一种体积可控的充气天线的制作方法

本发明涉及航空航天技术技术领域，尤其涉及一种体积可控的充气天线。

背景技术：

低轨道卫星的轨道由于其运行高度比较低而能够快速到达预定轨道并展开工作。并且低轨道卫星的运行轨道周期比较短，经过同一点上空的时间间隔少，在侦察工作方面比传统卫星频繁，因此能够获得的信息更多。但同时由于低轨道卫星的轨道高度比传统卫星低，低轨卫星所受到的气动力较传统卫星高出数十个数量级，大气的存在已经对航天器的运行有着无法忽略的影响，长时间的作用下会导致航天器减速加快，因此需要相应地经常性地对低轨道卫星进行速度补偿。此外还伴随着太阳活动、地球公转、自转和地磁活动等外部因素的影响，稀薄的高层大气的密度会有大幅度的变化。尽管作用在卫星上的气动力相比地球引力要小得多，但随着时间的积累也会对卫星的轨道和姿态产生巨大的影响。因此，如果按照传统卫星的轨道控制方式，只是利用喷气装置将气动力作为干扰力进行消除，不仅会使卫星的喷气执行机构频繁启动来进行纠正卫星轨道偏差，更要紧的是这期间会消耗大量的能源和燃料。卫星变轨是航天器在太空运行工作中最常见的操作之一，其中低轨道卫星在空间的轨道面机动是空间任务机动常见的一类机动过程，但由于在大气影响下其机动过程燃耗大从而极大地限制了低轨道卫星在空间的机动能力，因此研究低轨轨道面转移问题对于低轨道卫星空间机动任务具有重大的意义。

然而如果能够借助气动力的减速辅助作用进行轨道机动，则相比于传统的脉冲机动能够节省大量的燃料，因此，气动辅助轨道机动被认为是具有巨大潜在效益的轨道机动策略。然而一方面，对于低轨轨道面的转移问题，考虑到低轨轨道能量较低，轨道高度贴近大气高度等因素，如果只是单一地直接地借助气动力辅助作用则很难完成轨道面转移过程。而另一方面，尽管单一地直接地采用传统脉冲机动策略能提高轨道能量，但对于大范围的低轨轨道面转移过程会消耗大量的燃料。因此结合基于气动力辅助与脉冲进行低轨轨道平面转移机动不仅能完成地轨轨道面转移过程，而且气动力进行辅助轨道控制能够有效减少卫星能源消耗，为航天器后续任务的执行提供更多的燃料支持，从而降低了卫星的研制成本，具有较大的经济价值，为将来的低成本、低功耗卫星的研究提供一种新的思路和策略。

此外，在空间飞行中很可能出现的情况是，未受到有效控制的大型充气结构的充气膨胀过程会使得结构产生缠结，并破坏其它航天器硬件。因此，必须以一种时间范围和空间范围都受到良好控制的方式展开充气天线。一种展开控制机构应用的是分间段控制阀技术，即把长长的充气管分为好多段，在每一段的起始处安装一个压力调节阀，当充气气体进入时，管子按顺序受控展开。另一种展开控制机构是应用了若干长长的螺旋弹簧，沿着充气管的内壁将它们放入了充气管内，通过平衡充气压力和弹簧的复原力控制管子的展开。还有一种展开控制机构是应用一种粘在管子外面并沿着管子长度方向分布的长粘带，当管子充气膨胀时，粘带产生一定的阻力，从而使得展开得到控制。现有技术中已经公开了多种不同的结构，均能够通过控制充气过程达到控制展开的抛物面面积大小即为展开的体积大小的目的。例如：

中国专利(公开号为cn201038320)公开了一种用于太空中的接收天线，它包括：一用于接收信号的主反射面，一位于主反射面上方用于接收来自主反射面反射信号的副反射面，至少三根用于固定副反射面的副反射面定位索；用以支撑主反射面的至少三根充气主臂，一用来固定副反射面定位索顶部充气环，用以支撑顶部充气环的至少三个充气稳定支架，使主反射面成为规整凹曲面的至少一个充气次臂环，通过与充气主臂相连接的输气导管对由管内可充放气体可折叠软管构成的充气主臂、充气稳定支架、顶部充气环以及充气次臂环进行充放气体。

该专利提供的接收天线在卷曲折叠后受粘扣束缚不会弹开，并在充气管充气膨胀时会逐渐冲破粘扣的束缚，能够实现有序展开。

中国专利(公开号为cn103928743b)公开了一种肋板式充气展开抛物面天线的装载及展开控制机构，属于肋板式充气展开抛物面天线技术领域，解决了对于肋板式充气展开抛物面天线，目前尚未有有效的装载机构和无法对其展开过程进行有效控制的问题，它包含装载机构和展开控制机构；所述装载机构的连接件设置在展开控制机构的固定圆盘下方并通过螺栓连接，所述装载机构的叶片数量和展开控制机构的支撑横杆及肋板压杆的数量相同，支撑横杆对应叶片夹缝设置，在每个叶片两侧设置有缺口。

该专利提供的展开控制机构能够对肋板式充气展开抛物面天线的展开过程进行有效控制，使其能够按照理想的展开顺序、路径和速度进行展开。

由此在上述体积可控的充气天线系统基础上结合现有技术中提供的常见天线转动驱动系统，使得卫星天线的波束指向可调整，例如中国专利(公开号为cn109004361a)公开的一种星载天线六自由度位姿调整装置，即能够实现达到分别控制充气天线的展开过程和指向调整过程的目的，同时由于天线的可调整性能够使得在卫星轨道倾斜时控制天线重新指回地面站，则有可有效减少卫星作南北位保的次数，降低燃料消耗，从而延长卫星的在轨寿命。

