CN1315787A - 用于生成轨道数据的方法和装置 - Google Patents
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Abstract
卫星控制数据以状态向量和状态向量积的形式被生成,它表示空间飞行器相对地球、太阳、月亮以及地球上特定位置的方位以及几何关系。这些数据被用于控制卫星的姿态、SADA控制、天线指向、动量上载以及地球传感器干扰。卫星自带的轨道传播器预测数据,并且把该数据集成到各种用于不同功能的控制系统内。
Description
为了维持或者改变围绕地球轨道运行的卫星相对地球的定位及其轨道路径，要求该卫星连续地得到有关其方位的数据。除了调整天线阵列、太阳能电池阵列之外，其它的一些通用功能也要依靠该信息。目前，这些数据多数都是通过自动或者人工干预方式而从地面站上载得到。由于卫星围绕地球轨道运行时通信中的间隙，所以不能以连续方式来上载数据。
在需要该信息的功能中，其主要实例就是卫星的姿态控制。通过卫星自身探测到的地球、太阳、恒星以及其它卫星的位置，现代卫星可以有多种手段来收集信息。此外在卫星自带的计算机内还可以存储轨道日历(天文历)，其中包括期望的轨道路径和卫星姿态的预定计划。另外还有一个预测重复波动的数据库可以被存储，并且根据实际情况来更新。根据这一数据，可以预知轨道模型，并且该轨道模型可以用于纠正姿态、轨道位置以及各种阵列聚焦中所出现的错误。
在涉及地球同步轨道的情况中，由于卫星相对地球的位置是保持不变的，所以数据要相对稳定一些。随着轨道变得更加复杂，则数据也会随之变得更加动态化。随着商用卫星的出现，对复杂轨道也有了更多的需求，复杂轨道能够在需求比较大的特定区域内提供更长的“悬空时间”。这种轨道的一个实例就是所谓的Tundra轨道，它是一种倾斜的椭圆恒星日轨道。这种轨道中地球的相对位置不再是恒定的，且需要连续更新有关地球以及星系中其它参照物的数据。可以预见当采用这种轨道时，根据该卫星所能提供的应用，卫星轨道和姿态数据需要以每十秒钟的频率进行更新。
因此需要一种方法去传播卫星上存储的所需要的信息。该信息需要被转换成为适用于各种功能的参考结构。本发明的一个目的就在于提供一种卫星自带系统，用于生成近似实时的数据消息(包括太空飞行器的位置和速度)，从而在卫星自身所探测到的有关地球、太阳以及其它探测器数据的基础上，更加有效地进行空间站的保持，而且可以更加精确地控制卫星的姿态、太阳能电池阵列以及天线指向等。
卫星控制数据以状态向量和状态向量积的形式被生成，它表示空间飞行器相对地球、太阳、月亮以及地球上特定位置的方位以及几何关系。这些数据被用于控制卫星的姿态、SADA控制、天线指向、动量管理以及地球传感器扫描禁止调度。卫星自带的轨道传播器预测数据，并且把该数据集成到各种不同功能的控制系统内。以十秒钟的固定间隔生成采用地心赤道坐标结构的状态向量，其中包括卫星的方位、速度以及历元。根据此数据可以生成一系列的向量积来为特定功能服务。向量积被组织成两组，其中一组是与姿态无关的向量积，另一种是与姿态相关的向量积。表示姿态分布的数据子集是基于姿态无关向量积的，并且它与姿态相关组相结合。这些输出被用于各种功能控制，为闭环的功能控制提供理想的解决方案。在探测到的参考信号基础上，为比较此系统的轨道传播器所生成的理想解决方案，传感器处理器可以提供实时的方位姿态。
