略、系统、电子设备、介质，方法包括：S1：获取轨控策略，该轨控策略为卫星在预定时间段内采用电推方式的多个圈次卫星点火的方案，包括每次点火的时长；S2：获取卫星采取轨控策略的碰撞风险；S3：如果不存在碰撞风险，则执行该轨控策略；如果存在碰撞风险，则：减小该轨控策略中碰撞风险圈次前多圈每次点火的时长，其余的点火策略保持不变，形成新的轨控策略；S4：重复执行步骤S2到步骤S3，直到不存在碰撞风险。本方案能够克服不能采取在指定纬度俯角点火的高度规避方法的问题，简化星上轨控程序。
Description
技术领域
本发明涉及卫星轨道控制技术领域，尤其涉及一种采用电推方式调轨控的方法、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。
现有的技术中，通常采用高度规避的方法，在指定纬度幅角点火的高度规避方法较局限，很多情况不适用。不同航天器对能源的约束各不相同，升轨过程中的对轨道参数约束各不相同，比如说有的航天器携带的电推力器只能在阳照区工作；有的对升轨过程中的偏心率有严格的要求；有的只能在某个纬度辐角或某个位置点火；若出现多个碰撞风险目标，交会位置不一致等情况高度规避方法就不适用了。对于微牛级的电推力器，由于推力器能提供的速度增量非常小，即使将风险圈次前每次点火的纬度幅角都调整至交会位置对面，也可能不能规避风险。部分卫星由于星上轨控程序设置，每次点火时长固定，点火位置固定，轨控策略的调整方法有限，一个批次中的每次点火参数需要一致。
因此，需要提供一种采用电推方式调整轨控的方法、系统、电子设备、介质，能够通过电推进器在长期抬升轨道高度的过程中，将规避策略与控制策略融合在一起，克服不能采取在指定纬度俯角点火的高度规避方法的问题，简化星上轨控程序。
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为了克服不能采取在指定纬度俯角点火的高度规避方法的问题，提供一种采用电推方式调整轨控的方法、系统、电子设备、介质，能够通过电推进器在长期抬升轨道高度的过程中，将规避策略与控制策略融合在一起，克服不能采取在指定纬度俯角点火的高度规避方法的问题，简化星上轨控程序，大大节约了成本。
为实现上述的目的，本发明第一方面提供了一种采用电推方式调整轨控策略，包括以下步骤：
S1：获取轨控策略，该轨控策略为卫星在预定时间段内采用电推方式的多个圈次卫星点火的方案，包括每次点火的时长；
S2：获取卫星采取轨控策略的碰撞风险；
S3：如果不存在碰撞风险，则执行该轨控策略；如果存在碰撞风险，则：减小该轨控策略中碰撞风险圈次前多圈的每次点火的时长，其余的点火策略保持不变，形成新的轨控策略；
S4：重复执行步骤S2到步骤S3，直到不存在碰撞风险。
根据本发明一示例实施方式，步骤S1中，该轨控策略中，卫星每次点火的时间均相等。
根据本发明一示例实施方式，步骤S1中，所述轨控策略为卫星在预定时间段内的连续多个圈次卫星点火的方法，每次圈次在升交点和/或降交点点火。
根据本发明一示例实施方式，卫星点火的方法与卫星运动方向一致。
根据本发明一示例实施方式，步骤S2中，所述获取卫星采取轨控策略的碰撞风险包括：根据卫星的轨控策略及其他航天器的星历，获取卫星采取控制策略的碰撞风险。
根据本发明一示例实施方式，步骤S3中，每次减小的点火的时长不变。
根据本发明一示例实施方式，步骤S3中，减小该轨控策略中从首圈开始至碰撞风险圈次前第n-2圈的每次点火的时长，n为自然数，n表示碰撞风险圈次。
根据本发明一示例实施方式，步骤S3中，所述形成新的轨控策略之前，重新计算减小点火时长之后的点火参数和星历。
作为本发明的第二个方面，本发明提供一种调整轨控策略的系统，包括：
轨控策略制定模块，用于制定轨控策略；轨控策略为卫星在预定时间段内多个圈次采用电推方式的卫星点火的方案；
碰撞风险预测模块，与轨控策略指定模块连接，用于根据轨控策略计算卫星采取轨控策略的碰撞风险；
碰撞干预模块，与轨控策略制定模块、碰撞风险预测模块连接，用于判断碰撞风险并调整点火的时长，如果不存在碰撞风险，则执行该轨控策略；如果存在碰撞风险，则：减小该轨控策略中碰撞风险圈次前多圈每次点火的时长，其余的点火策略保持不变，形成新的轨控策略；重复判断碰撞风险并调整点火时长，直到不存在碰撞风险；
轨控策略执行模块，与轨控策略制定模块和碰撞干预模块连接，用于执行轨控策略。
