一种实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种实现分布式编队飞行的卫星自主控制系统，该自主控制系统由六个通道组成。该系统内嵌在卫星控制器中，在现有卫星的管控系统下，能够提前产生轨控指令，为发动机催化床加热、姿态机动、地面校验等提供准备时间。该系统通过将通道控制指令集存储于卫星控制器的RAM中，其中被循环调用的通道控制指令集保存于动态数据流中，这就避免了对数据库和数据查询等星上资源的占用。本发明系统内嵌在每个卫星控制器中以相对独立的子程序形式被加以调用，即管控系统在每个时刻轮询自主轨控进程。本发明系统可作为现有星上管控系统的补充，而无需针对原有星上管控软件系统重新设计。本发明系统能够实现卫星的编队构型捕获、构型重构、构型维持等任务以及参与编队中故障卫星撤离功能。
【专利说明】一种实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种在现有卫星平台技术和设备体制下的卫星编队飞行控制系统，更特别地说，是指为了在不改动现有星上管控软件的情况下实现卫星的编队飞行，而设计的一种卫星自主轨道控制系统。
【背景技术】
[0002]卫星飞行的水平速度叫第一宇宙速度，即环绕速度。卫星只要获得这一水平方向的速度后，不需要再加动力就可以环绕地球飞行。这时卫星的飞行轨迹叫卫星轨道。卫星轨道参数是用来描述在太空中卫星运行的位置、形状和取向的各种参数。
[0003]中国专利申请号CN201310036399.4，申请日2013年01月30日，发明名称“一种卫星轨道控制方法”。其中图2公开了卫星控制系统的组成示意图。该专利针对轨道控制发动机工作时会产生较大干扰力矩，姿态控制发动机为欠驱动的情况且要求轨道调整量较大时，提出了一种基于姿态控制发动机和动量轮结合的卫星轨道控制方法，可实现欠驱动情况下的快速轨道机动。
[0004]在2008年11月，国防科学技术大学，工学硕士学位论文，李松青，《航天器控制系统通用仿真技术研究》一文中公开了，航天器轨道的制导与导航系统还是姿态的确定与控制系统，从部件的角度来看都可以分为敏感器(测量)、控制器(信息处理)、执行机构(改变航天器的运动状态)和作为控制对象的航天器本体四大部分；而航天器的运动总是离不开地球、太阳、月球、恒星、大气等空间环境对它的影响，它们组成一个复杂的动力学系统。
[0005]2009年12月第I版《航天技术导论》杨炳渊编著，第155至159页。航天器的姿态和轨道控制按控制力的来源可分为被动控制和主动控制两大基本类型。主动控制方式主要应用于3轴稳定航天器的姿态控制，典型的控制系统如图4 - 26所示。在计算机上事先存储各阶段计算任务所需的程序软件，包括姿态确定和控制算法。计算机和敏感器、执行机构通过相应的接口连接。
[0006]编队捕获是解决多航天器如何实现相对运动构型的问题，这是保障航天器编队正常在轨运行的第一步。构型维持控制是所有航天器编队控制中的基础问题，这是因为，稳定的构型是航天器编队得以顺利完成任务的保证，另外，构型维持控制是重构控制的基础，空间任务的变更要求航天器编队变换相对运动构型。
[0007]根据航天动力学分析可知，轨道变化的特征频率为轨道角速度；而姿态控制的频率很大程度取决于增益参数的设定(例如:磁力矩器容量、推力器脉宽等)；而从卫星可靠性角度考虑，对于地球人造卫星，轨道控制失败仅影响卫星的过顶计划，而姿态控制失败直接导致卫星断电、断上下行链路，直接威胁卫星生存。因此，姿态控制必须依靠反馈回路，将控制任务交由计算机完成，人力限于地域和成本等因素将无法实现；而轨道控制恰好相反，由于变化频率较慢给予地面充足的时间制定控制任务。相对于姿控的快频，轨控是慢频。以往研究大多关注于编队飞行控制器的设计过程和性能评估，由于缺乏对轨控的慢频认识，多数文献将编队飞行归结为纯粹的控制误差抑制问题，进而设计出与姿态控制类似的闭环实时反馈控制。从硬件实现来看，姿态控制可依靠动量轮、磁力矩器等电气设备提供连续控制量，将测量电信号直接转换为执行电信号；而在执行一次轨控任务前，需要催化床加热、姿态机动、地面校验等一系列操作。