每一次生成状态向量以确保连续的性能时，都会执行有效性检验。预测的状态向量可以通过两种方法来进行检验。一种方法是在预测的状态向量方位和速度的基础上，计算角动量向量。并且与前一个动量向量进行比较，去检测异常的变化。由于在高能量轨道中(要被使用的其中一种类型)该动量向量会保持得相当平稳，因此任何较小的波动都是可疑的，都会导致无效的判定。此外还要计算当前的升交角距，并且与先前的升交角距相比较，以获得变化速率。然后该变化速率与轨道中的最大角速率相比较。较大的角速率也会导致生成无效的判定。为使传播过程稳定，无效性也会导致在轨道传播器中插入上一个有效的状态向量。而有效的判定会导致缓存该状态向量以用于生成下一级向量积。
随后参考附图详细地描述本发明，其中：
图1和图2是本发明的系统框图；
图3a和图3b是本发明的方法流程图；
图4是本发明中所使用的轨道传播器的框图；
图5A和图5B给出姿态无关向量积的列表；以及
图6给出姿态相关向量积的列表。
卫星配备有控制计算机，用于管理计算机的功能。该计算机由一系列相互连接的处理器构成，这些处理器由驻留在计算机中的程序来操作。一组这样的处理器(被称为传播器1)共同协作，根据按轨道运行的卫星的要求去周期性地预测状态向量。该状态向量包括在特定时刻或历元内所预测的卫星期望位置和速度。为了便于描述和理解，采用术语处理器或模块来描述离散的功能单元。应该可以理解到，这些功能可以等效地由在一个或几个计算机或微处理器上运行的软件或固件功能块来执行。
如图1所示，一个地面控制计算机10与卫星进行通信，以便上载初始状态向量以及其它数据到轨道传播器1中，所述其它数据包括传播过程的定时、卫星的属性以及参考结构。在集成的建模软件的驱动下，轨道传播器1生成预测的状态向量，并且把它提供给姿态无关处理器2以及姿态相关处理器3。在该状态向量和其它输入的基础上，每一个处理器2和3生成一系列的二级向量积。该二级向量积被设计去驱动用于特定卫星功能的闭环控制，例如姿态控制、太阳能电池帆板阵列调整、地球传感器扫描禁止定时、动量管理以及天线指向。姿态分布生成器4根据姿态无关处理器2的输出来提供进一步有关姿态的预测数据。姿态相关处理器3根据来自姿态无关处理器2和姿态分布生成器4的输入来生成一组向量积。在图5A、5B以及图6的表中给出两组向量积的分布。取决于被控制的期望功能，其它的向量积也是有用的。
功能控制器5包括一系列模块，它们根据二级向量积计算用于每一个功能调整的预测值。该控制模块接收必要的探测数据，以生成与该被控制功能相关的错误信号。该探测到的数据与预测数据相比较，去获得错误信号，并且驱动激励器控制。
传感器处理器6接收来自一系列传感设备的数据，其中该传感设备中可以包括一组太阳传感器、陀螺仪设备、恒星跟踪器、一个地球扫描器以及其它用于监测参考数据的设备。该传感器处理器对探测到的数据进行编译，并且把它转换成为与预测数据相兼容的参考结构。为了避免地球扫描过程中的不精确性，在太阳和月亮的干扰期间，禁止该扫描器工作。
如图2所示，功能控制器5接收姿态无关向量积。姿态控制15根据来自处理器2以及姿态分布生成器4的向量积来计算期望的姿态参数，并且把它与来自传感器处理器6的探测到的姿态相比较，去点燃推进器或其它姿态调整激励器。处理器2还提供那些进行动量管理所需的向量积。
如图2所示，姿态相关向量积被提供给太阳能电池阵列控制器13、地球扫描禁止器14以及天线阵列控制12。
这个对信号进行处理的部分要基于如下几个因素：其中一个是实现各种处理器和模块处理速率与兼容组的匹配，当然另外一个因素就是要区分姿态无关向量积和姿态相关向量积。如图所示，姿态相关处理器3的处理速率要与分布生成器4相匹配。