在航天器的太空运行工作中除了卫星变轨外，对于进行卫星轨道保持存在同样的问题。通讯及航海卫星一般设置在称为同步轨道或对地静止轨道的一圆形轨道上，具有与地球相同的转动周期以提供同步转速。理想上，这种卫星应设置在与地球赤道平面重合的轨道平面上，因此，卫星天线可以指向期望的地球位置。一般来说，同步卫星是靠绕自身旋转或装设一动量轮而实现动量稳定的，使自旋轴保持与赤道轨道平面垂直，并校准地球波束视轴使其垂直于自旋轴。在这一理想状况下，地球波束视轴在卫星与地球同步转动时始终指向星下点区域。若干因素会引起轨道飘移，使卫星轨道倾斜于标称赤道轨道平面。这种轨道倾斜会随着时间积累，产生滚转及偏航指向误差。具体来说，太阳和月亮对卫星的引力作用以及地球的非球形所产生的地球引力场的变化会引起轨道摄动效应，这使卫星轨道平面倾斜于理想的赤道平面。这些轨道扰动影响的净作用是引起卫星轨道的倾斜，从而以每年0.75°至0.95°的速率缓慢飘移。

航天器在理想的无摄动环境下能够遵守kepler轨道的运动规律，进行长期稳定的在轨运行。然而现实环境中不可避免的存在各种轨道摄动因素，例如地球扁率摄动、大气摄动、太阳光压摄动、日月摄动等，导致航天器偏离预定轨道，从而对航天器执行相关任务，尤其是精密任务，带来偏差和不便。因此对长期在轨的航天器进行轨道保持控制研究是一项必要的工作，同时也是航天器执行其他任务的基础。现有技术中提供的轨道维持策略有大推力脉冲式控制方案，小推力连续控制方案等。在理想轨控过程中，首先需要对当前时刻航天器所处的位置进行测量，并与标称轨道进行对比，从而确定轨道参数机动量的大小，然后启动轨控发动机，产生脉冲对轨道进行修正，从而达到轨道保持的目的。另一方面，在普通的卫星系统中，通常利用推进器消耗燃料来定期修正轨道的倾斜，进而引起天线指向偏离了地球站而引起指向失配损耗，会严重影响到卫星与地球之间的通信质量，尤其是当卫星天线波束较窄时，这种影响更为显著。具体来说，在10年期间这种位置保持作用可能需要卫星最初总重的20％，其中推进剂占主要部分，大约90％用于轨道修正，其余用于其它轨道内操纵，包括俯仰误差修正，由此卫星的工作寿命受到空间位置保持所需燃料的限制。

为了解决低轨道卫星轨道高度低，受到气动阻力大，轨道衰减快等问题，一般采用的方法是减小卫星迎风面积，从而减小气动阻力。但是当前的气动的辅助轨道转移技术都是在变轨时以轨道速度进出大气层，而在轨运行时采用气动力进行轨道保持则鲜有人问津。

中国专利(公开号为cn201511000976.x)公开了一种基于火星大气辅助的低轨星座部署方法，涉及一种火星大气与其引力系统下的火星星座部署方法，属于航空航天技术领域。该专利通过优化得到满足气动力要求的控制率来求解出所需初始轨道进入大气施加的速度脉冲和飞行器进入目标轨道施加的速度脉冲。探测器通过施加所需的飞行器从初始轨道进入大气速度脉冲将载有的飞行器从远火点位置释放并进入大气，在大气内通过优化给出的控制率进行气动力辅助轨道转移，并通过施加所需的飞行器进入目标轨道施加的速度脉冲将飞行器定轨到目标轨道上，将多颗星座飞行器分别部署到各自的目标轨道上，实现对整个星座的部署。

由于火星和地球一样都具有大气层，并且借助大气进行轨道机动相比于传统的霍曼转移能节省大量的燃料，所以该专利提供的借助火星大气层进行星座的部署能有效的节省部署过程的能量消耗，并为后续星座的维持节省更多的燃料的方法同样适用于借助地球大气进行轨道转移的过程。但是由于该专利提供的方法只是单一地考虑到气动力的助力过程来减小所需的速度脉冲δv1和δv2，未全面地考虑到不同的大气层信息而没有给出在气动力作为阻力影响轨道转移过程时的情况，适用范围有限。

中国专利(公开号为cn201610801621.9)公开了一种基于脉冲和气动辅助结合的低轨轨道面转移方法，涉及地球低轨航天器大范围轨道面转移方法，属于航空航天领域。该专利首先建立轨道根数及大气内飞行过程的动力学方程；将航天器通过施加脉冲机动变轨到大椭圆轨道，在远地点施加离轨脉冲使航天器进入大气；选取优化目标为轨道面的改变量最大，给定约束并得到满足气动力要求的最优控制率和终端状态量，完成气动辅助轨道面转移；航天器飞出大气并沿转移轨道运行至目标轨道高度，施加定轨脉冲使航天器进入目标轨道。

该专利提供的基于脉冲和气动辅助结合的低轨轨道面转移方法代替传统直接脉冲机动，相比直接施加机动的方法，在总速度脉冲约束下轨道面改变能力或者改变量明显增加，可实现以较低的燃耗完成低轨航天器的轨道平面转移。从性能指标的评价情况出发要求快速机动，需要考虑完成轨道转移方案的时间最优问题，但是该专利提供的转移方法在考虑完成轨道转移方案时，由于只考虑了燃耗最优问题，导致从初始轨道到目标冻结轨道的机动策略耗时过长，而并未在考虑燃耗最优问题的同时兼顾时间最优问题。

