本發(fā)明涉及衛(wèi)星自主軌道控制技術(shù)領域，尤其涉及一種低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制方法。

背景技術(shù)：

低軌遙感衛(wèi)星一般采用太陽同步回歸近圓軌道，軌道高度在400km至900km之間。太陽同步軌道能夠滿足遙感系統(tǒng)的使用要求，因為采用可見光成像的遙感系統(tǒng)要求有一定的光照條件，并且希望光照條件盡可能保持不變?；貧w軌道具有地面軌跡重復的特性，其地面軌跡是均勻分布的，因此可以最有效地利用遙感系統(tǒng)對地面的覆蓋，同時能夠?qū)崿F(xiàn)對任一地區(qū)的定期動態(tài)觀測。

衛(wèi)星實際在軌運行時，由于受到地球引力、大氣阻力、太陽光壓力等軌道攝動力影響，運行軌道會發(fā)生一定偏離，軌道半長軸、傾角等參數(shù)不斷變化，導致光照條件不斷改變、地面軌跡不斷漂移，影響衛(wèi)星圖像資料的處理和應用，最終影響低軌遙感衛(wèi)星飛行使命的完成。

為了使衛(wèi)星在預定的軌道穩(wěn)定飛行，需要對其進行軌道控制，使衛(wèi)星軌道要素(尤其是半長軸、傾角)不發(fā)生較大變化。衛(wèi)星軌道控制通過軌控發(fā)動機點火提供軌控沖量，補償攝動力造成的影響，使地面實際的軌跡保持在標稱軌跡附近的一定范圍內(nèi)。

目前，低軌遙感衛(wèi)星具備通過注入地面指令實現(xiàn)軌道控制的功能。衛(wèi)星在軌期間，根據(jù)地面軌道測量信息，由地面完成軌控發(fā)動機點火時刻、點火時間長度和點火姿態(tài)等參數(shù)的計算。此后，利用多個測控弧段，分別完成軌道控制參數(shù)上注、軌控前狀態(tài)準備相關(guān)指令上注(如姿態(tài)調(diào)整、控制計算機采用自主軌道外推等)、軌控狀態(tài)監(jiān)視、軌控后狀態(tài)恢復相關(guān)指令上注(如姿態(tài)恢復、控制計算機引入導航接收機軌道數(shù)據(jù)等)。通過上述一系列地面操作，實現(xiàn)軌控發(fā)動機在預定時間點火，完成軌道半長軸或軌道傾角等參數(shù)的調(diào)整。該方法的優(yōu)點是在實施軌道控制時，地面是已知的、可預測的，不會影響正常載荷任務的執(zhí)行，且具備一定程度上的安全性。

但是，現(xiàn)有技術(shù)中的這種軌道控制方法存在以下問題：1)使用不夠靈活——首先要通過地面站測量衛(wèi)星當前軌道參數(shù)，計算軌控相關(guān)參數(shù)，其次通過地面站提供的多個測控弧段完成軌控操作。一般來說一次軌控任務需要占用衛(wèi)星一天左右的測控弧段，操作繁瑣、效率較低，而且影響正常載荷任務的執(zhí)行；2)實時性不強——受地面測控弧段限制，現(xiàn)有方法不能實時計算衛(wèi)星軌道參數(shù)偏差，而且，在獲取軌道偏差之后，不能第一時間執(zhí)行軌控操作，不具備實時性，無法及時消除軌道衰減對于星載遙感儀器對地觀測的影響；3)衛(wèi)星生存能力不強——在出現(xiàn)地面無法上注指令的情況，如星載遙控單元故障、發(fā)生戰(zhàn)爭導致地面站暫時無法正常執(zhí)行上注流程等情況時，低軌遙感衛(wèi)星不具備任何軌道控制手段，最終將因軌道長期衰減而墜入大氣層損毀；4)用戶運控負擔增加——采用上述軌道控制方式，在地面需要進行大量的數(shù)據(jù)計算和一系列上行指令注入操作，且在衛(wèi)星壽命期內(nèi)需要定期執(zhí)行，在軌衛(wèi)星數(shù)量達到一定規(guī)模之后，帶來的運控成本不可忽視；5)對地面測控網(wǎng)的跟蹤和監(jiān)視能力要求高——衛(wèi)星軌道控制操作需要多個測控弧段來執(zhí)行上注指令、狀態(tài)監(jiān)視等動作，地面跟蹤測軌頻次高，對地面測控站的跟蹤和監(jiān)視能力有較高要求，同時，由于我國地面測控網(wǎng)資源是有限的，頻繁的軌控操作會對測控網(wǎng)跟蹤監(jiān)視其它國家的重要在軌軍事目標以及包括空間碎片在內(nèi)的所有近地軌道目標造成影響。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：相比于現(xiàn)有技術(shù)，提供了一種低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制方法，實現(xiàn)無地面站支持情況下軌道半長軸誤差的在軌自主補償，降低衛(wèi)星的地面運控成本，提升衛(wèi)星的自主管理、自主運行能力。