图4中给出轨道传播器1的基本部件。根据从轨道判定得到的，以及从地面控制计算机10中上载的初始条件状态向量，轨道传播器1以开环方式工作。初始状态向量的主要处理可以由Runge Kutta集成器18(它被建立用于10秒钟的传播步骤)来完成。要在引力地球模型处理器20、太阳/月亮引力模型21以及太阳辐射压力模型22中预测卫星在一定轨道中所受的各种作用力，并且把它分解到集成器18中的传播步骤。可以采用例如Goddard地球模型9的引力模型来计算地球引力，该模型在Lerch等人所写的“Gravity Model ImprovementUsing Geos 3(GEM 9 and 10)(使用Geos 3的引力模型改进)”一文中有描述(Journal Geophysical Reasearch,Vol.84,No.B8,1979年7月)。可以采用Naval Observatory Astronomical Almanacformulas(海洋观测天文年鉴准则)来预测特定历元的太阳/月亮方位向量，正如在The Astronomical Almanac for the Year 1997(1997年天文年鉴)中描述的(Nautical Almanac Office,U.S.NavalObservatory,U.S.Government Printing Office,1996)。根据这些方位向量，可以预测引力对地球轨道卫星的影响，参见Bate等人的Fundamentals of Astrodynamics(天文动力学基础)(DoverPublications，纽约，1971)。太阳辐射压力可以根据文章Introduction to Geostationary Orbits(同步轨道介绍)中描述的准则来预测(E.Mattias Soop,European Space OperationsCenter,European Space Agency,1983)。
为了集成各种输入，集成器18必须能够工作在各种参考结构中，包括地球的惯性以及地球的旋转。为了完成这些，需要在矩阵处理器19中建立旋转、章动和进动矩阵，并且所述矩阵在当前状态向量的传播期间被用于转换，以启动惯性结构的使用。该当前状态向量对日期、惯性参考结构来说是正确的。
在运行中，在轨道传播器1中预测当前状态向量，并且按照图3A所示来检验其有效性。在图3B中给出有效性检验循环。一个有效的当前状态向量被存储在缓存器17中以便由各处理器调用。根据当前的状态向量，要准备两组二级向量积，并且它们被转换用于上述标识的特定功能的控制环路中。为了处理的兼容性，这两组数据被选择为姿态无关的和姿态相关的。该姿态无关向量积直接基于当前的状态向量，而姿态相关向量积要基于无关向量积以及预测的姿态分布。在功能控制处理器5中比较探测到的相关数据与预测的功能数据，以生成用于各种调整机制的激励指令。
有效性检验被设计成一种简单的方法，它在由于地面控制上载或轨道传播过程中的数据损坏而发生错误时，可以快速地拒绝当前状态向量。作为有效性的主要检验，在有效性检验处理器中要根据当前状态向量方位和速度向量来计算角动量。由于该数值在高能量轨道中(本发明被设计用于的一种轨道)预期是固定的，所以不稳定的指示也会导致拒绝当前的状态向量。另外一种补充检验也被执行，它要求基于当前的状态向量计算升交角距。由于该数值的变化速率是重复的，所以将它与最快的轨道变化角速率进行比较。如果速率超出，则认定当前状态向量无效，并且被报告回来以启动一个安全模式。在每一次无效事件中，需要简单的单一路径来恢复系统。为提供这一功能，需要向轨道传播器提供上一个有效的当前状态向量，并且在此基础上继续进行传播。
因此提供了一种控制系统，它能够显著地改善卫星的自治性，即使复杂轨道要求对轨道信息进行频繁的周期性的更新。该信息流经过简化而更有效率，因此可以允许当前状态向量以十秒钟的间隔频繁地进行传播。当前状态向量很容易被有效化，从而避免了数据损坏的问题。
Claims (12)
1．在用于卫星的控制系统中的、用于处理包括方位、速度以及历元的当前状态向量的一组计算机模块，所述卫星包括一个被构造用于预测所述当前状态向量以用于该卫星的功能控制的轨道传播器，所述计算机模块包括：
