CN121376216A - 一种太阳同步回归轨道的自主控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，属于航天器轨道设计与自主控制技术领域，方法为：基于实时位置矢量和实时相邻时刻位置矢量判定卫星经过降交点时，基于所述当前瞬时轨道根数矢量执行面内面外指令计算步骤，获取面内机动最终执行时间和面外机动指令；基于面内机动最终执行时间执行面内机动，以及基于面外机动指令在卫星经过升交点时执行面外机动。本发明所提供的一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，解决了现有的关于太阳同步严格回归轨道的高精度自主轨道控制方法不适用非晨昏非午夜交点地方时太阳同步严格回归轨道的技术问题，在保证太阳同步轨道自主控制高精度的同时增强控制的长期稳定性和鲁棒性。

Description

一种太阳同步回归轨道的自主控制方法

技术领域

本发明涉及航天器轨道设计与自主控制技术领域，尤其涉及一种太阳同步回归轨道的自主控制方法。

背景技术

目前，针对太阳同步严格回归轨道的自主精密控制问题，现有技术主要基于高精度GPS实时导航数据和轨道解析摄动模型，通过自主轨道确定、管道误差计算与轨道机动规划实现百米级的严格回归轨道管道控制精度。卫星轨道管道控制概念是指卫星将自身的实际运动轨迹严格保持在以该参考轨迹为中心的空间圆形管道内，实际运动轨迹一旦超出管道范围则需要对卫星轨道进行控制，以实现空间轨迹相对于参考轨迹的精确控制。

然而，现有技术中太阳同步严格回归轨道的自主控制技术主要面向晨昏轨道及正午/午夜交点地方时轨道，这些轨道的降交点地方时(LTDN)固定且接近0:00、6:00、12:00或18:00，通过在倾角误差超出阈值时施加速度脉冲，使控制后误差极值等于阈值(依赖误差波浪形变化找极值)，同时采用针对半长轴和降交点经度的面内控制策略，这导致对非晨昏非午夜交点地方时的太阳同步严格回归轨道控制存在着根本局限：由于太阳引力摄动使倾角误差呈现单调变化趋势，破坏了现有面外控制依赖波浪形变化趋势的基础；同时，增大的倾角误差通过J2摄动显著改变降交点经度漂移率，引发半长轴均值持续衰减及控制律偏移，导致现有面内策略因忽略耦合而失效。亟需开发一种轨道控制方法，同步解决非晨昏非午夜交点地方时太阳同步严格回归轨道因太阳引力摄动导致的轨道倾角误差长期项主导导致控制失效以及面内外强耦合补偿的技术问题，实现非典型地方时轨道的百米级精密控制。

发明内容

本发明提供了一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，能够解决现有技术中非晨昏非午夜交点地方时太阳同步严格回归轨道因太阳引力摄动导致的轨道倾角误差长期项主导导致控制失效的技术问题，解决了现有的关于太阳同步严格回归轨道的高精度自主轨道控制方法不适用非晨昏非午夜交点地方时太阳同步严格回归轨道的技术问题，在保证太阳同步轨道自主控制高精度的同时，增强控制的长期稳定性和鲁棒性。

本发明提供一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，包括：

基于实时导航数据获取实时位置矢量和实时速度矢量，并基于所述实时位置矢量和实时速度矢量获取当前瞬时轨道根数矢量；

获取实时相邻时刻位置矢量，基于所述实时位置矢量和实时相邻时刻位置矢量判定卫星经过降交点时，基于所述当前瞬时轨道根数矢量执行面内面外指令计算步骤，获取面内机动最终执行时间和面外机动指令；

基于所述面内机动最终执行时间执行面内机动，以及基于所述面外机动指令在所述卫星经过升交点时执行面外机动，实现太阳同步回归轨道的自主控制；

所述面内面外指令计算步骤包括：

获取历史位置矢量和历史速度矢量，基于所述实时位置矢量、实时速度矢量、历史位置矢量和历史速度矢量获取平均轨道要素误差；

获取历史节点周期误差序列，基于所述历史节点周期误差序列、当前瞬时轨道根数矢量和预设大气阻力模型获取平均半长轴衰减率；

基于所述平均轨道要素误差、平均半长轴衰减率、标定降交点经度西移极限和预设降交点经度东移极限进行面内机动时间预测，获取面内机动理论执行时间和预测轨道圈数，基于所述面内机动理论执行时间和预测轨道圈数获取面内机动最终执行时间；

基于所述平均轨道要素误差获取轨道倾角误差，并基于所述轨道倾角误差分离半月短周期项，获取半月轨道倾角误差；

基于所述半月轨道倾角误差判断超出预设倾角误差阈值时，获取目标面外机动速度增量，并基于所述目标面外机动速度增量获取面外机动指令。

本发明所提供一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，首先实时解析导航数据获取实时位置矢量和实时速度矢量，并以此计算得到当前瞬时轨道根数矢量，并结合实时相邻时刻位置矢量判定是否经过降交点，将降交点作为面内机动和面外机动指令计算锚点，在经过降交点时基于当前瞬时轨道根数矢量计算得到面外机动指令和面内机动最终执行时间，以在卫星经过升交点时执行面外机动，并使得卫星在正确纬度辐角处计算机动大小并执行面内机动，实现针对非晨昏非午夜交点地方时的太阳同步回归轨道的控制，解决现有技术中仅适用于降交点地方时为0:00、6:00、12:00或18:00的太阳同步回归轨道控制的技术问题；在降交点进行计算时，首先基于实时数据和历史降交点数据计算平均轨道要素误差，量化实际轨道与标称轨道的偏差，将抽象的轨道状态转化为可量化的误差指标，并通过瞬时轨道根数、平均要素误差及大气阻力模型精准获取衰减率，确保对半长轴衰减速度的精准计算，从而基于平均轨道要素误差、平均半长轴衰减率和西移极限预测面内机动执行时间，以提前规划面内机动时间窗口，确保半长轴抬升能精准抵抑制交点经度东移，提高轨道自主控制的准确度；同时从轨道倾角误差中分离半月短周期项以得到半月轨道倾角误差，最后结合误差阈值构建阈值判断机制，在轨道倾角误差判断超出预设倾角误差阈值时计算目标面外机动速度增量从而实现面外机动控制，实现轨道倾角的精准维持，将复杂的轨道倾角误差预估控制改为基于半月周期项分离的阈值触发控制，降低计算复杂度，保证轨道倾角被精确控制在阈值以内，简单明了且非常稳定，简化了原本的策略，增强鲁棒性；有效提升机动效率，解决了非晨昏非午夜交点地方时太阳同步严格回归轨道因太阳引力摄动导致的轨道倾角误差长期项主导导致控制失效的技术问题，在保证太阳同步轨道自主控制高精度的同时增强控制的长期稳定性和鲁棒性。

