一种低轨遥感卫星自主轨道控制方法与流程

本发明涉及卫星自主轨道控制技术领域，尤其涉及一种低轨遥感卫星自主轨道控制方法。

背景技术：

低轨遥感卫星一般采用太阳同步回归近圆轨道，轨道高度在400km至900km之间。太阳同步轨道能够满足遥感系统的使用要求，因为采用可见光成像的遥感系统要求有一定的光照条件，并且希望光照条件尽可能保持不变。回归轨道具有地面轨迹重复的特性，其地面轨迹是均匀分布的，因此可以最有效地利用遥感系统对地面的覆盖，同时能够实现对任一地区的定期动态观测。

卫星实际在轨运行时，由于受到地球引力、大气阻力、太阳光压力等轨道摄动力影响，运行轨道会发生一定偏离，轨道半长轴、倾角等参数不断变化，导致光照条件不断改变、地面轨迹不断漂移，影响卫星图像资料的处理和应用，最终影响低轨遥感卫星飞行使命的完成。

为了使卫星在预定的轨道稳定飞行，需要对其进行轨道控制，使卫星轨道要素(尤其是半长轴、倾角)不发生较大变化。卫星轨道控制通过轨控发动机点火提供轨控冲量，补偿摄动力造成的影响，使地面实际的轨迹保持在标称轨迹附近的一定范围内。

目前，低轨遥感卫星具备通过注入地面指令实现轨道控制的功能。卫星在轨期间，根据地面轨道测量信息，由地面完成轨控发动机点火时刻、点火时间长度和点火姿态等参数的计算。此后，利用多个测控弧段，分别完成轨道控制参数上注、轨控前状态准备相关指令上注(如姿态调整、控制计算机采用自主轨道外推等)、轨控状态监视、轨控后状态恢复相关指令上注(如姿态恢复、控制计算机引入导航接收机轨道数据等)。通过上述一系列地面操作，实现轨控发动机在预定时间点火，完成轨道半长轴或轨道倾角等参数的调整。该方法的优点是在实施轨道控制时，地面是已知的、可预测的，不会影响正常载荷任务的执行，且具备一定程度上的安全性。

但是，现有技术中的这种轨道控制方法存在以下问题：1)使用不够灵活——首先要通过地面站测量卫星当前轨道参数，计算轨控相关参数，其次通过地面站提供的多个测控弧段完成轨控操作。一般来说一次轨控任务需要占用卫星一天左右的测控弧段，操作繁琐、效率较低，而且影响正常载荷任务的执行；2)实时性不强——受地面测控弧段限制，现有方法不能实时计算卫星轨道参数偏差，而且，在获取轨道偏差之后，不能第一时间执行轨控操作，不具备实时性，无法及时消除轨道衰减对于星载遥感仪器对地观测的影响；3)卫星生存能力不强——在出现地面无法上注指令的情况，如星载遥控单元故障、发生战争导致地面站暂时无法正常执行上注流程等情况时，低轨遥感卫星不具备任何轨道控制手段，最终将因轨道长期衰减而坠入大气层损毁；4)用户运控负担增加——采用上述轨道控制方式，在地面需要进行大量的数据计算和一系列上行指令注入操作，且在卫星寿命期内需要定期执行，在轨卫星数量达到一定规模之后，带来的运控成本不可忽视；5)对地面测控网的跟踪和监视能力要求高——卫星轨道控制操作需要多个测控弧段来执行上注指令、状态监视等动作，地面跟踪测轨频次高，对地面测控站的跟踪和监视能力有较高要求，同时，由于我国地面测控网资源是有限的，频繁的轨控操作会对测控网跟踪监视其它国家的重要在轨军事目标以及包括空间碎片在内的所有近地轨道目标造成影响。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：相比于现有技术，提供了一种低轨遥感卫星自主轨道控制方法，实现无地面站支持情况下轨道半长轴误差的在轨自主补偿，降低卫星的地面运控成本，提升卫星的自主管理、自主运行能力。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种低轨遥感卫星自主轨道控制方法，所述方法包括以下步骤：