第一处理器，被连接去接收该当前状态向量，并且生成第一组姿态无关的向量积；
姿态分布生成器，被连接去接收第一组向量积，并且在此基础上生成姿态分布；
第二处理器，被连接去接收该第一组向量积以及该姿态分布，并且在该接收到的数据基础上，该第二处理器生成第二组与姿态相关的向量积；
传感器处理器，被连接去接收卫星上所带的传感器阵列所探测到的参考数据；以及
闭环功能控制处理器，它由软件操作的控制模块构成，被设计用于向与该卫星特定功能相关的多个激励器提供错误校正数据，每一个所述控制模块被连接去接收选中的该第一和第二组中的向量积，该选中的向量积要与该模块被分配的功能相关，每一个所述控制模块还被连接去接收相应的探测数据，并且每一个模块比较该向量积的预测值与该探测到的数据，以便去计算校正量。
2．如权利要求1中描述的在用于卫星的控制系统中的、用于处理包括方位、速度以及历元的当前状态向量的一组计算机模块，所述卫星包括一个被构造用于预测所述当前状态向量以用于该卫星的功能控制的轨道传播器，其特征在于，其中该传感器处理器从一组太阳传感器、陀螺仪传感器、恒星跟踪器以及/或地球传感器当中的至少一个中接收探测到的数据。
3．如权利要求1中描述的在用于卫星的控制系统中的、用于处理包括方位、速度以及历元的当前状态向量的一组计算机模块，所述卫星包括一个被构造用于预测所述当前状态向量以用于该卫星的功能控制的轨道传播器，其特征在于，其中该功能控制处理器包括一组模块，所述模块被设计去生成用于控制下列功能当中的至少一个功能的校正数据，所述功能有：姿态控制、动量管理、天线阵控制、太阳能电池阵列控制以及/或者地球扫描禁止调度。
4．如权利要求1中描述的在用于卫星的控制系统中的、用于处理包括方位、速度以及历元的当前状态向量的一组计算机模块，所述卫星包括一个被构造用于预测所述当前状态向量以用于该卫星的功能控制的轨道传播器，其特征在于，其中还包括有效性检验系统，它包括：
由第一软件运行的第一处理器，去接收该当前状态向量，并且在此基础上计算当前角动量，该第一处理器还比较该当前动量与先前计算的动量，以判定该当前动量是否指示动量稳定；
由第二软件运行的第二处理器，去接收该当前状态向量，并且在此基础上计算当前的升交角距，该第二处理器还比较该当前的升交角矩与先前的升交角矩，以判定变化速率，并且进一步比较该变化速率与该轨道的最快角速率，以判定该变化速率是否超过了该最快速率；以及
其中在当前角动量指示不稳定或升交角距的变化速率超过了该轨道的最快速率时，该处理器生成指示无效的信号，而且为了响应信号的无效性，向该轨道传播器提供上一个有效的状态向量。
5．如权利要求1中描述的在用于卫星的控制系统中的、用于处理包括方位、速度以及历元的当前状态向量的一组计算机模块，所述卫星包括一个被构造用于预测所述当前状态向量以用于该卫星的功能控制的轨道传播器，其特征在于，还包括一个旋转/章动/进动矩阵生成器，以便向轨道传播器提供数据，用于在多个参考结构中转换数据，并且允许在惯性参考结构中预测该当前状态向量。
6．一种在用于卫星的控制系统中处理包括位置、速度以及历元的当前状态向量的方法，所述卫星包括一个被构造用于预测所述的当前状态向量以用于卫星功能控制的轨道传播器，所述方法包括如下步骤：
接收该当前状态向量，并且在此基础上生成第一组姿态无关向量积；
在该第一组向量积的基础上，生成姿态分布；
在该第一组向量积与该姿态分布的基础上，生成第二组姿态相关的向量积；
处理由卫星上所带的传感器阵列探测到的参考数据；以及
在选中的该第一和第二组的、与该卫星被分配的功能相关的向量积以及与该经过处理的传感数据进行比较的基础上，计算用于该被分配功能的校正量。