[0008]星上管控软件负责星上各个分系统数据解码分发和打包、计算任务分配以及数据库管理等任务。编队飞行轨道控制依靠星载处理器产生控制指令，势必与星上管控软件产生数据交互；如果按照分系统软件研制的传统方式，需要针对星上管控软件进行大规模改动，例如重新定义环境变量、增加数据库访问权限等。
【发明内容】
[0009]为了在每个卫星控制器中产生一定时间段的提前执行指令，以预留姿控、热控等准备时间来完成一次轨控任务，本发明提供了一种卫星自主控制系统。该系统通过将控制指令集存储于卫星控制器的RAM中，其中被循环调用的通道控制指令集保存于动态数据流中，这就避免了对数据库和数据查询星上资源的占用。本发明系统内嵌在每个卫星控制器中，可作为现有星上管控系统的补充，而无需针对原有软件系统重新设计。本发明系统能够实现卫星的编队构型捕获、构型重构、构型维持等任务以及参与编队中故障卫星撤离功能。
[0010]本发明的一种实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，该系统首先构建六个通道，然后通过通道更新模块和通道排序模块进行处理，最后得到当前执行通道。
[0011]所述的卫星自主轨道控制系统包括有第一通道TD1、第二通道TD2、第三通道TD3、第四通道TD4、第五通道TD5、第六通道TD6、通道更新模块和通道排序模块。
[0012]第一通道TD1:是指将从星F与主星M的相对半长轴Λ a更改为正值的通道；
[0013]步骤101:依据当前时刻T31J的从星F与主星M之间的相对距离Λ D31J计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对距离AD估计；
[0014]步骤102:依据当前时刻T31J的主星M纬度幅角计算估计时刻T估计的主星M讳度幅角々估|十；
[0015]步骤103:依据当前时刻T的相对半长轴Aa3ff计算估计时刻T估计的相对半长轴Δ a估计；
[0016]步骤104:将ADteit与最小设定距离Dniin作比，所述Dniin是指从星F与主星M之间的最小设定距离；
[0017]若Δ D Dmin,则第一通道不更新执行时刻Gz)和速度脉冲量;
[0018]若ΛD估计≤Dmin，则:
[0019]Α)根据.计算出主星M到达指定纬度幅角"二时所需要的到达时间:--，然后加上轨道预报时间Iss，加上当前时刻Τ3|?，即得到第一通道执行时刻，
tTDl -+ T预报+『当前；
[0020]B)根据Λ &@+计算第一通道的速度脉冲量为1
[0021]第二通道TD2:是指将从星F与主星M的相对半长轴Λ a更改为负值的通道；
[0022]步骤201:依据当前时刻T 的从星F与主星M之间的相对距离Λ D 计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对距离AD估计；
[0023]步骤202:依据当前时刻T3li的主星M纬度幅角计算估计时刻的主星M纬
度幅角“估{十；
[0024]步骤203:依据当前时刻T 的相对半长轴Λ a 计算估计时刻T 的相对半长
轴Δ a估计；
[0025]步骤204:将Λ Dteit与最大设定距离Dmax作比，所述Dmax是指从星F与主星M之间的最大设定距离；
[0026]若Δ D < Dmax,则第二通道不更新执行时刻tTD.,和速度脉冲量vTD2，
[0027]若AD估计≥Dmax，则:
[0028]A )根据C计算出主星M到达指定纬度幅角^时所需要的到达时间，然后加上轨道预报时间Iss，加上当前时刻Τ3|?，即得到第二通道执行时刻匕D2，
【权利要求】