进一步地，所述基于所述面内机动最终执行时间执行面内机动，以及基于所述面外机动指令在所述卫星经过升交点时执行面外机动，实现太阳同步回归轨道的自主控制，包括：

实时获取所述卫星的瞬时导航数据，基于所述瞬时导航数据判定所述卫星经过升交点时，且判定存在面外机动指令时，基于所述面外机动指令执行面外机动；

实时获取所述卫星的瞬时导航数据，并基于所述瞬时导航数据获取瞬时位置矢量和瞬时速度矢量；

基于所述瞬时位置矢量和瞬时速度矢量获取瞬时轨道根数矢量；

获取瞬时相邻时刻位置矢量；

基于所述瞬时位置矢量和瞬时相邻时刻位置矢量判定所述卫星经过升交点时，且判定存在面外机动指令时，基于所述面外机动指令执行面外机动；

基于所述瞬时轨道根数矢量执行面内机动调控动作：

基于所述瞬时导航数据获取瞬时轨道根数矢量，并基于所述瞬时轨道根数矢量获取瞬时纬度辐角；

获取当前轨道圈数；

基于所述当前轨道圈数、瞬时纬度辐角、面内机动最终执行时间和预设面内机动约束条件判定符合预设面内机动条件时，获取相邻降交点数据；

基于所述相邻降交点数据和瞬时轨道根数矢量获取面内机动速度增量；

基于所述面内机动速度增量执行面内机动。

进一步地，在所述基于所述瞬时轨道根数矢量执行面内机动调控动作步骤之前，还包括：

基于所述瞬时位置矢量和瞬时相邻时刻位置矢量判定所述卫星不经过升交点时，直接基于所述瞬时轨道根数矢量执行面内机动调控动作。

进一步地，在所述基于所述瞬时轨道根数矢量执行面内机动调控动作步骤之前，还包括：

基于所述当前轨道圈数、瞬时纬度辐角、面内机动最终执行时间和预设面内机动约束条件判定不符合预设面内机动条件时，不进行面内机动。

上述方案中，在卫星运行过程中通过对实时获取的瞬时导航数据判断卫星是否经过升交点，在经过升交点时且存在历史面外机动指令时，执行面外机动动作，即根据上一次经过降交点时计算得到的历史面外机动指令实现对卫星轨道的调控；在经过升交点时但不存在历史面外机动指令时，或未经过升交点时，则直接进行面内机动调控的判定，即无论是否经过升交点时和是否进行了面外机动，均需要判断是否需要进行面内机动调控，保证轨道控制过程的连续完备性，避免面外机动后轨道参数耦合偏差累积；并在判断是否进行面内机动时通过面内约束条件判定，确保面内机动仅在必要时执行，减少燃料消耗，相较于在降交点预测面内机动时间的同时也预估面内机动的速度增量的策略，本发明实现在临近机动时进行计算以减小外推误差，从而减小速度增量的计算误差，进而抑制降交点经度的过度西移，增强控制稳定性；确保面内调控不受升交点状态限制，实现全轨道周期内的面内参数持续监测与修正，避免因等待升交点导致的误差累积，简化无需面外机动时的控制计算流程，避免冗余计算，确保了面内调控的实时性。

进一步地，所述面外机动包括：获取所述面外机动指令对应的目标面外机动速度增量，以基于所述目标面外机动速度增量进行面外机动。

上述方案中，首先根据实时获取的瞬时导航数据以及相邻时刻的数据判断卫星当前是否通过升交点，接着结合是否存在历史面外机动指令的判断以判定是否进行面外机动，最后根据上一次经过降交点时获取的面外机动指令得到目标面外机动速度增量进行面外机动，使得卫星的法向速度增大相应数值，实现轨道修正；通过升交点判断和面外机动指令判断保证面外机动在升交点时精准执行，最大化轨道的修正效果，减少燃料浪费。

进一步地，所述基于所述瞬时轨道根数矢量执行面内机动调控动作，包括：

基于所述当前轨道圈数、瞬时纬度辐角、面内机动最终执行时间和预设面内机动约束条件判定不符合预设面内机动条件时，不进行面内机动。

进一步地，所述基于所述相邻降交点数据和瞬时轨道根数矢量获取面内机动速度增量，包括：

基于所述相邻降交点数据获取相邻平均轨道要素向量、相邻降交点经度误差、相邻节点周期和相邻平均半长轴衰减率；

基于所述相邻平均轨道要素向量和相邻平均半长轴衰减率获取东移极限误差值；

基于所述东移极限误差值和相邻节点周期获取平均半长轴误差变化值；

基于所述平均半长轴误差变化值、相邻降交点经度误差和预设抛物线对称轴偏移算法获取半长轴抬升量，进而基于所述半长轴抬升量和瞬时轨道根数矢量获取面内机动速度增量。

上述方案中，在获取面内机动速度增量时，利用预设抛物线对称轴偏移算法，即利用降交点经度误差与平均半长轴误差的抛物线关系，根据抛物线对称轴偏移程度的不同进行针对性计算，实现平均半长轴误差的动态修正，避免因轨道倾角误差耦合导致的半长轴控制失效，进而显著增强轨道控制的稳定性；同时平均半长轴误差的动态修正使得计算出的速度增量正确的将半长轴提升到适当的位置，能避免半长轴均值持续衰减及控制率偏移，以此解决失效问题；相较于现有每圈降交点的实时计算，本发明仅在符合预设面内机动条件时进行面内机动的计算，实现在邻域处漂移率变化趋稳且时间相近时面内机动速度增量的计算，使速度增量计算误差有所降低，显著增强了控制的稳定性，有效抵消降交点经度东移误差，避免面内参数因耦合效应失控。

进一步地，所述获取历史位置矢量和历史速度矢量，基于所述实时位置矢量、实时速度矢量、历史位置矢量和历史速度矢量获取平均轨道要素误差，包括：

基于所述实时位置矢量、实时速度矢量、历史位置矢量、历史速度矢量和线性插值法获取穿越时间和穿越坐标；

基于所述穿越时间和穿越坐标获取降交点经度和当前轨道节点周期；

获取历史降交点数据，基于所述历史降交点数据和预设梯形积分公式获取平均偏心矢量和平均轨道倾角；

基于所述降交点经度、当前轨道节点周期、平均偏心矢量、平均轨道倾角获取平均轨道要素向量，并基于所述平均轨道要素向量和标称轨道要素向量获取平均轨道要素误差。

上述方案中，采用线性插值法获取穿越时间和穿越坐标，进而得到当前轨道节点周期，准确量化实际轨道与标称轨道的偏差，为后续衰减率计算、机动时间预测、阈值判断提供可靠的基础数据，确保控制决策的准确性。

进一步地，所述获取历史节点周期误差序列，基于所述历史节点周期误差序列、当前瞬时轨道根数矢量和预设大气阻力模型获取平均半长轴衰减率，包括：

基于所述当前瞬时轨道根数矢量和预设大气阻力模型获取初始半长轴衰减率；

获取历史节点周期误差序列；

当基于所述历史节点周期误差序列判定符合预设加权计算条件时，基于所述历史节点周期误差序列进行加权最小二乘法拟合，获取节点周期误差衰减率；

基于摄动理论构建耦合模型；基于所述节点周期误差衰减率、历史节点周期误差序列、初始半长轴衰减率和耦合模型获取平均半长轴衰减率；

当基于所述历史节点周期误差序列判定不符合预设加权计算条件时，直接将所述初始半长轴衰减率作为所述平均半长轴衰减率。

上述方案中，结合摄动理论构建耦合模型，并采用加权最小二法乘进行拟合，抑制大气密度模型不确定性导致的误差，实现动态更新半长轴衰减率，显著提升了平均半长轴衰减率的计算精度与稳定性，有助于实现精确长期的轨道控制。