中国专利(公开号为cn104536452b)基于时间-燃料最优控制的航天器相对轨道转移轨迹优化方法，涉及一种航天器相对轨道转移轨迹优化方法。该专利为了解决追踪航天器在相对轨道坐标系中，现有的方法没有考虑推力幅值有限的问题和现有的方法只考虑时间最优或者只考虑燃料消耗问题。该专利首先建立相对轨道运动动力学模型分别设计沿三个轴施加的主动控制量ux，uy，uz；然后将相对轨道运动动力学模型解耦为三个子系统：解耦成三个子系统后，将追踪航天器考虑转移时间和燃料消耗的总性能指标转化为每个轴的单轴性能指标最终得到时间—燃料最优控制律为对追踪航天器进行控制。

该专利提供的基于时间-燃料最优控制的航天器相对轨道转移轨迹优化方法中，得到了时间-燃料最优控制律以此来对追踪航天器进行控制，与一些只考虑时间最优或者只考虑燃料消耗问题的方案相比，该专利同时考虑了转移时间和燃料消耗问题，可以通过调节两者所占的比重来找到该比重下时间-燃料最优的控制方案。但由于该专利提供的轨道转移优化方法中，只是对采用气动力辅助的单一助力方式，导致对气动力的利用率极低，因此该专利给出的采用时间—燃料最优控制律为对追踪航天器进行控制的方法仍然存在燃料节省程度低且转移时间长的问题。

技术实现要素：

针对现有技术之不足，本发明提供了一种体积可控的充气天线，至少包括卫星推进器、至少一个获取模块以及至少一个调整模块，其中，用于调整所述充气天线位置姿态的第一调整模块被配置为：

基于由第一获取模块获取的初始轨道和目标轨道确定至少一个点火变轨位置，并基于由第二获取模块于第一时刻获取的与该点火变轨位置所涉及区域相关联的第一气动力信息生成变轨环境监测信息，基于所述变轨环境监测信息确定第一天线调整控制信息；

基于所述初始轨道和所述目标轨道确定至少一个用以执行相关的特定事件的指令，并在接收到至少一个执行相关的特定事件的指令时，确定卫星推进器用于执行该特定事件的所需预估消耗量；

基于所述第一天线调整控制信息和所述预估消耗量确定所述卫星推进器和所述充气天线分别对应的变轨需求混合比例系数以及与之对应的第一控制指令和第二控制指令，以使得所述充气天线的所述第一调整模块按照对接收所述第二控制指令的所述卫星推进器的第二调整模块进行气动力补偿的方式接收所述第一控制指令，并基于由所述第二获取模块于第二时刻获取的与该点火变轨位置所涉及区域相关联的第二气动力信息进行至少一次调整修正以执行至少一个相关的特定事件。

根据一种优选实施方式，所述第一调整模块基于所述变轨环境监测信息确定的第一天线调整控制信息至少包括用于天线指向调整的第一指向调整时长和用于天线比表面积调整的第一展开调整时长，并且基于所述第一指向调整时长和所述第一展开调整时长之中数值较大的之一确定第一移动时长，其中，所述第一调整模块响应于所述第一移动时长不超出预设时长阈值时结合所述点火变轨位置和所述初始轨道确定与所述第一移动时长相对应的天线初始调整位置，从而基于所述天线初始调整位置能够确定天线开始进行调整的且位于所述初始轨道上的位置。

根据一种优选实施方式，所述第一调整模块还被配置为用于执行以下步骤：

s1：响应于所述第一移动时长超出所述预设时长阈值时确定至少一个用于将所述第一指向调整时长与所述第一展开调整时长之间建立动态关联关系的预设分配比重；

s2：所述预设分配比重以逐渐降低所述第一展开调整时长且相应地逐渐增大所述第一指向调整时长的方式进行更新，以确定与该预设分配比重相对应且用于更新所述第一指向调整时长的第二指向调整时长，以及与该预设分配比重相对应且用于更新所述第一展开调整时长的第二展开调整时长；

s3：由此，基于更新后的第一指向调整时长和更新后的第一展开调整时长之中数值较大的之一确定用于更新所述第一移动时长的第二移动时长，并将更新后的第一移动时长与所述预设时长阈值进行再次比对；

s4：依次重复上述步骤s1～步骤s3，直到所述第一移动时长不超出预设时长阈值时停止并输出与该第一移动时长对应的第一指向调整时长、第一展开调整时长以及天线初始调整位置，以实现所述预估损耗量最小化与变轨效率最大化之间的优化解。

根据一种优选实施方式，所述第二调整模块至少包括环境监测单元，所述环境监测单元被配置为：

在卫星位于所述卫星初始调整位置时的第一时刻获取实时采集到的与该卫星初始调整位置所涉及区域相关联的且用于提供大气层预测所需参数集合的当前气动力信息，并基于所述点火变轨位置所涉及区域与所述卫星初始调整位置之间的位置关系进行预测计算并生成位于该点火变轨位置所涉及区域的第一气动力信息；

在卫星位于所述点火变轨位置时的第二时刻获取实时采集到的与该点火变轨位置所涉及区域相关联的且用于卫星在所述点火变轨位置进行调整修正的第二气动力信息。

根据一种优选实施方式，所述第二调整模块用于在接收到至少一个执行相关的特定事件的指令时确定所述卫星推进器用于执行该特定事件的所需预估消耗量，所述第二调整模块被配置为：