本發(fā)明目的通過以下技術(shù)方案予以實現(xiàn)：一種低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制方法，所述方法包括以下步驟：

步驟一：導航接收機在軌實時確定瞬時軌道六根數(shù)并傳輸給控制計算機，控制計算機根據(jù)瞬時軌道六根數(shù)得到當前平均軌道半長軸，并計算當前平均軌道半長軸與標稱軌道半長軸之間的偏差；

步驟二：判斷步驟一中的偏差是否大于預設的閾值，若偏差大于預設的閾值，則滿足軌控觸發(fā)條件，根據(jù)步驟一中的偏差得出軌控沖量，根據(jù)軌控沖量得到軌控發(fā)動機工作的時間長度，自主通過軌道外推計算得到遠地點位置，將衛(wèi)星到達遠地點位置的時間作為軌控中心時刻，根據(jù)軌控發(fā)動機工作的時間長度和軌控中心時刻得到發(fā)動機開始點火時刻和熄火時刻；

步驟三：低軌遙感衛(wèi)星根據(jù)步驟二中的發(fā)動機開始點火時刻，結(jié)合星上載荷任務安排，判斷是否能夠進行軌控，當能夠進行軌控時，低軌遙感衛(wèi)星自主完成軌控狀態(tài)準備，然后根據(jù)步驟二中的開始點火時刻自主控制軌控發(fā)動機點火，再根據(jù)步驟二中的熄火時刻自主控制軌控發(fā)動機熄火，最后低軌遙感衛(wèi)星完成狀態(tài)恢復。

上述低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制方法中，在所述步驟一中，控制計算機根據(jù)軌道六根數(shù)得到當前平均軌道半長軸包括：控制計算機接收導航接收機在軌實時輸出的瞬時軌道六根數(shù)，將瞬時軌道六根數(shù)轉(zhuǎn)換為平均軌道根數(shù)，根據(jù)平均軌道根數(shù)獲取當前平均軌道半長軸。

上述低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制方法中，在所述步驟一中，標稱軌道半長軸預先存儲在控制計算機的存儲器中。

上述低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制方法中，在所述步驟二中，根據(jù)步驟一中的偏差得出軌控沖量的公式如下：

其中，ms為衛(wèi)星重量，由衛(wèi)星剩余燃料量mf加上衛(wèi)星干重得到；μ為地心引力常數(shù)；為當前平均軌道半長軸；δa為當前軌道半長軸與標稱軌道半長軸之間的偏差。

上述低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制方法中，在所述步驟二中，根據(jù)軌控沖量得到軌控發(fā)動機工作的時間長度包括如下步驟：

其中，f20為軌控發(fā)動機推力。

上述低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制方法中，在所述步驟三中，低軌遙感衛(wèi)星根據(jù)步驟二中的發(fā)動機點火時刻判斷是否能夠進行軌控包括：低軌遙感衛(wèi)星的控制計算機將計算得到的發(fā)動機點火時刻發(fā)送至低軌遙感衛(wèi)星的中央處理單元，中央處理單元對發(fā)動機點火時刻前后一個軌道周期內(nèi)是否有載荷任務進行判斷，若與載荷任務沖突，則回復禁止軌控的確認字，本次軌控取消，若一個軌道周期內(nèi)沒有載荷任務，則回復允許軌控的確認字。

上述低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制方法中，在所述步驟三中，軌控狀態(tài)準備包括：自主完成姿態(tài)調(diào)整、取消引入導航接收機軌道數(shù)據(jù)和控制計算機采用自主校時。