进一步地，所述基于所述平均轨道要素误差、平均半长轴衰减率、标定降交点经度西移极限和预设降交点经度东移极限进行面内机动时间预测，获取面内机动理论执行时间和预测轨道圈数，基于所述面内机动理论执行时间和预测轨道圈数获取面内机动最终执行时间，包括：

获取历史降交点经度误差，基于所述历史降交点经度误差和所述平均轨道要素误差判定经过西移极限时，获取实测平均半长轴误差；

基于所述实测平均半长轴误差、预设降交点经度东移极限、平均半长轴衰减率和预设轨道动力学模型获取平均半长轴误差预估值；

获取相邻面内机动后的历史平均半长轴误差、历史机动时间和历史节点周期；

基于所述历史平均半长轴误差、历史机动时间、历史节点周期、平均半长轴误差预估值和平均半长轴衰减率获取面内机动理论执行时间以及所述面内机动理论执行时间对应的预测轨道圈数；

基于所述面内机动理论执行时间和预测轨道圈数获取所述卫星在所述预测轨道圈数内最后一次经过降交点的平均偏心率误差；

基于所述平均偏心率误差获取面内机动纬度辐角，并将所述面内机动纬度辐角作为所述面内机动最终执行时间。

上述方案中，通过动态修正动作动态修正西移极限误差，以预测获取更精准的面内机动最终执行时间，首先计算理论执行时间和预测圈数，再结合偏心率误差确定面内机动最终执行时间，精准锁定面内机动的最优轨道圈数和相位，确保半长轴抬升动作能在降交点经度抵达东移极限前及时执行的同时，使得偏心率误差得到有效的控制，而不需要额外的机动，避免误差超阈值，维持面内参数的长期稳定性。

本发明所提供的一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，在升交点执行面外机动，降交点动态预测面内机动时机，优化了轨道控制效率；改进面外控制方法，通过分离轨道倾角误差半月短周期项与长期项及长周期项，并设计阈值触发机制，解决现有方法因长期项主导导致的控制失效问题，有效解决了非晨昏非午夜交点地方时太阳同步严格回归轨道因太阳引力摄动导致的轨道倾角误差长期项主导问题，填补了技术空白；同时将复杂的轨道倾角误差预估控制改为基于半月周期项的阈值触发控制，降低计算复杂度，增强鲁棒性；同时引入抛物线对称轴偏移补偿策略，即对半长轴均值偏移量和半长轴抬升量进行动态修正，解决因轨道倾角误差单调变化导致的面内外参数强耦合问题，进一步优化面内控制方法，有效提升轨道控制的稳定性；通过融合理论模型和实际观测数据，抑制大气模型的不确定性，优化了平均半长轴衰减率这一关键参数的长期计算精度和稳定性；最终实现了严格回归轨道的高精度自主控制，显著提升轨道控制的长期稳定性。

附图说明

为了更清楚地说明本申请的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，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是本实施例所提供的一种太阳同步回归轨道的自主控制方法示意图；

图2是本实施例所提供的一种RTN_I坐标系示意图；

图3是本实施例所提供的一种抬升半长轴以进行面内机动过程示意图；

图4是本实施例所提供的一种面内机动时间预测与面内机动半长轴抬升示意图；

图5是本实施例所提供的一种LTDN为10:00时的轨道倾角误差随时间的变化情况示意图；

图6是本实施例所提供的一种LTDN为10:00时半年内面外机动示意图；

图7是本实施例所提供的一种太阳同步回归轨道的自主控制流程示意图。

具体实施方式

为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本申请的技术领域的技术人员通常理解的含义相同；本文中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本申请；本申请的说明书和权利要求书及上述附图说明中的术语“包括”和“具有”以及它们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。

在本申请实施例的描述中，技术术语“第一”“第二”等仅用于区别不同对象，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量、特定顺序或主次关系。在本申请实施例的描述中，“多个”的含义是两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本文中提及“实施例”意味着，结合实施例描述的特定特征、结构或特性可以包含在本申请的至少一个实施例中。在说明书中的各个位置出现该短语并不一定均是指相同的实施例，也不是与其它实施例互斥的独立的或备选的实施例。本领域技术人员显式地和隐式地理解的是，本文所描述的实施例可以与其它实施例相结合。

在本申请实施例的描述中，术语“和/或”仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。另外，本文中字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。

在本申请实施例的描述中，术语“多个”指的是两个以上(包括两个)，同理，“多组”指的是两组以上(包括两组)，“多片”指的是两片以上(包括两片)。

在本申请实施例的描述中，除非另有明确的规定和限定，技术术语“安装”“相连”“连接”“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；也可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请实施例中的具体含义。

本实施例提供一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，如图1所示，包括：

S1、基于实时导航数据获取实时位置矢量和实时速度矢量，并基于所述实时位置矢量和实时速度矢量获取当前瞬时轨道根数矢量；

S2、获取实时相邻时刻位置矢量，基于所述实时位置矢量和实时相邻时刻位置矢量判定卫星经过降交点时，基于所述当前瞬时轨道根数矢量执行面内面外指令计算步骤，获取面内机动最终执行时间和面外机动指令；

S3、基于所述面内机动最终执行时间执行面内机动，以及基于所述面外机动指令在所述卫星经过升交点时执行面外机动，实现太阳同步回归轨道的自主控制；

所述面内面外指令计算步骤包括：

S01、获取历史位置矢量和历史速度矢量，基于所述实时位置矢量、实时速度矢量、历史位置矢量和历史速度矢量获取平均轨道要素误差；

S02、获取历史节点周期误差序列，基于所述历史节点周期误差序列、当前瞬时轨道根数矢量和预设大气阻力模型获取平均半长轴衰减率；

S03、基于所述平均轨道要素误差、平均半长轴衰减率、标定降交点经度西移极限和预设降交点经度东移极限进行面内机动时间预测，获取面内机动理论执行时间和预测轨道圈数，基于所述面内机动理论执行时间和预测轨道圈数获取面内机动最终执行时间；