在所述第一调整模块基于由所述第一获取模块获取的初始轨道和目标轨道确定至少一个点火变轨位置时，通过结合所述初始轨道、所述目标轨道和所述点火变轨位置完成以忽略所述变轨环境监测信息的方式自该所述点火变轨位置由初始轨道成功转移至目标轨道上的变轨预估规划过程并生成相应的完成该变轨预估规划过程所需要消耗的所述预计消耗量。

根据一种优选实施方式，所述第二调整模块用于在通过于第一时刻判断所述变轨环境监测信息的气动力辅助系数的条件下，基于所述第一天线调整控制信息和所述预估消耗量确定所述卫星推进器和所述充气天线分别对应的变轨需求混合比例系数，其中：

当所述气动力辅助系数小于1即判断出该气动力信息以阻力的方式影响相关的特定事件的执行过程，所述第二调整模块以借助于所述充气天线最大程度地降低该气动力信息影响的方式确定所述充气天线所对应的变轨需求混合比例系数，继而基于所述充气天线所对应的变轨需求混合比例系数且以最小程度地增加所述预估消耗量的方式确定所述卫星推进器所对应的变轨需求混合比例系数；

当所述气动力辅助系数大于1即判断出该气动力信息以助力的方式影响相关的特定事件的执行过程，所述第二调整模块以借助于所述充气天线最大程度地利用该所述气动力信息的方式确定所述充气天线所对应的变轨需求混合比例系数，继而基于所述充气天线所对应的变轨需求混合比例系数且以最大程度地降低所述预估消耗量的方式确定所述卫星推进器所对应的变轨需求混合比例系数；其中，所述卫星推进器和所述充气天线分别对应的变轨需求混合比例系数两者之和等于1。

根据一种优选实施方式，所述第二调整模块还包括用于调整修正单元，所述调整修正单元被配置为：在第二时刻根据所述第二气动力信息与所述第一气动力信息之间的偏差获取与所述第一气动力信息相对应的第一天线调整控制信息的误差修正系数，基于该误差修正系数能够分别对与第二时刻所对应的卫星指向信息以及所对应的卫星展开信息进行较小调整范围内的调整修正以使得所述卫星在相关的特定事件的执行过程中能够与实际测得的第二气动力信息准确对应，并基于修正后的第一天线调整控制信息相对应地更新所述变轨需求混合比例系数以使得能够进一步精确控制所述卫星推进器在相关的特定事件的执行过程中提供的消耗量。

一种充气天线的展开体积控制方法，至少包括以下步骤：基于获取的初始轨道和目标轨道确定至少一个点火变轨位置，并基于于第一时刻获取的与该点火变轨位置所涉及区域相关联的第一气动力信息生成变轨环境监测信息，基于所述变轨环境监测信息确定第一天线调整控制信息；

基于所述初始轨道和所述目标轨道确定至少一个用以执行相关的特定事件的指令，并在接收到至少一个执行相关的特定事件的指令时，确定卫星推进器用于执行该特定事件的所需预估消耗量；

基于所述第一天线调整控制信息和所述预估消耗量确定所述卫星推进器和所述充气天线分别对应的变轨需求混合比例系数以及与之对应的第一控制指令和第二控制指令，以使得所述充气天线按照对接收所述第二控制指令的所述卫星推进器进行气动力补偿的方式接收所述第一控制指令，并基于于第二时刻获取的与该点火变轨位置所涉及区域相关联的第二气动力信息进行至少一次调整修正以执行至少一个相关的特定事件。

根据一种优选实施方式，所述展开体积控制方法至少包括以下步骤：基于所述变轨环境监测信息确定的第一天线调整控制信息至少包括用于天线指向调整的第一指向调整时长和用于天线比表面积调整的第一展开调整时长，并且基于所述第一指向调整时长和所述第一展开调整时长之中数值较大的之一确定第一移动时长，其中，响应于所述第一移动时长不超出预设时长阈值时结合所述点火变轨位置和所述初始轨道确定与所述第一移动时长相对应的天线初始调整位置，从而基于所述天线初始调整位置能够确定天线开始进行调整的且位于所述初始轨道上的位置。

根据一种优选实施方式，所述展开体积控制方法还包括以下步骤：

s1：响应于所述第一移动时长超出所述预设时长阈值时确定至少一个用于将所述第一指向调整时长与所述第一展开调整时长之间建立动态关联关系的预设分配比重；

s2：所述预设分配比重以逐渐降低所述第一展开调整时长且相应地逐渐增大所述第一指向调整时长的方式进行更新，以确定与该预设分配比重相对应且用于更新所述第一指向调整时长的第二指向调整时长，以及与该预设分配比重相对应且用于更新所述第一展开调整时长的第二展开调整时长；

s3：由此，基于更新后的第一指向调整时长和更新后的第一展开调整时长之中数值较大的之一确定用于更新所述第一移动时长的第二移动时长，并将更新后的第一移动时长与所述预设时长阈值进行再次比对；

s4：依次重复上述步骤s1～步骤s3，直到所述第一移动时长不超出预设时长阈值时停止并输出与该第一移动时长对应的第一指向调整时长、第一展开调整时长以及天线初始调整位置，以实现所述预估损耗量最小化与变轨效率最大化之间的优化解。