步骤一：导航接收机在轨实时确定瞬时轨道六根数并传输给控制计算机，控制计算机根据瞬时轨道六根数得到当前平均轨道半长轴，并计算当前平均轨道半长轴与标称轨道半长轴之间的偏差；

步骤二：判断步骤一中的偏差是否大于预设的阈值，若偏差大于预设的阈值，则满足轨控触发条件，根据步骤一中的偏差得出轨控冲量，根据轨控冲量得到轨控发动机工作的时间长度，自主通过轨道外推计算得到远地点位置，将卫星到达远地点位置的时间作为轨控中心时刻，根据轨控发动机工作的时间长度和轨控中心时刻得到发动机开始点火时刻和熄火时刻；

步骤三：低轨遥感卫星根据步骤二中的发动机开始点火时刻，结合星上载荷任务安排，判断是否能够进行轨控，当能够进行轨控时，低轨遥感卫星自主完成轨控状态准备，然后根据步骤二中的开始点火时刻自主控制轨控发动机点火，再根据步骤二中的熄火时刻自主控制轨控发动机熄火，最后低轨遥感卫星完成状态恢复。

上述低轨遥感卫星自主轨道控制方法中，在所述步骤一中，控制计算机根据轨道六根数得到当前平均轨道半长轴包括：控制计算机接收导航接收机在轨实时输出的瞬时轨道六根数，将瞬时轨道六根数转换为平均轨道根数，根据平均轨道根数获取当前平均轨道半长轴。

上述低轨遥感卫星自主轨道控制方法中，在所述步骤一中，标称轨道半长轴预先存储在控制计算机的存储器中。

上述低轨遥感卫星自主轨道控制方法中，在所述步骤二中，根据步骤一中的偏差得出轨控冲量的公式如下：

其中，ms为卫星重量，由卫星剩余燃料量mf加上卫星干重得到；μ为地心引力常数；为当前平均轨道半长轴；δa为当前轨道半长轴与标称轨道半长轴之间的偏差。

上述低轨遥感卫星自主轨道控制方法中，在所述步骤二中，根据轨控冲量得到轨控发动机工作的时间长度包括如下步骤：

其中，f20为轨控发动机推力。

上述低轨遥感卫星自主轨道控制方法中，在所述步骤三中，低轨遥感卫星根据步骤二中的发动机点火时刻判断是否能够进行轨控包括：低轨遥感卫星的控制计算机将计算得到的发动机点火时刻发送至低轨遥感卫星的中央处理单元，中央处理单元对发动机点火时刻前后一个轨道周期内是否有载荷任务进行判断，若与载荷任务冲突，则回复禁止轨控的确认字，本次轨控取消，若一个轨道周期内没有载荷任务，则回复允许轨控的确认字。

上述低轨遥感卫星自主轨道控制方法中，在所述步骤三中，轨控状态准备包括：自主完成姿态调整、取消引入导航接收机轨道数据和控制计算机采用自主校时。

上述低轨遥感卫星自主轨道控制方法中，在所述步骤三中，状态恢复包括：自主完成姿态恢复、引入导航接收机轨道数据和引入导航接收机高精度校时。

上述低轨遥感卫星自主轨道控制方法中，卫星剩余燃料量mf由如下公式确定：

其中，ρ为推进剂密度，vt为单分支贮箱容积，p0为加注后贮箱压力，v0为加注后气体容积，t0为加注后贮箱绝对温度，p为在轨压力传感器测量得到的贮箱压力。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)使用灵活——本发明采用的低轨遥感卫星在轨自主轨道控制的方法，卫星当前轨道半长轴信息由星载敏感器件实时感知获得，并传递至控制计算机，作为判断是否触发轨道控制的依据。这样，控制计算机通过对半长轴偏差的判断可以在轨自主完成轨道高度的补偿，不受地面测控弧段的制约，且整个自主轨控过程仅占用一个轨道周期的时间，效率更高，使用更灵活；