S04、基于所述平均轨道要素误差获取轨道倾角误差，并基于所述轨道倾角误差分离半月短周期项，获取半月轨道倾角误差；

S05、基于所述半月轨道倾角误差判断超出预设倾角误差阈值时，获取目标面外机动速度增量，并基于所述目标面外机动速度增量获取面外机动指令。

本实施例所提供一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，首先实时解析导航数据获取实时位置矢量和实时速度矢量，并以此计算得到当前瞬时轨道根数矢量，并结合历史数据中的实时相邻时刻位置矢量判定是否经过降交点，将降交点作为面内机动和面外机动指令计算锚点，在经过降交点时计算得到面外机动指令和面内机动最终执行时间，以在卫星经过升交点时执行面外机动，使得卫星在正确纬度辐角处计算机动大小并执行面内机动，实现针对非晨昏非午夜交点地方时的太阳同步回归轨道的控制，解决现有技术中仅适用于降交点地方时为0:00、6:00、12:00或18:00的太阳同步回归轨道控制的技术问题；在降交点进行计算时，首先基于实时数据和历史降交点数据计算平均轨道要素误差，量化实际轨道与标称轨道的偏差，将抽象的轨道状态转化为可量化的误差指标，并通过瞬时轨道根数、平均要素误差及大气阻力模型精准获取衰减率，确保对半长轴衰减速度的精准计算，从而基于平均轨道要素误差、平均半长轴衰减率和西移极限预测面内机动执行时间，以提前规划面内机动时间窗口，确保半长轴抬升能精准抵抑制交点经度东移，提高轨道自主控制的准确度；同时从轨道倾角误差中分离半月短周期项以得到半月轨道倾角误差，最后结合误差阈值构建阈值判断机制，在轨道倾角误差判断超出预设倾角误差阈值时计算目标面外机动速度增量从而实现面外机动控制，实现轨道倾角的精准维持，将复杂的轨道倾角误差预估控制改为基于半月周期项分离的阈值触发控制，降低计算复杂度，保证轨道倾角被精确控制在阈值以内，简单明了且非常稳定，简化了原本的策略，增强鲁棒性；实现了在降交点时进行面内面外机动地计算预测，并在升交点时，根据阈值判断符合面外机动时得到的面外机动指令执行面外机动，在符合预设面内机动条件时结合面内机动执行时间进行面外机动，提升机动效率，解决了非晨昏非午夜交点地方时太阳同步严格回归轨道因太阳引力摄动导致的轨道倾角误差长期项主导导致控制失效的技术问题，在保证太阳同步轨道自主控制高精度的同时增强控制的长期稳定性和鲁棒性。

在具体实施过程中，本发明实施例针对非晨昏非午夜交点地方时太阳同步回归轨道给出了一种自主精密轨道控制方法，本实施例中的轨道控制方法是一种严格回归轨道的高精度自主控制方法，针对于太阳同步回归轨道的降交点当地时不接近0/6/12/18这几个整点即非晨昏非午夜交点地方时的太阳同步回归轨道。采用本实施例所设计的用于与实际轨道比较的参考轨道，和真实场景中得到控制后的实际轨道均满足严格回归的要求，其要求实际运动轨迹始终严格保持在以该参考轨迹为中心的空间圆形管道内，且管道半径较小(小于一千米)，具有较高的精度。

在具体实施过程中，进行面外机动时提取指令中速度增量数据进行面外机动：由推进器按照该数据点火产生相应推力，将法向速度增大相应数值。

在具体实施过程中，本实施例每次基于实时导航数据获取实时位置矢量和实时速度矢量，并基于所述实时位置矢量和实时速度矢量获取当前瞬时轨道根数矢量，之后，需要对其进行保存，以供下一次流程中使用。采用平均轨道要素向量描述参考轨道和实际轨道偏差，当两者间的实际偏差超出相应的控制阈值时便进行机动。向量包括节点周期T_j、平均偏心矢量平均轨道倾角及降交点的赤经经度λ_j。本实施例中的面外机动采用阈值触发机制，是为了解决面外控制策略失效的技术问题。由于当不存在极值时，现有技术中原来的策略无法使用，因此本实施例根据新的轨道倾角误差的变化情况设计了新的策略，即阈值触发机制。

可选的，步骤S3包括：

实时获取所述卫星的瞬时导航数据，并基于所述瞬时导航数据获取瞬时位置矢量和瞬时速度矢量；

基于所述瞬时位置矢量和瞬时速度矢量获取瞬时轨道根数矢量；

获取瞬时相邻时刻位置矢量；

基于所述瞬时位置矢量和瞬时相邻时刻位置矢量判定所述卫星经过升交点时，且判定存在面外机动指令时，基于所述面外机动指令执行面外机动；

基于所述瞬时轨道根数矢量执行面内机动调控动作：

基于所述瞬时导航数据获取瞬时轨道根数矢量，并基于所述瞬时轨道根数矢量获取瞬时纬度辐角；

获取当前轨道圈数；

基于所述当前轨道圈数、瞬时纬度辐角、面内机动最终执行时间和预设面内机动约束条件判定符合预设面内机动条件时，获取相邻降交点数据；

基于所述相邻降交点数据和瞬时轨道根数矢量获取面内机动速度增量；

基于所述面内机动速度增量执行面内机动。

在具体实施过程中，实时导航数据以及瞬时导航数据等来自实时解析星载GPS接收机的导航数据。基于所述瞬时导航数据获取瞬时轨道根数矢量时，首先接着获取卫星在地心固连坐标系下的当前位置矢量和当前速度矢量单位分别是m和m/s，以基于计算瞬时轨道根数矢量

[a,e,i,Ω,ω,M]^T，其中分别对应半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角以及平近点角。当前轨道圈数是通过每次经过一圈后的数据叠加获得，每次经过降交点时轨道圈数加一，并以此更新当前轨道圈数。

在具体实施过程中，满足预设面内机动条件需按序满足三个约束条件，第一条件，在上一次经过降交点时进行面内面外指令计算步骤中已经获得了预测的执行面内机动的预测轨道圈数N_pred；第二条件，轨道圈数匹配，即当前卫星的运行轨道圈数N_current等于预测轨道圈数N_pred；第三条件，相位角同步，即卫星的瞬时纬度辐角u达到目标值u_I，即满足|u-u_I|≤ε_u(ε_u为容差阈值)。

可选的，在步骤基于所述瞬时轨道根数矢量执行面内机动调控动作之前，还包括：

基于所述瞬时位置矢量和瞬时相邻时刻位置矢量判定所述卫星经过升交点时，且判定不存在面外机动指令时，直接基于所述瞬时轨道根数矢量执行面内机动调控动作。

可选的，在所述基于所述瞬时轨道根数矢量执行面内机动调控动作步骤之前，还包括：

基于所述瞬时位置矢量和瞬时相邻时刻位置矢量判定所述卫星不经过升交点时，直接基于所述瞬时轨道根数矢量执行面内机动调控动作。

在具体实施过程中，执行面外机动操作是指对卫星施加一个垂直于轨道平面的速度脉冲，本实施例中通过控制该面外速度脉冲施加位置优选在升交点处以最大化倾角控制效率。因此，当判定卫星刚经过升交点时，需要首先判断是否存在待执行面外机动的面外机动指令，若存在，则需要将面外机动指令传送至推进系统，推进系统依据面外机动指令所指定的面外速度增量数值，在升交点时刻触发推进器点火，产生一个垂直于轨道平面的瞬时推力脉冲。该脉冲使得卫星获得相应的法向速度增量ΔV_N，从而实现轨道倾角的高效调整，完成对卫星轨道平面外的控制，其中，轨道维持控制被解耦成轨道平面外控制和轨道平面内控制，平面内控制(对应面内机动)仅采用切向机动调整半长轴a和偏心率e，平面外控制(对应面外机动)则采用法向机动调整轨道倾角i。