根据一种优选实施方式，所述调整修正过的过程至少包括以下步骤：在第二时刻根据所述第二气动力信息与所述第一气动力信息之间的偏差获取与所述第一气动力信息相对应的第一天线调整控制信息的误差修正系数，基于该误差修正系数能够分别对与第二时刻所对应的卫星指向信息以及所对应的卫星展开信息进行较小调整范围内的调整修正以使得所述卫星在相关的特定事件的执行过程中能够与实际测得的第二气动力信息准确对应，并基于修正后的第一天线调整控制信息相对应地更新所述变轨需求混合比例系数以使得能够进一步精确控制所述卫星推进器在相关的特定事件的执行过程中提供的消耗量。

根据一种优选实施方式，所述卫星推进器和所述充气天线分别对应的变轨需求混合比例系数是按照在通过于第一时刻判断所述变轨环境监测信息的气动力辅助系数的条件下，基于所述第一天线调整控制信息和所述预估消耗量所确定的，其中：

当所述气动力辅助系数小于1即判断出该气动力信息以阻力的方式影响相关的特定事件的执行过程，以借助于所述充气天线最大程度地降低该气动力信息影响的方式确定所述充气天线所对应的变轨需求混合比例系数，继而基于所述充气天线所对应的变轨需求混合比例系数且以最小程度地增加所述预估消耗量的方式确定所述卫星推进器所对应的变轨需求混合比例系数；

当所述气动力辅助系数大于1即判断出该气动力信息以助力的方式影响相关的特定事件的执行过程，以借助于所述充气天线最大程度地利用该所述气动力信息的方式确定所述充气天线所对应的变轨需求混合比例系数，继而基于所述充气天线所对应的变轨需求混合比例系数且以最大程度地降低所述预估消耗量的方式确定所述卫星推进器所对应的变轨需求混合比例系数；

所述卫星推进器和所述充气天线分别对应的变轨需求混合比例系数两者之和等于1。

根据一种优选实施方式，确定所需预估消耗量的过程至少包括以下步骤：在所述第一调整模块基于由所述第一获取模块获取的初始轨道和目标轨道确定至少一个点火变轨位置时，通过结合所述初始轨道、所述目标轨道和所述点火变轨位置完成以忽略所述变轨环境监测信息的方式自该所述点火变轨位置由初始轨道成功转移至目标轨道上的变轨预估规划过程并生成相应的完成该变轨预估规划过程所需要消耗的所述预计消耗量。

根据一种优选实施方式，所述方法还包括以下步骤：在卫星位于所述卫星初始调整位置时的第一时刻获取实时采集到的与该卫星初始调整位置所涉及区域相关联的且用于提供大气层预测所需参数集合的当前气动力信息，并基于所述点火变轨位置所涉及区域与所述卫星初始调整位置之间的位置关系进行预测计算并生成位于该点火变轨位置所涉及区域的第一气动力信息；

在卫星位于所述点火变轨位置时的第二时刻获取实时采集到的与该点火变轨位置所涉及区域相关联的且用于卫星在所述点火变轨位置进行调整修正的第二气动力信息。

本发明提供的充气天线至少具有如下有益技术效果：

(1)本发明提供的一种体积可控的充气天线，通过采用增减天线的比表面积即相对体积的方式来有效利用卫星受到的大气阻力，同时通过兼顾天线在轨道转移期间的指向偏离时长和燃料消耗量，从而有效延长卫星在轨运行寿命且有效降低由于天线指向偏离而引起指向适配损耗的时长，实现了提高卫星转移过程的实时性和变轨精度，降低了变轨转移所需的燃料消耗。

(2)本发明通过设置基于不同时刻获取的相关气动力信息完成天线调整的预测-修正过程，分段式调整不仅能够快速大致调整到位以减少轨道转移时间，并且通过后续天线较小幅度的调整对前段预测结果的不确定性进行修正，使得该预测结果因受到时间波动性和空间差异性而引起的误差，能够被收敛至允许误差范围内，不仅分段式调整达到使卫星轨道转移过程更加趋于稳定的目的，弥补了现有技术中一次性调整通常导致波动性和调整误差较大的缺点，并能够有效提高卫星轨道转移的准确性和位置精度。

附图说明

图1是本发明提供的一种优选实施方式的充气天线的简化模块连接关系示意图。

附图标记列表

1：第一获取模块2：第二获取模块3：第一调整模块

4：第二调整模块201：环境监测单元202：调整修正单元

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行详细说明。

如图1所示，一种体积可控的充气天线，至少包括卫星推进器、至少一个获取模块以及至少一个调整模块，其中，用于调整所述充气天线位置姿态的第一调整模块被配置为：

基于由第一获取模块获取的初始轨道和目标轨道确定至少一个点火变轨位置，并基于由第二获取模块于第一时刻获取的与该点火变轨位置所涉及区域相关联的第一气动力信息生成变轨环境监测信息，基于所述变轨环境监测信息确定第一天线调整控制信息；

基于所述初始轨道和所述目标轨道确定至少一个用以执行相关的特定事件的指令，并在接收到至少一个执行相关的特定事件的指令时，确定卫星推进器用于执行该特定事件的所需预估消耗量；

基于所述第一天线调整控制信息和所述预估消耗量确定所述卫星推进器和所述充气天线分别对应的变轨需求混合比例系数以及与之对应的第一控制指令和第二控制指令，以使得所述充气天线的所述第一调整模块按照对接收所述第二控制指令的所述卫星推进器的第二调整模块进行气动力补偿的方式接收所述第一控制指令，并基于由所述第二获取模块于第二时刻获取的与该点火变轨位置所涉及区域相关联的第二气动力信息进行至少一次调整修正以执行至少一个相关的特定事件。