上述低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制方法中，在所述步驟三中，狀態(tài)恢復包括：自主完成姿態(tài)恢復、引入導航接收機軌道數(shù)據(jù)和引入導航接收機高精度校時。

上述低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制方法中，衛(wèi)星剩余燃料量mf由如下公式確定：

其中，ρ為推進劑密度，vt為單分支貯箱容積，p0為加注后貯箱壓力，v0為加注后氣體容積，t0為加注后貯箱絕對溫度，p為在軌壓力傳感器測量得到的貯箱壓力。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下有益效果：

(1)使用靈活——本發(fā)明采用的低軌遙感衛(wèi)星在軌自主軌道控制的方法，衛(wèi)星當前軌道半長軸信息由星載敏感器件實時感知獲得，并傳遞至控制計算機，作為判斷是否觸發(fā)軌道控制的依據(jù)。這樣，控制計算機通過對半長軸偏差的判斷可以在軌自主完成軌道高度的補償，不受地面測控弧段的制約，且整個自主軌控過程僅占用一個軌道周期的時間，效率更高，使用更靈活；

(2)實時性強——本發(fā)明中的算法的輸入?yún)?shù)和輸出設置都是星上自主獲得的，是一種實時控制方法。當衛(wèi)星因軌道攝動影響偏離標稱軌道高度后，根據(jù)實時的軌道測量數(shù)據(jù)即可實時地調(diào)整衛(wèi)星軌道高度，能夠最大程度地減小軌道衰減對于星載遙感儀器對地觀測的影響；

(3)衛(wèi)星生存能力強——在出現(xiàn)地面無法上注指令的情況，如星載遙控單元故障、發(fā)生戰(zhàn)爭導致地面站暫時無法正常執(zhí)行上注流程等情況時，衛(wèi)星仍能自主維持正常軌道運行，避免軌道長期衰減造成的衛(wèi)星損毀；

(4)衛(wèi)星運控壓力小、成本低——本發(fā)明采用的低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制方法通過引入星上測量的高精度實時軌道數(shù)據(jù)，自主計算軌控點和軌控量，并且自主完成控前狀態(tài)準備、控后狀態(tài)恢復等動作，避免了傳統(tǒng)遙感衛(wèi)星軌控前地面大量的數(shù)據(jù)計算和上行指令注入操作，大幅度減小了地面運控的壓力，降低了地面運控的成本；

(5)提升地面測控網(wǎng)的跟蹤和監(jiān)視能力——我國地面測控網(wǎng)不僅要跟蹤我國的航天器，還要跟蹤監(jiān)視其它國家的重要在軌軍事目標，實現(xiàn)對空間碎片在內(nèi)的所有近地軌道目標的實時監(jiān)視，大量的目標軌道需要計算和預報。采用自主軌控方案，可以減少地面對航天器跟蹤測軌的頻次，極大提升我國地面測控網(wǎng)跟蹤和監(jiān)視能力。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制方法的流程圖；

圖2是本發(fā)明的低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制系統(tǒng)的組成原理框圖。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作進一步詳細說明：

圖1是本發(fā)明的低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制方法的流程圖。圖2是本發(fā)明的低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制系統(tǒng)的組成原理框圖。結(jié)合圖1和圖2所示，低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制方法包括以下步驟：

步驟一：導航接收機在軌實時確定瞬時軌道六根數(shù)并傳輸給控制計算機，控制計算機根據(jù)瞬時軌道六根數(shù)得到當前平均軌道半長軸，并計算當前平均軌道半長軸與標稱軌道半長軸之間的偏差；

步驟二：判斷步驟一中的偏差是否大于預設的閾值，若偏差大于預設的閾值，則滿足軌控觸發(fā)條件，根據(jù)步驟一中的偏差得出軌控沖量，根據(jù)軌控沖量得到軌控發(fā)動機工作的時間長度，自主通過軌道外推計算得到遠地點位置，將衛(wèi)星到達遠地點位置的時間作為軌控中心時刻，根據(jù)軌控發(fā)動機工作的時間長度和軌控中心時刻得到發(fā)動機開始點火時刻和熄火時刻；

步驟三：低軌遙感衛(wèi)星根據(jù)步驟二中的發(fā)動機開始點火時刻，結(jié)合星上載荷任務安排，判斷是否能夠進行軌控，當能夠進行軌控時，低軌遙感衛(wèi)星自主完成軌控狀態(tài)準備，然后根據(jù)步驟二中的開始點火時刻自主控制軌控發(fā)動機點火，再根據(jù)步驟二中的熄火時刻自主控制軌控發(fā)動機熄火，最后低軌遙感衛(wèi)星完成狀態(tài)恢復。