在具体实施过程中，本实施例基于地心惯性坐标系(ECI)构建卫星的轨道坐标系(RTN_I坐标系)定义了如图2所示的RTN_I及RTN_E坐标系。本实施例中将RTN坐标系分成了两类：一类为RTN_I坐标系，在地心惯性坐标系上定义。R轴为地心与标称轨道上的采样点间的连线，指向采样点；T轴与R轴可以形成直角，指向地心惯性坐标系ECI上的卫星运动方向；N轴则与R、T两轴互相垂直，共同构成右手直角坐标系。另一类为RTN_E坐标系，在地心地固坐标系ECEF上定义，其与RTN_I坐标系的区别就在于，RTN_I坐标系的T方向与R方向垂直并指向ECEF坐标系上的卫星运动方向。两个T轴之间的速度矢量差来源于地球的自转。两类坐标系各有用处。本实施例中的标称轨道及实际运行轨道进行误差分析时使用的轨道切面xoz平面定义为RTN_E坐标系的RON平面；而脉冲机动的速度增量分量则定义在RTN_I坐标系上。

可选的，所述面外机动包括：获取所述面外机动指令对应的目标面外机动速度增量，以基于所述目标面外机动速度增量进行面外机动。

在具体实施过程中，在判断卫星是否经过升交点时，通过比较相邻时刻位置矢量的Z轴分量来实现：首先根据瞬时导航数据获取这一时刻的瞬时位置矢量和瞬时速度矢量，接着获取瞬时位置矢量所对应的上一时刻的瞬时相邻时刻位置矢量，将上一时刻和这一时刻位置矢量的Z轴分量z_n和z_n+1分别与零相比，若满足z_n＜0且z_n+1＞0，则判定卫星刚穿越升交点，否则未经过。

可选的，所述基于所述瞬时轨道根数矢量执行面内机动调控动作，包括：

基于所述当前轨道圈数、瞬时纬度辐角、面内机动最终执行时间和预设面内机动约束条件判定不符合预设面内机动条件时，不进行面内机动。

可选的，所述基于所述相邻降交点数据和瞬时轨道根数矢量获取面内机动速度增量，包括：

基于所述相邻降交点数据获取相邻平均轨道要素向量、相邻降交点经度误差、相邻节点周期和相邻平均半长轴衰减率；

基于所述相邻平均轨道要素向量和相邻平均半长轴衰减率获取东移极限误差值；

基于所述东移极限误差值和相邻节点周期获取平均半长轴误差变化值；

基于所述平均半长轴误差变化值、相邻降交点经度误差和预设抛物线对称轴偏移算法获取半长轴抬升量，进而基于所述半长轴抬升量和瞬时轨道根数矢量获取面内机动速度增量。

在具体实施过程中，在获取面内机动速度增量时，按三阶段计算切向速度增量ΔV_T：

第一阶段，基于上一降交点的相邻降交点数据，获取包括相邻平均轨道要素向量、相邻降交点经度误差、相邻节点周期和相邻平均半长轴衰减率的轨道误差矢量利用降交点经度误差与平均半长轴误差的抛物线关系式，推算得到降交点经度的东移极限误差值δλ_I；

第二阶段，计算降交点经度误差由0m漂移至δλ_I期间，平均半长轴误差变化量的绝对值表达式如下：

上式中，k₁、k₂均表示中间参数，k₁、k₂与降交点经度误差对于半长轴及轨道倾角的两个偏导数与有关；T表示历史节点周期；

第三阶段，采用预设抛物线对称轴偏移算法计算速度增量，根据抛物线对称轴偏移程度的不同，提出了两种半长轴抬升量Δa的计算方式：当偏移量可忽略时，采用简单的双倍抬升策略当对称轴向负值显著偏移时，通过补偿偏移量，将半长轴强行提升至附近，其中式中的表示是降交点经度误差达到东移极限误差值时的平均半长轴的误差；最后计算面内机动所需的切向速度增量ΔV_T，其中n表示卫星运行角速度。在具体实施过程中，计算得到面内机动速度增量后，根据面内机动速度增量执行面内机动，本实施例所采用的面内机动规划遵循周期性相位控制策略，具体而言：随着轨道半长轴的衰减，降交点经度逐渐东移至东偏极限λ_E，此时进行面内机动以抬升半长轴，半长轴增加增量Δa而变成正值，之后半长轴继续衰减，降交点经度则西移又东移至东偏极限，循环往复，其抬升半长轴以进行面内机动的过程如图3所示。

具体而言，面内机动时间预测示意图如图4(a)所示，面内机动半长轴抬升示意图如图4(b)所示，其中，图4(a)和图4(b)中竖轴表示半长轴误差(Semimajor axis error，λ_a)，横轴表示降交点经度误差(Longitude error，δλ)，曲线轨迹反映轨道要素的演化过程，箭头指示运动方向。图4(a)中u_I表示根据偏心率误差确定的理论执行时间前的最终执行时间，(δλ_I，δa_I)表示理论执行时间处的误差值，预测卫星到达东移极限(East limit，λ_E)附近，如距离东移极限为东侧裕度Margin(East)位置的时间，为面内机动的时机选择提供依据，其中(δλ_W，δa_W)表示经过西移极限时的半长轴误差和经度误差；图4(b)中曲线A和B曲线是半长轴抬升量的两种计算方法，其中A是对称轴偏移少的时候的机动情况，B是对称轴偏移大的时候的机动情况，表示将半长轴误差强制抬升到Δa_up左右，展示了机动前后半长轴误差抬升的变化；最终卫星到达东移极限时，半长轴误差得到针对性调整，体现了面内机动对轨道半长轴的主动控制作用，可用于实现轨道半长轴的保持或抬升调整。其中东侧裕度表示经度方向上，东侧允许的偏差范围。相较于现有技术中每圈降交点的实时计算，本策略在λ_E邻域计算具有一定优势，即在邻域处漂移率变化趋稳，且时间相近，减小了降交点经度外推误差，使面内机动速度增量计算误差有所降低，进而显著增强了控制的稳定性。

在具体实施过程中，无论执行面内机动与否，均需要判断是否经过降交点，判断方法与前文中判断是否经过升交点时的一致：若z_n＞0且z_n+1＜0，则判定卫星刚经过降交点，否则未经过降交点，并且结束该自主轨道控制流程。若经过降交点，则进行面内面外指令计算步骤，其包含5个严格顺序化的子步骤S01、S02、S03、S04和S05。