7．如权利要求6中描述的在用于卫星的控制系统中处理包括位置、速度以及历元的当前状态向量的方法，所述卫星包括一个被构造用于预测所述的当前状态向量以用于卫星功能控制的轨道传播器，其特征在于，其中该被处理的参考数据包括来自下列装置中的至少一个的数据，所述装置为：一组太阳传感器、陀螺仪传感器、恒星跟踪器以及/或者地球传感器。
8．如权利要求6中描述的在用于卫星的控制系统中处理包括位置、速度以及历元的当前状态向量的方法，所述卫星包括一个被构造用于预测所述的当前状态向量以用于卫星功能控制的轨道传播器，其特征在于，其中该被分配的功能包括下列功能中的至少一个，所述功能为：姿态控制、动量管理、天线阵列控制、太阳能电池阵列控制、以及/或者地球扫描禁止调度。
9．如权利要求6中描述的在用于卫星的控制系统中处理包括位置、速度以及历元的当前状态向量的方法，所述卫星包括一个被构造用于预测所述的当前状态向量以用于卫星功能控制的轨道传播器，其特征在于，还包括如下步骤：
接收该当前状态向量；
在该当前状态向量的基础上，计算角动量向量；
在该当前状态向量的基础上，计算升交角距；
比较该角动量向量与先前计算的角动量向量，以判定该动量是否稳定；
比较该升交角距与先前计算的升交角距，以判定是否超过了该轨道的最快角速率；
当角动量被判定为非稳定或者超过了轨道的最快角速率时，通知系统控制无效的当前状态向量被传播；
为响应无效信号，向轨道传播器输入先前的有效的当前状态向量；以及
当判定到该有效性时，存储当前状态向量以供使用。
10．如权利要求6中描述的在用于卫星的控制系统中处理包括位置、速度以及历元的当前状态向量的方法，所述卫星包括一个被构造用于预测所述的当前状态向量以用于卫星功能控制的轨道传播器，其特征在于，还包括一个生成旋转/章动/进动矩阵的步骤，以便向轨道传播器提供数据，用于在多个参考结构中转换数据，并且允许在惯性参考结构中预测该当前状态向量。
11．一种在用于卫星的控制系统中确认包括位置、速度以及历元的当前状态向量的方法，所述卫星包括一个被构造用于重复预测所述当前状态向量以用于卫星功能控制的轨道传播器，所述方法包括如下步骤：
接收该当前状态向量；
在该当前状态向量的基础上，计算角动量向量；
在该当前状态向量的基础上，计算升交角距；
比较该角动量向量与先前计算的角动量向量，以判定该动量是否稳定；
比较该升交角距与先前计算的升交角距，以判定是否超过了该轨道的最快角速率；
当该角动量被判定为非稳定或者超过了轨道的最快角速率时，通知系统控制无效的当前状态向量被传播；
为响应无效信号，向轨道传播器输入先前的有效的当前状态向量；以及
当判定到该有效性时，存储当前状态向量以供使用。
12．一种在用于卫星的控制系统中的有效性检验系统，所述卫星包括一个被构造用于预测包括位置、速度以及历元的当前状态向量以用于卫星功能控制的轨道传播器，所述有效性检验系统包括：
由第一软件运行的第一处理器，去接收该当前状态向量，并且在此基础上计算当前角动量，该第一处理器还比较该当前动量与前一个计算的动量，以判定该当前动量是否指示动量稳定；
由第二软件运行的第二处理器，去接收该当前状态向量，并且在此基础上计算当前的升交角矩，该第二处理器还比较该当前的升交角矩与先前的升交角矩，以判定变化速率，并且进一步比较该变化速率与该轨道的最快角速率，以判定该变化速率是否超过了该最快速率；以及
其中在当前角动量指示不稳定或升交角距的变化速率超过了该轨道的最快速率时，该处理器生成指示无效的信号，而且为了响应信号的无效性，向该轨道传播器提供上一个有效的状态向量。
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