1.一种实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，该卫星自主轨道控制系统内嵌在星载计算机或者姿轨控计算机内，其特征在于:所述的卫星自主轨道控制系统包括有第一通道TD1、第二通道TD2、第三通道TD3、第四通道TD4、第五通道TD5、第六通道TD6、通道更新模块和通道排序模块； 第一通道TD1:是指将从星F与主星M的相对半长轴Λ a更改为正值的通道； 步骤101:依据当前时刻T3ff的从星F与主星M之间的相对距离AD31J计算估计时刻T估计的从星F与主星M之间的相对距离Λ D估计； 步骤102:依据当前时刻T3li的主星M纬度幅角计算估计时刻Ttei+的主星M纬度幅角 <计； 步骤103:依据当前时刻T31J的相对半长轴Aa3lJ计算估计时刻Iftit的相对半长轴Aa估计5 步骤104:将ADtei+与最小设定距离Dmin作比，所述Dmin是指从星F与主星M之间的最小设定距离； 若ΔD估计> Dmin，则第一通道不更新执行时刻Ga和速度脉冲量νrΑ ； 若 ΔD估计≤Dmin，则: A)根据W“计算出主星M到达指定纬度幅角时所需要的到达时间，然后加上轨道预报时间Ths，加上当前时刻Τ3|?，即得到第一通道执行时刻Ga，
2.根据权利要求1所述的实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，其特征在于:每一通道具有独立的功能模式，每个模式的优先级是不同的；第一通道TD1和第二通道TD2为互异通道指令，即两者不可能同时出现且执行间隔至少大于轨道预报时间Twr ;第三通道TD3和第四通道TD4为孪生通道指令且执行间隔为半个轨道周期；第五通道TD5和第六通道TD6亦为互异通道指令。
3.根据权利要求1所述的实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，其特征在于:卫星在实现编队飞行捕获时，对从星F与主星M的轨道根数进行轨道预报时间Twr的设置，直接调用6个通道实现飞行任务。
4.根据权利要求1所述的实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，其特征在于:卫星在实现编队飞行维持时，对从星F与主星M的轨道根数进行轨道预报时间Twr的设置，直接调用6个通道实现飞行任务。
5.根据权利要求1所述的实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，其特征在于:卫星在实现编队飞行重构时，首先对各个通道进行速度脉冲量做清零操作；对从星F与主星M的轨道根数进行轨道预报时间Twr的设置，然后调用6个通道实现飞行任务。
6.根据权利要求1所述的实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，其特征在于:卫星在实现编队飞行撤离时，首先对各个通道进行速度脉冲量做清零操作；对从星F与主星M的轨道根数进行轨道预报时间Twr的设置，然后调用第一通道实现飞行任务。
7.根据权利要求1所述的实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，其特征在于:所述的自主轨道控制系统是在Matlab R2008a 一 Simulink基础平台上开发得到。
8.根据权利要求1所述的实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，其特征在于:所述的自主轨道控制系统通过将通道控制指令集C75 = Ib5lSAjninI存储于星载计算机或者姿轨控计算机的RAM中，其中被循环调用的通道控制指令保存于动态数据流中，这就避免了对数据库和数据查询星上资源的占用。
9.根据权利要求1所述的实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，其特征在于:所述的自主轨道控制系统是通过软件实现以作为现有星上管控系统的补充，而无需重新设计管控软件架构。
【文档编号】G05D1/08GK103676955SQ201310706689
【公开日】2014年3月26日 申请日期:2013年12月19日 优先权日:2013年12月19日
【发明者】徐 明, 禹凯, 刘胜利, 杨志, 张昂, 李霖, 徐世杰 申请人:北京航空航天大学, 航天东方红卫星有限公司