本发明提供的一种体积可控的充气天线，通过采用增减天线的比表面积即相对体积的方式来有效利用卫星受到的大气阻力，同时通过兼顾天线在轨道转移期间指向偏离时长和燃料消耗量，从而有效延长卫星在轨运行寿命且有效降低由于天线指向偏离而引起指向适配损耗的时长，实现了提高卫星转移过程的实时性和变轨精度，降低变轨转移所需的燃料消耗。此外，对于实际情况可以调整对实时性或燃料消耗部分的偏好，预先设置变轨需求混合比例系数，使得卫星在气动力作用下快速转移或是根据给定的系数使得燃料消耗最低，从而得到能够满足实际工程需求的最优控制策略。

本发明通过设置基于不同时刻获取的相关气动力信息完成天线调整的预测-修正过程，分段式调整不仅能够快速大致调整到位以减少轨道转移时间，并且通过后续天线较小的变动幅度对预测结果的不确定性进行修正，使得该预测结果因受到时间波动性和空间差异性而引起的误差能够被收敛至允许误差范围内，使得卫星轨道转移达到更加趋于稳定的目的，弥补了现有技术中一次性调整通常导致波动性和调整误差较大的缺点，能够有效地提高卫星轨道转移的准确性和位置精度。

优选的，第一气动力信息是根据当前位置处的当前第一气动力信息进行预估得到的，包括方向和风力，但是由于肯定具有一定的误差，需要在到达点火变轨位置后进行再一次地采集确定新的第一气动力信息，根据该第一气动力信息对预测程序进行改进；该第一气动力信息生成了对应新的天线调整控制信息，基于该新的天线调整控制信息进行第二次变轨，精确该变轨的准确性。

优选的，所述卫星推进器可以为常见的传统化学推进系统或是电推进系统，因此所述点火变轨位置并非局限卫星推进器的选择，同样地该点火变轨位置可以是电推进变轨位置。其中根据公开号为cn201610041639.3的中国专利所公开的地球静止轨道航天器电推进转移轨道控制方法中，表明了电推进系统相比于传统的化学推进系统具有比冲高、推力大小可精确调节以及控制精度高、完成相同航天任务的推进剂需求量大为减少等优势。

优选的，第二获取模块可以是完成大气参数感知、测量、解算并输出的机载航电设备，为所述第二调整模块提供用于大气层预测所需的包括有实时大气参数集合的实时气动力信息。其中气动力信息可以包括阻力系数、升力系数、滚转力矩系数等信息。现有技术中主要有传统大气数据系统、嵌入式大气数据系统两类。其中传统大气数据系统以伸出机体的空速管为标志，并结合其他传感器(攻角/侧滑角/总温传感器)实现总压、静压、攻角、侧滑角及总温的直接测量，然后利用大气数据计算机进行相关的解算和校正，完成大气数据的测量，测量原理简单、发展最早、技术成熟稳定，已在国内外军机和民机上广泛应用。嵌入式大气数据系统是一种依靠嵌入在飞行器前端(或机翼)不同位置上的压力传感器阵列来测量飞行器表面的压力分布，并由压力分布获取大气参数。这一技术的提出与发展，全面提升了大气数据传感技术的水平。该装置不仅便于隐身，而且有效解决了大攻角、高马赫数飞行时大气数据测量问题，极大地提高了大气数据系统的适用范围。优选的，执行相关的特定事件的指令可以为指示该卫星进行变轨或是卫星轨道偏离需进行轨道修正的指令，至少包括变轨所需的初始轨道和目标轨道等必要信息。

根据一种优选实施方式，所述第一调整模块基于所述变轨环境监测信息确定的第一天线调整控制信息至少包括用于天线指向调整的第一指向调整时长和用于天线比表面积调整的第一展开调整时长，并且基于所述第一指向调整时长和所述第一展开调整时长之中数值较大的之一确定第一移动时长，其中，所述第一调整模块响应于所述第一移动时长不超出预设时长阈值时结合所述点火变轨位置和所述初始轨道确定与所述第一移动时长相对应的天线初始调整位置，从而基于所述天线初始调整位置能够确定天线开始进行调整的且位于所述初始轨道上的位置。优选的，所述第一移动时长为卫星由卫星初始调整位置沿着所述初始轨道移动至点火变轨位置处的所需时长，由于初始轨道和点火变轨位置以及卫星本身速度等参数均是已知的，由此能够计算得出所述第一移动时长。

根据一种优选实施方式，所述第一调整模块还被配置为用于执行以下步骤：

s1：响应于所述第一移动时长超出所述预设时长阈值时确定至少一个用于将所述第一指向调整时长与所述第一展开调整时长之间建立动态关联关系的预设分配比重；

s2：所述预设分配比重以逐渐降低所述第一展开调整时长且相应地逐渐增大所述第一指向调整时长的方式进行更新，以确定与该预设分配比重相对应且用于更新所述第一指向调整时长的第二指向调整时长，以及与该预设分配比重相对应且用于更新所述第一展开调整时长的第二展开调整时长；

s3：由此，基于更新后的第一指向调整时长和更新后的第一展开调整时长之中数值较大的之一确定用于更新所述第一移动时长的第二移动时长，并将更新后的第一移动时长与所述预设时长阈值进行再次比对；

s4：依次重复上述步骤s1～步骤s3，直到所述第一移动时长不超出预设时长阈值时停止并输出与该第一移动时长对应的第一指向调整时长、第一展开调整时长以及天线初始调整位置，以实现所述预估损耗量最小化与变轨效率最大化之间的优化解。

优选的，所述动态关联关系即为其中之一对应的分配比重系数改变时，另一方对应的分配比重系数也相应改变，即为预设时长阈值是随着步骤的重复执行次数逐渐地动态变化，变化趋势可以为逐级降低。