可选的，步骤S01包括：

基于所述实时位置矢量、实时速度矢量、历史位置矢量、历史速度矢量和线性插值法获取穿越时间和穿越坐标；

基于所述穿越时间和穿越坐标获取降交点经度和当前轨道节点周期；

获取历史降交点数据，基于所述历史降交点数据和预设梯形积分公式获取平均偏心矢量和平均轨道倾角；

基于所述降交点经度、当前轨道节点周期、平均偏心矢量、平均轨道倾角获取平均轨道要素向量，并基于所述平均轨道要素向量和标称轨道要素向量获取平均轨道要素误差。

在具体实施过程中，计算平均轨道要素误差时，为了优化星载存储资源，采用平均轨道要素误差描述实际偏差，本实施例中通过线性插值法根据基于所述实时导航数据、实时位置矢量和相邻时刻位置矢量计算穿越时间t_DNj及穿越坐标(x_DNj,y_DNj,0)，再以此计算降交点的经度λ_j及第j轨的节点周期T_j；接着通过梯形积分公式根据节点周期和瞬时轨道根数矢量计算平均偏心矢量以及平均轨道倾角最后得到平均轨道要素向量已知实际轨道的平均轨道要素向量及标称轨道的平均轨道要素向量后，两者相减就可以得到平均轨道要素误差

可选的，步骤S02包括：

基于所述当前瞬时轨道根数矢量和预设大气阻力模型获取初始半长轴衰减率；

获取历史节点周期误差序列；

当基于所述历史节点周期误差序列判定符合预设加权计算条件时，基于所述历史节点周期误差序列进行加权最小二乘法拟合，获取节点周期误差衰减率；

基于摄动理论构建耦合模型；基于所述节点周期误差衰减率、历史节点周期误差序列、初始半长轴衰减率和耦合模型获取平均半长轴衰减率；

当基于所述历史节点周期误差序列判定不符合预设加权计算条件时，直接将所述初始半长轴衰减率作为所述平均半长轴衰减率。

在具体实施过程中，得到平均轨道要素误差进行轨道衰减率耦合计算与精度优化。首先根据轨道衰减动力学通过节点周期误差衰减率与平均半长轴衰减率表征，二者满足摄动理论导出的严格耦合关系，即基于摄动理论构建耦合模型：

其中，J₂表示地球扁率摄动系数，R_e表示地球半径。

接着采用根据大气理论模型的预设大气阻力模型进行初始解算，预设大气阻力模型表达式如下：

其中，ρ表示大气密度，C_D表示大气阻力系数，A表示卫星的迎风面积，m表示卫星的质量，μ_e表示地球引力常数；但由于其精度受限于大气密度模型的显著不确定性，为提升鲁棒性，本实施例发展双模态优化策略。该双模态优化策略在采用大气理论模型计算平均半长轴衰减率初值后，获取至少包含10个轨道圈的节点周期序列的历史节点周期数据，此时符合预设加权计算条件，通过加权最小二乘法对历史节点周期误差序列进行拟合得到节点周期误差衰减率再将代入上述耦合模型更新得到平均半长轴衰减率即基于瞬时轨道根数和耦合模型，将节点周期误差衰减率转化为平均半长轴衰减率；当不满10个轨道圈时不符合预设加权计算条件，直接将初始半长轴衰减率作为平均半长轴衰减率。即在保存的历史节点周期误差不足10个时，不进行拟合计算，只用公式计算获得平均半长轴衰减率；当数据达到10个时，拟合计算节点周期误差衰减率，再通过耦合关系计算获得平均半长轴衰减率，而不用公式计算。将通过理论建模与观测融合以有效抑制大气模型不确定性，保障长期轨道控制的稳定性，且节点周期误差衰减率相较于节点周期拟合得到的节点周期衰减率更加稳定。

可选的，步骤S03包括：

获取历史降交点经度误差，基于所述历史降交点经度误差和所述平均轨道要素误差判定经过西移极限时，获取实测平均半长轴误差；

基于所述实测平均半长轴误差、预设降交点经度东移极限、平均半长轴衰减率和预设轨道动力学模型获取平均半长轴误差预估值；

获取相邻面内机动后的历史平均半长轴误差、历史机动时间和历史节点周期；

基于所述历史平均半长轴误差、历史机动时间、历史节点周期、平均半长轴误差预估值和平均半长轴衰减率获取面内机动理论执行时间以及所述面内机动理论执行时间对应的预测轨道圈数；

基于所述面内机动理论执行时间和预测轨道圈数获取所述卫星在所述预测轨道圈数内最后一次经过降交点的平均偏心率误差；

基于所述平均偏心率误差获取面内机动纬度辐角，并将所述面内机动纬度辐角作为所述面内机动最终执行时间。

在具体实施过程中，面内预测的时间过早，会使得降交点经度过度西移，甚至因为一直西移超出经度的控制阈值；面内预测的时间过迟，则会使经度超出东移极限而超出阈值。

在具体实施过程中，为解决倾角误差耦合引发的半长轴偏差问题，本实施例结合历史降交点经度误差进行面内机动时间预测与误差补偿，以基于降交点地方时漂移特性，预测面内机动的执行预测轨道圈数，并确定面内机动纬度辐角u_I。其中，需重点解决倾角误差耦合引发的半长轴偏差问题。当降交点经度抵达西移极限λ_w时，由倾角误差通过J2摄动耦合产生的平均半长轴误差恒为负值而非现有模型假设的零值。为消除此影响，本实施例采用动态修正的控制策略，在基于所述平均轨道要素误差和预设西移极限判断符合预设动态修正条件时，即降交点经度经过西移极限后，执行动态修正动作：首先标定西移极限误差，即降交点经度经过西移极限后，实时更新平均半长轴误差的实际测量值，即平均半长轴误差测量值进行西移极限(Westlimit，λ_W)误差的标定。接着，预测东移极限误差，即将标定的西移极限误差代入动力学模型，计算降交点经度达到预设东移极限λ_E时的平均半长轴误差预估量最后计算机动时间，依据平均半长轴衰减率和目标经度阈值，求解内机动理论执行时间t_I及对应的预测轨道圈数N_pred，计算过程满足下式：

其中，表示降交点经度由西移极限误差δλ_w到目标经度阈值的平均半长轴误差变化量；0的下标表示上一次机动后的初始参数。最终的面内机动执行时间由面内机动纬度辐角u_I决定，在机动执行前最后一次经过降交点时，计算弥补此时的平均偏心率误差所需的纬度辐角作为最终执行时间u_I，

在计算半月轨道倾角误差时，如果不剥离半月短周期误差，使用完整倾角误差去直接判断是否超出控制阈值，可能会因为短周期误差波动，控制之后误差仍然超出控制阈值。在剥离掉半月短周期项误差后的倾角误差几乎处于直线下降的状态，例如，降交点地方时LTDN为10:00时的轨道倾角误差随横轴时间(天数)的变化情况如图5所示，其中：轨道倾角误差短周期项如图5(a)所示(其竖轴单位为deg*10^-4)，轨道倾角误差长周期项(其竖轴单位为deg*10^-3)如图5(b)所示，轨道倾角误差短周期项和轨道倾角误差长周期项组合的轨道倾角误差周期项(其竖轴量级为deg*10^-3)如图5(c)所示，轨道倾角误差长期项(其竖轴量级为deg)如图5(d)所示，轨道倾角误差(其竖轴量级为deg)如图5(e)所示。即非晨昏非午夜交点地方时使得轨道倾角总误差呈现波动减小趋势，其中的波动主要由短周期项引起，周期为半个月，减去该短周期项即可使轨道倾角误差大致呈线性化减小趋势。本实施例采用减去半月短周期项的半月轨道倾角误差去判断是否超出预设倾角误差阈值，简单明了且更加准确稳定，保证了轨道倾角被稳定精确地控制在阈值以内。