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采用电推方式调整轨控策略。
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采用电推方式调整轨控策略。
本发明的优势效果是：
本发明适用于高频次、小推力的电推进航天器抬升轨道高度为规避碰撞风险对一个批次的轨控策略调整，很好的将规避策略与控制策略融合在一起，实现了在不影响正常抬轨任务执行的情况下碰撞规避的实施，大大节约了成本。
本发明不需要考虑交会目标的位置，也适用于出现多个碰撞风险的情况或者原策略点火位置就在交会位置对面的情况。
本发明调整策略简单，也适用于星上轨控程序简单，一个批次中的每次点火参数需要一致的卫星情况。
本发明也适用于对光照条件严格的或升轨过程中的偏心率要求严格，不能调整点火位置的轨控情况。
本发明也适用于微牛级的电推力器或单次点火时间较长的轨控策略，即使将风险圈次前每次点火的纬度幅角都调整至交会位置对面，也不能规避风险的情况。
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示意性示出了调整轨控策略的系统的结构图。
图2示意性示出了采用电推方式调整轨控策略的步骤图。
图3示意性示出了采用电推方式调整轨控策略的流程图。
图4示意性示出了两种调整方案的星历和风险目标的交会距离随时间的变化图。
图5示意性示出了一种电子设备的框图。
图6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，本发明提供一种调整轨控策略的系统，如图1所示，包括：
轨控策略制定模块1，用于制定轨控策略；轨控策略为卫星在预定时间段内多个圈次采用电推方式的卫星点火的方案。该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；轨控策略会在每个圈次点火，每次点火预定时长，经过多个圈次的累计调整，可以达到轨道。
碰撞风险预测模块2，与轨控策略指定模块1连接，用于根据轨控策略计算卫星采取轨控策略的碰撞风险。
碰撞干预模块3，与轨控策略制定模块1、碰撞风险预测模块2连接，用于判断碰撞风险并调整点火的时长，如果不存在碰撞风险，则执行该轨控策略；如果存在碰撞风险，则：减小该轨控策略中碰撞风险圈次前每次点火的时长，其余的点火策略保持不变，形成新的轨控策略；重复判断碰撞风险并调整点火时长，直到不存在碰撞风险；
轨控策略执行模块4，与轨控策略制定模块1和碰撞干预模块3连接，用于执行轨控策略。
根据本发明的第二个具体实施方式，本发明提供一种采用电推方式调整轨控策略。
现有技术中，只有针对脉冲变轨的碰撞规避策略。主要有两种：短期规避策略采用高度分离法，是指在预报时间比较近的情况下，利用一次脉冲施加切向速度增量，以增加交会碰撞时刻与目标的轨道高度之间的距离(径向距离)，显然需要的速度增量较大；中期规避策略采用轨迹分离法，是指在距交会发生较长时间时，利用若干个小的轨迹方向的速度增量进行轨道机动，以增加交会碰撞时刻切向距离的方法，即使其与目标在时间上错开，将同时经过交会碰撞点改变为先后经过。
根据航天器在轨运行的不同情况，可以分以下两种方法进行碰撞规避策略的制定。
1.高度规避方法：高度规避即在碰撞前n+1/2(n＝0，1，2…)轨道圈内，对航天器施加一个沿迹方向的速度增量，抬高或降低轨道高度，使其通过预计碰撞点时存在一个径向距离差，从而避免与危险目标相撞。
2.时间规避方法：时间规避即在碰撞前n(n≥2)轨道圈内，对航天器施加几个较小的沿迹方向的速度增量，抬高或降低轨道高度，使其通过预计碰撞点的时刻错开，从而避免与危险目标相撞。
本方案的主要原理是：在不影响卫星(或其他航天器)飞行任务执行的基础上，将碰撞规避与卫星的正常飞行程序相结合，碰撞规避可以择机选择与卫星正常轨道机动同时进行，即在正常控制考虑的冗余控制量的基础上，对控制策略的控制时间点或沿迹方向的速度增量进行较小的修正，使得两者通过碰撞点的时刻或径向距离错开，达到碰撞规避的目的。
本方案的主要方法是：电推进器在长期抬升轨道高度的过程中，与抬升轨道控制策略结合的规避策略计算方法，结合时间规避方法，迭代减小风险圈次前每次点火时长，即减小每次点火的速度增量，重新进行碰撞预警，保障电推航天器顺利进入目标轨道。