优选的，基于第一气动力信息确定的第一指向调整时长和第一展开调整时长，其中第一展开调整时长不超出将整个天线自完全展开位置至完全收拢位置的调整时长，即在第一气动力信息为助力的情况下天线可以展开至完全展开，在第一气动力信息为阻力的情况下可以收拢至完全收拢以减小阻力面积，但必须调整至与第一气动力信息相对应的第一指向调整时长；基于第一指向调整时长和第一展开调整时长之间较大的一个时长可以确定至少一个移动时长，并将所述移动时长结合点火变轨位置可以确定天线初始调整位置。天线初始调整位置即为天线开始调整指向和展开面积的位置，保证了在转动至点火变轨位置处时已经基于预测的第一气动力信息，天线已经调整至预定指向和预定展开面积。

在所述移动时长不超出预设阈值时长时，即为在该移动时长内均为可接受范围内脱离与地面场之间的对准的预设阈值时长，预设阈值时长可以通过预先设置而限制天线的可调整程度，从而能够避免为最大程度利用/降低气动力信息时天线转动和/或展开过度，极大地延长了与地面场失准的时长，导致严重影响到卫星与地球之间的通信质量；在移动时长超出预设阈值时长时，通过控制第一指向调整时长与第一展开调整时长之间的预设分配比重，使其能够在达到较好的助力程度下还达到了较短的失准时长，直到重新得到的移动时长不超出预设阈值时长。或是根据其他的卫星进行变轨时采集的大量数据进行重新分析而得到的优选方案，能够借助于所述优选方案直接设定优选的预设分配比重。

由于可能在转向到位后却还未完全展开，因此移动时长为转向时长与展开时长之间较大的展开时长，或是已经完成展开/收缩而转向未完成时则移动时长为应该为转向时长与展开时长之间较大的转向时长。若转向时长小于展开时长，即为天线已经转向到位但仍未完全展开到位，此时所述移动时长为转向时长与展开时长之间较大的展开时长，并且在该移动时间内该卫星已经脱离与地面场之间对准；若转向时长大于展开时长，即为天线已展开到位但仍未完全转向到位，此时此时所述移动时长为转向时长与展开时长之间较大的转向时长，即两种情况下均为两者中较大的一个时长。在卫星完成轨道转移任务后，需要恢复天线对准地面场，因此需要在重新对天线状态进行判断后得到新的转向时长和展开时长。既可以在最大程度上辅助燃烧推力器进行变轨，减少了燃料的消耗，同时在最大程度上减少了未与地面场对准的时长，快速进行变轨并快速回复至天线与地面场之间的通讯连接。

根据一种优选实施方式，所述第二调整模块至少包括环境监测单元，所述环境监测单元被配置为：

在卫星位于所述卫星初始调整位置时的第一时刻获取实时采集到的与该卫星初始调整位置所涉及区域相关联的且用于提供大气层预测所需参数集合的当前气动力信息，并基于所述点火变轨位置所涉及区域与所述卫星初始调整位置之间的位置关系进行预测计算并生成位于该点火变轨位置所涉及区域的第一气动力信息；

在卫星位于所述点火变轨位置时的第二时刻获取实时采集到的与该点火变轨位置所涉及区域相关联的且用于卫星在所述点火变轨位置进行调整修正的第二气动力信息。

优选的，预测计算过程可以为：通过与多个其它卫星之间进行信息交互而建立基于其他卫星的多元信息数据库，所述多元信息数据库至少包括有在不同位置关系下其它卫星的当前气动力信息与第一气动力信息之间的对应关系，该对应关系可以包括实际数据之间的一一对应或是系数比例关系或是与自第一时刻至第二时刻之间的时长之间的变化趋势等能够提供气动力信息预测的关系，以便于当前卫星通过已知的位置关系和当前气动力信息只需要通过信息匹配的方式就能够快速得到预测的第一气动力信息，基于高空飞行的平流层大气以水平运动为主，气流相对稳定而可预测性较高，由此大量的实际数据支撑减少了气动力预测计算过程并能够快速可靠地获得预测信息。优选的，预测计算过程也可以为公开号为cn105874479a的中国专利中，所提供的依据微分方程用公式表示的气象模型，该微分方程描述在一定时间域和空间域内的大气行为，该时间域和空间域分别由给定的初始和边界条件表征。优选的，点火变轨位置所涉及区域与所述卫星初始调整位置之间的位置关系可以为两点之间沿着所述初始轨道上的相对位移值。但是由于存在时间波动性和空间差异性使得该预测结果与实际时间实际位置处之间存在一定的误差，而该误差能够通过后续的进一步修正过程被收敛至允许误差范围内。

根据一种优选实施方式，所述第二调整模块用于在接收到至少一个执行相关的特定事件的指令时确定所述卫星推进器用于执行该特定事件的所需预估消耗量，所述第二调整模块被配置为：

在所述第一调整模块基于由所述第一获取模块获取的初始轨道和目标轨道确定至少一个点火变轨位置时，通过结合所述初始轨道、所述目标轨道和所述点火变轨位置完成以忽略所述变轨环境监测信息的方式自该所述点火变轨位置由初始轨道成功转移至目标轨道上的变轨预估规划过程并生成相应的完成该变轨预估规划过程所需要消耗的所述预计消耗量。优选的，所述变轨预估规划过程即为在初始轨道和目标轨道以及点火变轨点的前提下，获取卫星位于初始轨道和目标轨道上的速度，基于不考虑所述变轨环境监测信息即气动力对卫星转移轨道产生的影响的条件下，预测计算出完成该特定事件所需的卫星推进器的预计消耗量。