在具体实施过程中，步骤S04和步骤S05中，轨道倾角误差是否超出控制阈值的判断标准，是判断此时的半月轨道倾角误差是否超出自定义的偏差阈值其中即轨道倾角总误差减去短周期项本实施例中所设置的触发条件为如图6所示的LTDN(降交点地方时)为10:00时半年内面外机动示意图，由图6中蓝色实线可知，非晨昏非午夜交点地方时使得轨道倾角总误差呈现波动减小趋势，其中的波动主要由短周期项引起，周期为半个月，减去该短周期项后如图6中蓝色虚线所示，即可使轨道倾角误差大致呈线性化减小趋势，因此以此作为判断依据则更为稳定。在此过程中，需要注意半月轨道倾角的偏差阈值的设置，阈值设计需要满足如图6中红色虚线所示的约束条件：小于轨道倾角控制阈值与半月短周期项幅值之间的差值，以保障一定的容差裕度。其中图6的红色实线表示轨道参数的极限上下阈值。此时本实施例中的面外机动控制方法从复杂预估控制简化为阈值触发机制，有效解决了非晨昏非午夜交点地方时太阳同步回归轨道的倾角失稳问题，并且消除轨道倾角状态预测模块，同时减小了算法复杂度，有效提升计算效率。

在具体实施过程中，计算面外机动速度增量ΔV_N时，与自定义的偏差阈值有关。面外机动速度增量的计算过程满足下式：其中：首先计算出轨道倾角误差所需弥补量再转换为机动脉冲的面外机动速度增量ΔV_N，忽略偏心率，假设速度方向与切向方向重合，最后将得到的ΔV_N作为面外机动指令进行保存，以在卫星经过下一升交点时进行面外机动。

综上所述，本实施例提供一种太阳同步回归轨道的自主控制流程如图7所示，包括：

开始；

S11、读取GPS数据，确定轨道位置：实时获取所述卫星的导航数据，计算当前卫星的实时位置矢量与实时速度矢量，并以此计算瞬时轨道根数矢量；

S12、判断卫星是否经过升交点，若是，执行步骤S13，若否，执行步骤S15；

S13、判断是否存在历史面外机动指令，若是，执行步骤S14，若否，执行步骤S15；

S14、进行面外机动：基于所述历史面外机动指令执行面外机动动作；

S15、判断是否符合面内机动条件：基于历史轨道圈数和瞬时轨道根数矢量获取当前轨道圈数和瞬时纬度辐角；基于所述当前轨道圈数和瞬时纬度辐角和预设面内机动约束条件判断是否符合面内机动条件，若是，执行步骤S16，若否，执行步骤S17；

S16、计算面内机动速度增量并执行面内机动动作：获取相邻降交点数据，基于所述相邻降交点数据和瞬时轨道根数矢量获取面内机动速度增量；基于所述面内机动速度增量执行面内机动；

S17、判断卫星是否经过降交点：基于实时位置矢量和历史相邻时刻位置矢量判定所述卫星是否经过降交点，若是，执行步骤S18，若否，结束当前控制进程；

S18、轨道要素误差计算：获取历史位置矢量和历史速度矢量，基于所述实时位置矢量、实时速度矢量、历史位置矢量和历史速度矢量获取平均轨道要素误差；

S19、轨道衰减率计算：获取历史节点周期误差序列，基于所述历史节点周期误差序列、当前瞬时轨道根数矢量和预设大气阻力模型获取平均半长轴衰减率；

S110、面内机动时间预测：基于所述平均轨道要素误差、平均半长轴衰减率、标定降交点经度西移极限和预设降交点经度东移极限进行面内机动时间预测，获取面内机动理论执行时间和预测轨道圈数，基于所述面内机动理论执行时间和预测轨道圈数获取面内机动最终执行时间；

S111、判断轨道倾角误差是否超出阈值：基于所述平均轨道要素误差获取轨道倾角误差，并基于所述轨道倾角误差分离半月短周期项，获取半月轨道倾角误差；基于半月轨道倾角误差判断是否超出预设倾角误差阈值，若是，执行步骤S112，若否，则直接结束当前控制进程；

S112、计算面外机动速度增量，获取面外机动指令：获取目标面外机动速度增量，并基于所述目标面外机动速度增量获取面外机动指令；

结束。

其中，步骤S112中获得的面外机动指令用于下一次卫星经过升交点时的面外机动控制。结束当前控制进程后接下来就是下一个实时，重新进行该流程。下一个实时根据GPS性能来，可能是每一秒或者每两秒等等进行一次整个流程。

本实施例所提供的一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，在升交点执行面外机动，降交点动态预测面内机动时机，相比于现有的晨昏轨道或正午、午夜轨道的严格回归轨道自主控制方法，本实施例具有以下优点：1、现有技术仅适用于降交点地方时为0:00、6:00、12:00或18:00的太阳同步回归轨道，而本发明通过改进面外控制方法(如阈值触发控制机制和半月周期误差分离)，有效解决了非晨昏非午夜交点地方时(如10:00)太阳同步严格回归轨道因太阳引力摄动导致的轨道倾角误差长期项主导问题，填补了技术空白。2、控制稳定性有所提升，本实施例引入了抛物线对称轴偏移补偿(如平均半长轴误差动态修正)，避免因轨道面内外参数耦合导致的面内控制失效，优化了面内控制方法；并将复杂的轨道倾角误差预估控制改为基于半月周期项的阈值触发控制，降低计算复杂度，增强鲁棒性。3、本实施例结合理论模型与最小二乘拟合方法动态更新半长轴衰减率，提高了大气阻力摄动补偿精度。实现通过分离轨道倾角误差半月短周期项与长期项及长周期项，设计阈值触发机制，解决现有方法因长期项主导导致的控制失效问题，动态修正半长轴抬升量，抵消倾角误差对降交点经度抛物线对称轴的影响，在升交点执行面外机动，降交点动态预测面内机动时机，优化控制效率。

以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，其特征在于，包括：

基于实时导航数据获取实时位置矢量和实时速度矢量，并基于所述实时位置矢量和实时速度矢量获取当前瞬时轨道根数矢量；

获取实时相邻时刻位置矢量，基于所述实时位置矢量和实时相邻时刻位置矢量判定卫星经过降交点时，基于所述当前瞬时轨道根数矢量执行面内面外指令计算步骤，获取面内机动最终执行时间和面外机动指令；