本方案以对低轨卫星进行轨控，通过电推进器控制卫星，使其进入目标轨道。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，需要经历非常多次点火。为确保卫星进入目标轨道，需要制定轨控策略，其中详细制定了卫星每次点火的时间、方向与推力。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。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。
如图2和图3所示，采用电推方式调整轨控策略具体包括以下步骤：
S1：获取轨控策略，该轨控策略为卫星在预定时间段内采用电推方式的多个圈次卫星点火的方案，包括每次点火的时长。
轨控策略为卫星在预定时间段内的连续多个圈次卫星点火的方法，每次圈次在升交点和/或降交点点火，卫星点火的方法与卫星运动方向一致。该轨控策略中，卫星每次点火的时间均相等，均为t。
轨控策略还包括每次点火的方向与推力。轨控策略可以为倾角轨控策略，也可以为高度轨控策略。
目前碰撞预警计算技术非常依赖于空间目标轨道定轨预报的精度，预报位置误差越大，碰撞概率越高。对于正常运行的卫星(或其他航天器)，管控单位能对其进行精密定轨和预报，获取其精密星历数据；但对于其他国家的航天器和空间碎片，获取精密星历数据较为困难。如果不能使用两个空间目标的精密星历计算碰撞风险，未来长时间的碰撞预警的虚警率非常高。例如，2天后的碰撞预警事件，若不采取任何碰撞措施在1天后更新轨道重新计算就无风险。由于这个实际因素，当碰撞风险目标的精密轨道数据不精确的情况下，不宜过早采取规避措施，造成燃料、人力等浪费。但如果两个空间目标的精密星历都可以获得，那么碰撞风险目标的可靠性就很高，虚警率低，可以早期采取规避措施。特别是使用时间规避方法的规避策略，越早规避，用于规避的速度增量调整量就越小。对于电推进来说，原轨控策略一般是按照允许的最大点火时间进行的轨控，用于规避的需要减小点火时间，减小的点火时间越少，则达到目标轨道的时间越短。
因此，轨控策略为卫星在预定时间段内的一个批次的轨控策略。
S2：获取卫星采取轨控策略的碰撞风险。
获取卫星采取轨控策略的碰撞风险包括：根据卫星的轨控策略及其他航天器的星历，获取卫星采取控制策略的碰撞风险。
S3：如果不存在碰撞风险，则执行该轨控策略；如果存在碰撞风险，则：减小该轨控策略中碰撞风险圈次前多圈每次点火的时长，其余的点火策略保持不变，形成新的轨控策略。
每次减小的点火的时长不变，均为Δt。Δt根据推力器实际参数、轨控策略而定。优选地，Δt为轨控策略中单次点火时长的1％～5％。
作为优选的实施方式，减小该轨控策略中从首圈开始至碰撞风险圈次前第n-2圈的每次点火的时长，n为自然数，n表示碰撞风险圈次，即有碰撞预警位于第n圈。
时间规避即在碰撞前n(n≥2)轨道圈内，对航天器施加几个较小的沿迹方向的速度增量，抬高或降低轨道高度，使其通过预计碰撞点的时刻错开，从而避免与危险目标相撞。
时间规避需要前至少2圈规避，之后圈次减少点火时间没有规避收益，还影响达到目标轨道的时间。
形成新的轨控策略之前，重新计算减小点火时长之后的点火参数和星历。由于前面的点火参数改变，使得卫星运行的轨道和原轨控策略不一样，到达远地点的时间不一样，后面的点火参数就不一样，因此需要重新计算。但是例如在远地点点火预定时间(例如3000s)这个策略是不变的。
S4：重复执行步骤S2到步骤S3，直到不存在碰撞风险。
执行不存在碰撞风险的轨控策略。
具体通过以下实施例表明本方案的优势：
卫星轨道参数(J2000坐标系)：
| 历元(UTCG) | 8May 2023 04:00:00.000UTCG |
| 半长轴(m) | 6878140 |
| 偏心率 | 0.0020000 |
| 倾角(deg) | 97.4 |
| 升交点赤经(deg) | 200 |
| 近地点幅角(deg) | 0 |
| 平近点角(deg) | 0 |
卫星总重：50kg；
推力：0.3mN；
能源约束：每圈最多点火3000s。
一个批次的轨控策略为3天。
风险目标轨道：
| 历元(UTCG) | 8May 2023 04:00:00.000UTCG |
| 半长轴(m) | 7376125 |
| 偏心率 | 0.117619 |
| 倾角(deg) | 95.360 |
| 升交点赤经(deg) | 245.698 |
| 近地点幅角(deg) | 39.413 |
| 平近点角(deg) | 269.902 |