根据一种优选实施方式，所述第二调整模块用于在通过于第一时刻判断所述变轨环境监测信息的气动力辅助系数的条件下，基于所述第一天线调整控制信息和所述预估消耗量确定所述卫星推进器和所述充气天线分别对应的变轨需求混合比例系数。优选的，例如公开号为cn108820260a的中国专利公开的低轨航天器的中期轨道预报方法、装置、存储介质中，对轨道定轨与轨道预报模型中的最重要的摄动力影响因素大气阻力摄动进行分解，提供了分别确定大气密度参数、航天器等效迎风面积参数、大气阻力系数的具体方法。或是可以通过公开号为cn107588921a的中国专利公开的飞行器启动参数测量方法中确定气动参数的测量方法。除此之外，例如公开号为cn102809377b的中国专利公开的一种飞行器惯性/气动模型组合导航方法，该专利通过气动模型解算的导航参数对惯性导航系统进行辅助，能够根据其提供的飞行器的动力学方程以及飞行器气动参数，利用飞行器已知的气动参数、外形参数、控制量以及运动参数信息求解得到飞行器所受到的合外力及力矩。同样地，通过已定的充气天线展开程度和相对指向结合卫星自身已知参数，可以确定大气密度参数、航天器等效迎风面积参数、大气阻力系数等构成的所述大气层预测所需参数集合，继而利用动力学方程和/或气动方程可以求解得到气动力信息对该卫星所施加的合外力及力矩，以此量化大气影响。

当所述气动力辅助系数小于1即判断出该气动力信息以阻力的方式影响相关的特定事件的执行过程，所述第二调整模块以借助于所述充气天线最大程度地降低该气动力信息影响的方式确定所述充气天线所对应的变轨需求混合比例系数，继而基于所述充气天线所对应的变轨需求混合比例系数且以最小程度地增加所述预估消耗量的方式确定所述卫星推进器所对应的变轨需求混合比例系数。

其中的气动力辅助系数可以为基于第一气动力信息中气动矢量与点火变轨时的飞行方向矢量之间且变动范围在0°～180°之间的夹角，而一固定角度与该夹角之间的比值即为所述气动力辅助系数。优选的，在第一时刻根据采集的第一气动力信息即可判断得出的变轨环境监测信息中包括所述该气动力辅助系数。

其中的一固定角度可以为0°～90°之间的任一数值，例如35°、45°或90°，该固定角是根据判断当前气动矢量是否能够通过转动天线指向和/或调整天线展开来增大气动影响或降低气动影响，例如在上述夹角为180°的情况下，即为气动力是以阻力的形式影响卫星变轨等相关的特定事件，并判断得到气动力辅助系数是小于1的，此时能够按照最大程度降低该气动力信息影响的方式确定充气天线的转向以及展开程度，例如可以完全收拢或转动至迎风面的反面等可以减小迎风面面积降低风阻系数。由此能够基于所述变轨环境监测信息可以确定第一天线调整控制信息。

而确定了第一天线调整控制信息后可以将大气影响进行量化，从而得到气动力信息对该卫星所施加的合外力及力矩。基于所述变轨预估规划过程并生成相应的完成该变轨预估规划过程所需要消耗的所述预计消耗量以及与之对应的对所述卫星所施加的预计合外力及预计力矩。气动力信息对该卫星所施加的合外力或力矩除以气动力信息对该卫星所施加的合外力或力矩和卫星推进器对所述卫星所施加的预计合外力或预计力矩之和得到的值即为所述充气天线所对应的变轨需求混合比例系数，继而由于所述卫星推进器和所述充气天线分别对应的变轨需求混合比例系数两者之和等于1，由此得到在所述充气天线所对应的变轨需求混合比例系数确定的基础上以最大程度地降低所述预估消耗量的方式确定的所述卫星推进器所对应的变轨需求混合比例系数。

当所述气动力辅助系数大于1即判断出该气动力信息以助力的方式影响相关的特定事件的执行过程，所述第二调整模块以借助于所述充气天线最大程度地利用该所述气动力信息的方式确定所述充气天线所对应的变轨需求混合比例系数，继而基于所述充气天线所对应的变轨需求混合比例系数且以最大程度地降低所述预估消耗量的方式确定所述卫星推进器所对应的变轨需求混合比例系数；其中，所述卫星推进器和所述充气天线分别对应的变轨需求混合比例系数两者之和等于1。

根据一种优选实施方式，所述第二调整模块还包括用于调整修正单元，所述调整修正单元被配置为：在第二时刻根据所述第二气动力信息与所述第一气动力信息之间的偏差获取与所述第一气动力信息相对应的第一天线调整控制信息的误差修正系数，基于该误差修正系数能够分别对与第二时刻所对应的卫星指向信息以及所对应的卫星展开信息进行较小调整范围内的调整修正以使得所述卫星在相关的特定事件的执行过程中能够与实际测得的第二气动力信息准确对应，并基于修正后的第一天线调整控制信息相对应地更新所述变轨需求混合比例系数以使得能够进一步精确控制所述卫星推进器在相关的特定事件的执行过程中提供的消耗量。

需要注意的是，上述具体实施例是示例性的，本领域技术人员可以在本发明公开内容的启发下想出各种解决方案，而这些解决方案也都属于本发明的公开范围并落入本发明的保护范围之内。本领域技术人员应该明白，本发明说明书及其附图均为说明性而并非构成对权利要求的限制。本发明的保护范围由权利要求及其等同物限定。