基于所述面内机动最终执行时间执行面内机动，以及基于所述面外机动指令在所述卫星经过升交点时执行面外机动，实现太阳同步回归轨道的自主控制；

所述面内面外指令计算步骤包括：

获取历史位置矢量和历史速度矢量，基于所述实时位置矢量、实时速度矢量、历史位置矢量和历史速度矢量获取平均轨道要素误差；

获取历史节点周期误差序列，基于所述历史节点周期误差序列、当前瞬时轨道根数矢量和预设大气阻力模型获取平均半长轴衰减率；

基于所述平均轨道要素误差、平均半长轴衰减率、标定降交点经度西移极限和预设降交点经度东移极限进行面内机动时间预测，获取面内机动理论执行时间和预测轨道圈数，基于所述面内机动理论执行时间和预测轨道圈数获取面内机动最终执行时间；

基于所述平均轨道要素误差获取轨道倾角误差，并基于所述轨道倾角误差分离半月短周期项，获取半月轨道倾角误差；

基于所述半月轨道倾角误差判断超出预设倾角误差阈值时，获取目标面外机动速度增量，并基于所述目标面外机动速度增量获取面外机动指令。

2.如权利要求1所述的一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，其特征在于，所述基于所述面内机动最终执行时间执行面内机动，以及基于所述面外机动指令在所述卫星经过升交点时执行面外机动，实现太阳同步回归轨道的自主控制，包括：

实时获取所述卫星的瞬时导航数据，并基于所述瞬时导航数据获取瞬时位置矢量和瞬时速度矢量；

基于所述瞬时位置矢量和瞬时速度矢量获取瞬时轨道根数矢量；

获取瞬时相邻时刻位置矢量；

基于所述瞬时位置矢量和瞬时相邻时刻位置矢量判定所述卫星经过升交点时，且判定存在面外机动指令时，基于所述面外机动指令执行面外机动；

基于所述瞬时轨道根数矢量执行面内机动调控动作：

基于所述瞬时导航数据获取瞬时轨道根数矢量，并基于所述瞬时轨道根数矢量获取瞬时纬度辐角；

获取当前轨道圈数；

基于所述当前轨道圈数、瞬时纬度辐角、面内机动最终执行时间和预设面内机动约束条件判定符合预设面内机动条件时，获取相邻降交点数据；

基于所述相邻降交点数据和瞬时轨道根数矢量获取面内机动速度增量；

基于所述面内机动速度增量执行面内机动。

3.如权利要求2所述的一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，其特征在于，在所述基于所述瞬时轨道根数矢量执行面内机动调控动作步骤之前，还包括：

基于所述瞬时位置矢量和瞬时相邻时刻位置矢量判定所述卫星经过升交点时，且判定不存在面外机动指令时，直接基于所述瞬时轨道根数矢量执行面内机动调控动作。

4.如权利要求2所述的一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，其特征在于，在所述基于所述瞬时轨道根数矢量执行面内机动调控动作步骤之前，还包括：

基于所述瞬时位置矢量和瞬时相邻时刻位置矢量判定所述卫星不经过升交点时，直接基于所述瞬时轨道根数矢量执行面内机动调控动作。

5.如权利要求2所述的一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，其特征在于，所述面外机动包括：获取所述面外机动指令对应的目标面外机动速度增量，以基于所述目标面外机动速度增量进行面外机动。

6.如权利要求2所述的一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，其特征在于，所述基于所述瞬时轨道根数矢量执行面内机动调控动作，包括：

基于所述当前轨道圈数、瞬时纬度辐角、面内机动最终执行时间和预设面内机动约束条件判定不符合预设面内机动条件时，不进行面内机动。

7.如权利要求2所述的一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，其特征在于，所述基于所述相邻降交点数据和瞬时轨道根数矢量获取面内机动速度增量，包括：

基于所述相邻降交点数据获取相邻平均轨道要素向量、相邻降交点经度误差、相邻节点周期和相邻平均半长轴衰减率；

基于所述相邻平均轨道要素向量和相邻平均半长轴衰减率获取东移极限误差值；

基于所述东移极限误差值和相邻节点周期获取平均半长轴误差变化值；

基于所述平均半长轴误差变化值、相邻降交点经度误差和预设抛物线对称轴偏移算法获取半长轴抬升量，进而基于所述半长轴抬升量和瞬时轨道根数矢量获取面内机动速度增量。

8.如权利要求1所述的一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，其特征在于，所述获取历史位置矢量和历史速度矢量，基于所述实时位置矢量、实时速度矢量、历史位置矢量和历史速度矢量获取平均轨道要素误差，包括：

基于所述实时位置矢量、实时速度矢量、历史位置矢量、历史速度矢量和线性插值法获取穿越时间和穿越坐标；

基于所述穿越时间和穿越坐标获取降交点经度和当前轨道节点周期；

获取历史降交点数据，基于所述历史降交点数据和预设梯形积分公式获取平均偏心矢量和平均轨道倾角；

基于所述降交点经度、当前轨道节点周期、平均偏心矢量、平均轨道倾角获取平均轨道要素向量，并基于所述平均轨道要素向量和标称轨道要素向量获取平均轨道要素误差。

9.如权利要求1所述的一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，其特征在于，所述获取历史节点周期误差序列，基于所述历史节点周期误差序列、当前瞬时轨道根数矢量和预设大气阻力模型获取平均半长轴衰减率，包括：

基于所述当前瞬时轨道根数矢量和预设大气阻力模型获取初始半长轴衰减率；

获取历史节点周期误差序列；

当基于所述历史节点周期误差序列判定符合预设加权计算条件时，基于所述历史节点周期误差序列进行加权最小二乘法拟合，获取节点周期误差衰减率；基于摄动理论构建耦合模型；基于所述节点周期误差衰减率、历史节点周期误差序列、初始半长轴衰减率和耦合模型获取平均半长轴衰减率；

当基于所述历史节点周期误差序列判定不符合预设加权计算条件时，直接将所述初始半长轴衰减率作为所述平均半长轴衰减率。

10.如权利要求1所述的一种太阳同步回归轨道的自主控制方法，其特征在于，所述基于所述平均轨道要素误差、平均半长轴衰减率、标定降交点经度西移极限和预设降交点经度东移极限进行面内机动时间预测，获取面内机动理论执行时间和预测轨道圈数，基于所述面内机动理论执行时间和预测轨道圈数获取面内机动最终执行时间，包括：

获取历史降交点经度误差，基于所述历史降交点经度误差和所述平均轨道要素误差判定经过西移极限时，获取实测平均半长轴误差；

基于所述实测平均半长轴误差、预设降交点经度东移极限、平均半长轴衰减率和预设轨道动力学模型获取平均半长轴误差预估值；

获取相邻面内机动后的历史平均半长轴误差、历史机动时间和历史节点周期；

基于所述历史平均半长轴误差、历史机动时间、历史节点周期、平均半长轴误差预估值和平均半长轴衰减率获取面内机动理论执行时间以及所述面内机动理论执行时间对应的预测轨道圈数；

基于所述面内机动理论执行时间和预测轨道圈数获取所述卫星在所述预测轨道圈数内最后一次经过降交点的平均偏心率误差；

基于所述平均偏心率误差获取面内机动纬度辐角，并将所述面内机动纬度辐角作为所述面内机动最终执行时间。