原轨控策略为每圈远地点附近，沿速度方向点火3000s。
卫星将在2023-05-11 00:09:00与风险目标交会，交会位置位于90°纬度幅角，交会距离为0.299km。
第一种方案为高度规避方法：
若按照高度规避方法，即使将每个圈次的每次点火的位置都调整为270°，交会距离为0.537km，不能规避风险。
高度规避方法：高度规避即在碰撞前m+1/2(m＝0，1，2…)轨道圈内，对航天器施加一个沿迹方向的速度增量，抬高或降低轨道高度，使其通过预计碰撞点时存在一个径向距离差，从而避免与交会目标相撞。m表示碰撞风险圈次。沿迹方向指的是沿卫星运动方向。
高度规避方法需要在交会位置对面相位指定纬度幅角点火，在指定纬度幅角点火的高度规避方法较局限，很多情况不适用。不同航天器对能源的约束各不相同，升轨过程中的对轨道参数约束各不相同，比如说有的航天器携带的电推力器只能在阳照区工作；有的对升轨过程中的偏心率有严格的要求；有的只能在某个纬度辐角或某个位置点火；若出现多个碰撞风险目标，交会位置不一致等情况高度规避方法就不适用了。对于微牛级的电推力器，由于推力器能提供的速度增量非常小，即使将风险圈次前每次点火的纬度幅角都调整至交会位置对面，也可能不能规避风险。
第二种方案为本发明的方法：
若根据本专利的方法调整：
开始调整点火，从首圈开始至碰撞风险圈次前两圈即第n-2圈前有42次点火，碰撞风险圈次在第n圈。
确定每次减小的点火时长Δt为100s。
第1次迭代计算：将前42次点火时长调整为2900s，重新计算后续点火策略，重新计算碰撞风险，与碰撞目标仍存在碰撞风险；
第2次迭代计算：将前42次点火时长调整为2800s，重新计算后续点火策略，重新计算碰撞风险，与碰撞目标仍存在碰撞风险；
第3次迭代计算：将前42次点火时长调整为2700s，重新计算后续点火策略，重新计算碰撞风险，与碰撞目标无碰撞风险，与其他空间目标也不存在碰撞风险，执行轨控策略。
如图4所示，图4为原轨控策略和调整后策略的交会距离随时间变化图。UTCG表示时间，横轴为时间线，纵轴为卫星与风险目标的距离，单位为km。黑线表示本方案第1次迭代后卫星与风险目标的交会距离，最接近时刻的最小距离小于2km，仍有碰撞风险，绿线表示本方案第2次迭代后卫星与风险目标的交会距离，最接近时刻的最小距离小于2km，仍有碰撞风险，蓝线表示本方案第3次迭代后卫星与风险目标的交会距离，最接近时刻的最小距离大于2km，没有碰撞风险，紫红色的线表示采用原轨控策略下卫星与风险目标的交会距离。
由上述方案可以看出，本发明适用于高频次、小推力的电推进航天器抬升轨道高度为规避碰撞风险对一个批次的轨控策略调整，很好的将规避策略与控制策略融合在一起，实现了在不影响正常抬轨任务执行的情况下碰撞规避的实施，大大节约了成本。
本发明不需要考虑交会目标的位置，也适用于出现多个碰撞风险的情况或者原策略点火位置就在交会位置对面的情况。
本发明调整策略简单，也适用于星上轨控程序简单，一个批次中的每次点火参数需要一致的卫星情况。
本发明也适用于对光照条件严格的或升轨过程中的偏心率要求严格，不能调整点火位置的轨控情况。
本发明也适用于微牛级的电推力器或单次点火时间较长的轨控策略，即使将风险圈次前每次点火的纬度幅角都调整至交会位置对面，也不能规避风险的情况。
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5所示，图5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5来描述根据本申请的这种实施方式的电子设备500。图5显示的电子设备500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5所示，电子设备500以通用计算设备的形式表现。电子设备500的组件可以包括但不限于：至少一个处理单元510、至少一个存储单元520、连接不同系统组件(包括存储单元520和处理单元510)的总线530、显示单元540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510执行，使得所述处理单元510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510可以执行第二个具体实施方式所示的步骤。