具體的，本發(fā)明的低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制方法主要包括軌控條件信息的獲取、軌控參數(shù)計算和軌控實施，具體包括以下操作：

1)軌控條件信息獲取——隨著在軌運行過程中攝動力影響的累積，衛(wèi)星軌道高度逐漸下降且偏離標稱值，根據(jù)導航接收機在軌實時輸出的軌道六根數(shù)確定當前半長軸偏差，在偏差超出給定范圍之后即認為滿足軌控條件；

2)軌控參數(shù)計算——軌控參數(shù)包括發(fā)動機點火時間和點火時長，控制計算機通過在軌實時計算的半長軸偏差、衛(wèi)星重量和發(fā)動機推力等參數(shù)確定點火時長，同時軌道外推得到遠地點位置，將衛(wèi)星到達遠地點的時間作為軌控中心時刻，以此得到發(fā)動機點火時間；

3)軌控實施——在中央處理單元給出軌控前后一個軌道周期內(nèi)無載荷任務的應答后進入軌控實施階段，控制計算機自主完成軌控狀態(tài)準備、軌控發(fā)動機點火、控后狀態(tài)恢復等動作。

首先，本實施例的自主軌道控制方法需要解決以下幾個問題：

1、星上自主實時獲取軌控條件；

2、星載軌道控制參數(shù)計算的算法；

3、軌控實施方法，包括實施的時機，參數(shù)設置的方式，參數(shù)傳輸?shù)穆窂降龋?/p>

4、實際星載應用的靈活性。

本實施例基于星上已有設備，不額外增加任何硬件設備，僅通過軟件算法的增加實現(xiàn)自主軌控功能。

軌控條件獲取

軌控條件獲取的目的是實時計算衛(wèi)星當前軌道半長軸與標稱軌道半長軸的偏差，進而確定合適的軌控時機。

遙感衛(wèi)星一般配置導航接收機和導航接收天線，用來接收導航衛(wèi)星發(fā)出的導航信號，對信號進行處理后得到衛(wèi)星當前的軌道位置信息和時間信息，通過星載數(shù)據(jù)總線對各總線終端進行廣播。

控制計算機以1hz的頻率通過總線獲取導航接收機確定的瞬時軌道六根數(shù)，將其中的長周期項和短周期項平均掉后得到平均軌道根數(shù)，根據(jù)平均軌道根數(shù)得到當前平均軌道半長軸將與預先存儲在控制計算機中的標稱軌道半長軸作差得到衛(wèi)星當前半長軸偏差δa，若δa小于預先設定好的最大容許偏差δalim，則不滿足軌控條件，下一周期繼續(xù)上述比較；若δa大于δalim，且持續(xù)20個控制周期，同時衛(wèi)星處于星敏感器陀螺定姿的正常對地運行模式下，則滿足軌控觸發(fā)條件。

以上參數(shù)中，和δalim均可通過在軌注入的方式對其數(shù)值進行修改。

軌控參數(shù)計算

由以上描述可知，軌控參數(shù)包括發(fā)動機開始點火時刻、熄火時刻和點火時長。其中，計算點火時長需要首先確定衛(wèi)星當前重量和發(fā)動機當前推力。

在軌衛(wèi)星重量變化的原因是推進劑消耗，低軌遙感衛(wèi)星一般使用肼作為推進劑，在20℃時其密度為1008kg/m³，其它溫度時其密度由以下公式確定：

ρ＝1025.5-0.875×(t-273.15)

其中，t為在軌測量得到的貯箱絕對溫度。通過估算推進劑剩余量計算衛(wèi)星當前重量，方法如下：

其中，vt為單分支貯箱容積，p0為加注后貯箱壓力，v0為加注后氣體容積，t0為加注后貯箱絕對溫度，p為在軌壓力傳感器測量得到的貯箱壓力。通過上式計算得到的剩余燃料重量mf，加上衛(wèi)星干重即可得到衛(wèi)星當前重量ms。