所述存储单元520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)5201和/或高速缓存存储单元5202，还可以进一步包括只读存储单元(ROM)5203。
所述存储单元520还可以包括具有一组(至少一个)程序模块5205的程序/实用工具5204，这样的程序模块5205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530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500也可以与一个或多个外部设备500’(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500交互的设备通信，和/或该电子设备500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550进行。并且，电子设备500还可以通过网络适配器560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560可以通过总线530与电子设备500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500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6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 (8)
1.一种采用电推方式调整轨控策略的方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1：获取轨控策略，该轨控策略为卫星在预定时间段内采用电推方式的多个圈次卫星点火的方案，包括每次点火的时长；所述轨控策略为卫星在预定时间段内的连续多个圈次卫星点火的方案，每个圈次在升交点和/或降交点点火；
S2：获取卫星采取轨控策略的碰撞风险；
S3：如果不存在碰撞风险，则执行该轨控策略；如果存在碰撞风险，则：减小该轨控策略中碰撞风险圈次前多圈的每次点火的时长，其余的点火策略保持不变，形成新的轨控策略；减小该轨控策略中从首圈开始至碰撞风险圈次前第n-2圈的每次点火的时长，n为自然数，n表示碰撞风险圈次；
S4：重复执行步骤S2到步骤S3，直到不存在碰撞风险。
2.根据权利要求1所述的采用电推方式调整轨控策略的方法，其特征在于，步骤S1中，该轨控策略中，卫星每次点火的时间均相等。
3.根据权利要求2所述的采用电推方式调整轨控策略的方法，其特征在于，卫星点火的方向与卫星运动方向一致。
4.根据权利要求1所述的采用电推方式调整轨控策略的方法，其特征在于，步骤S2中，所述获取卫星采取轨控策略的碰撞风险包括：根据卫星的轨控策略及其他航天器的星历，获取卫星采取轨控策略的碰撞风险。
5.根据权利要求1所述的采用电推方式调整轨控策略的方法，其特征在于，步骤S3中，每次减小的点火的时长不变。
6.一种调整轨控策略的系统，其特征在于，包括：
轨控策略制定模块，用于制定轨控策略；轨控策略为卫星在多个圈次采用电推方式的卫星点火的方案；所述轨控策略为卫星在预定时间段内的连续多个圈次卫星点火的方案，每个圈次在升交点和/或降交点点火；
碰撞风险预测模块，与轨控策略制定模块连接，用于根据轨控策略计算卫星采取轨控策略的碰撞风险；
碰撞干预模块，与轨控策略制定模块、碰撞风险预测模块连接，用于判断碰撞风险并调整点火的时长，如果不存在碰撞风险，则执行该轨控策略；如果存在碰撞风险，则：减小该轨控策略中碰撞风险圈次前每次点火的时长，其余的点火策略保持不变，形成新的轨控策略；重复判断碰撞风险并调整点火的时长，直到不存在碰撞风险；减小该轨控策略中从首圈开始至碰撞风险圈次前第n-2圈的每次点火的时长，n为自然数，n表示碰撞风险圈次；
轨控策略执行模块，与轨控策略制定模块和碰撞干预模块连接，用于执行轨控策略。
7.一种电子设备，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1-5中任一所述的采用电推方式调整轨控策略的方法。
8.一种计算机可读介质，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1-5中任一所述的采用电推方式调整轨控策略的方法。
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