通過前面確定的平半長軸半長軸偏差δa和衛(wèi)星重量ms即可計算軌控沖量：

其中，μ為地心引力常數(shù)，取值為398600.44km³/s²。

一般來說低軌遙感衛(wèi)星單次軌控時間在幾十秒量級，軌控過程中發(fā)動機推力的變化可以忽略。通過地面測量得到的經(jīng)驗公式計算推力，該公式約定了貯箱絕對壓力和發(fā)動機推力之間的關(guān)系，以低軌遙感衛(wèi)星通常使用的20n軌控發(fā)動機為例，典型計算公式如下：

f20＝-0.97+28.64p-6.09p²+0.5p³

根據(jù)軌控沖量i和發(fā)動機推力f20可以計算軌控發(fā)動機點火時長δt：

對當前軌道進行外推，得到衛(wèi)星下一次經(jīng)過遠地點的時間，若該時間點距離當前時間超過半個軌道周期，則記下次經(jīng)過遠地點時間為tf，若不足半個軌道周期，則記第二次經(jīng)過遠地點時間為tf。由此，軌控發(fā)動機點火時間ti可以確定：

軌控實施

控制計算機將按照前述方法計算得到的發(fā)動機點火時間ti發(fā)送至中央處理單元，中央處理單元對ti前后一個軌道周期內(nèi)是否有載荷任務進行判斷，若與載荷任務沖突，則回復禁止軌控的確認字，控制計算機將本次自主軌控任務取消，若一個軌道周期內(nèi)沒有載荷任務，則回復允許軌控的確認字。

控制計算機根據(jù)當前軌道六根數(shù)計算得到軌道周期to，收到允許軌控確認字后，在四個時刻自主執(zhí)行以下操作：

表1自主軌控實施流程

上述操作過程中，中央處理單元自主生成軌控事件報告。事件報告包括三部分內(nèi)容：事件代碼、事件發(fā)生時刻、事件附屬信息。事件報告區(qū)別于傳統(tǒng)的原始遙測數(shù)據(jù)，可直觀表示星上狀態(tài)變化的結(jié)果。其通過突發(fā)信道、延時信道同時下傳的方式保證了地面獲取信息的及時性和完整性。

軌控事件報告在衛(wèi)星下次入境時通過測控通道下傳地面，以便地面盡快獲取星上執(zhí)行軌控的相關(guān)信息，包括開始軌控時間、結(jié)束軌控時間、結(jié)束軌控方式等。地面通過事件報告得知星上已完成軌控后，執(zhí)行常規(guī)測軌流程，并將測量得到的控后軌道參數(shù)上注至衛(wèi)星。

實際星載應用模式

從功能實現(xiàn)的可靠性和安全性方面考慮，為了保證在星上自主軌控功能故障或失效的情況下仍能夠進行衛(wèi)星軌道維持的動作。實際星載應用時保留傳統(tǒng)的地面注入軌控任務的模式。同時也考慮實際衛(wèi)星在軌時對軌道參數(shù)調(diào)整需求的自動化程度以及迫切程度，衛(wèi)星軌控任務設計有兩種模式：地面上注和星上自主，可以通過發(fā)送星務指令進行不同模式間的切換。

地面上注模式：控制計算機不進行當前軌道半長軸偏差的計算，軌控任務中的發(fā)動機點火時間、點火時長由地面發(fā)送軌控任務數(shù)據(jù)塊進行設置。相應地，軌控前的狀態(tài)準備和軌控后的狀態(tài)恢復均通過地面指令完成。

星上自主模式：該模式啟動后，控制計算機在每個控制周期均進行當前平半長軸與標稱值的比較，在滿足判據(jù)后，執(zhí)行軌控任務流程，同時停止半長軸偏差的計算。直至軌控結(jié)束衛(wèi)星重新入境，且地面上注控后軌道參數(shù)之后，控制計算機重新啟動半長軸偏差計算流程。

因此，本發(fā)明的方法能夠很好地滿足在衛(wèi)星長期在軌運行管理任務中減少地面干預、增強自主控制能力的要求，可擴展廣泛應用于所有要求具備自主功能的低軌遙感衛(wèi)星上，具有較強的實用性和通用性。

以上所述的實施例只是本發(fā)明較優(yōu)選的具體實施方式，本領域的技術(shù)人員在本發(fā)明技術(shù)方案范圍內(nèi)進行的通常變化和替換都應包含在本發(fā)明的保護范圍內(nèi)。