(2)实时性强——本发明中的算法的输入参数和输出设置都是星上自主获得的，是一种实时控制方法。当卫星因轨道摄动影响偏离标称轨道高度后，根据实时的轨道测量数据即可实时地调整卫星轨道高度，能够最大程度地减小轨道衰减对于星载遥感仪器对地观测的影响；

(3)卫星生存能力强——在出现地面无法上注指令的情况，如星载遥控单元故障、发生战争导致地面站暂时无法正常执行上注流程等情况时，卫星仍能自主维持正常轨道运行，避免轨道长期衰减造成的卫星损毁；

(4)卫星运控压力小、成本低——本发明采用的低轨遥感卫星自主轨道控制方法通过引入星上测量的高精度实时轨道数据，自主计算轨控点和轨控量，并且自主完成控前状态准备、控后状态恢复等动作，避免了传统遥感卫星轨控前地面大量的数据计算和上行指令注入操作，大幅度减小了地面运控的压力，降低了地面运控的成本；

(5)提升地面测控网的跟踪和监视能力——我国地面测控网不仅要跟踪我国的航天器，还要跟踪监视其它国家的重要在轨军事目标，实现对空间碎片在内的所有近地轨道目标的实时监视，大量的目标轨道需要计算和预报。采用自主轨控方案，可以减少地面对航天器跟踪测轨的频次，极大提升我国地面测控网跟踪和监视能力。

附图说明

图1是本发明的低轨遥感卫星自主轨道控制方法的流程图；

图2是本发明的低轨遥感卫星自主轨道控制系统的组成原理框图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明：

图1是本发明的低轨遥感卫星自主轨道控制方法的流程图。图2是本发明的低轨遥感卫星自主轨道控制系统的组成原理框图。结合图1和图2所示，低轨遥感卫星自主轨道控制方法包括以下步骤：

步骤一：导航接收机在轨实时确定瞬时轨道六根数并传输给控制计算机，控制计算机根据瞬时轨道六根数得到当前平均轨道半长轴，并计算当前平均轨道半长轴与标称轨道半长轴之间的偏差；

步骤二：判断步骤一中的偏差是否大于预设的阈值，若偏差大于预设的阈值，则满足轨控触发条件，根据步骤一中的偏差得出轨控冲量，根据轨控冲量得到轨控发动机工作的时间长度，自主通过轨道外推计算得到远地点位置，将卫星到达远地点位置的时间作为轨控中心时刻，根据轨控发动机工作的时间长度和轨控中心时刻得到发动机开始点火时刻和熄火时刻；

步骤三：低轨遥感卫星根据步骤二中的发动机开始点火时刻，结合星上载荷任务安排，判断是否能够进行轨控，当能够进行轨控时，低轨遥感卫星自主完成轨控状态准备，然后根据步骤二中的开始点火时刻自主控制轨控发动机点火，再根据步骤二中的熄火时刻自主控制轨控发动机熄火，最后低轨遥感卫星完成状态恢复。

具体的，本发明的低轨遥感卫星自主轨道控制方法主要包括轨控条件信息的获取、轨控参数计算和轨控实施，具体包括以下操作：

1)轨控条件信息获取——随着在轨运行过程中摄动力影响的累积，卫星轨道高度逐渐下降且偏离标称值，根据导航接收机在轨实时输出的轨道六根数确定当前半长轴偏差，在偏差超出给定范围之后即认为满足轨控条件；

2)轨控参数计算——轨控参数包括发动机点火时间和点火时长，控制计算机通过在轨实时计算的半长轴偏差、卫星重量和发动机推力等参数确定点火时长，同时轨道外推得到远地点位置，将卫星到达远地点的时间作为轨控中心时刻，以此得到发动机点火时间；

3)轨控实施——在中央处理单元给出轨控前后一个轨道周期内无载荷任务的应答后进入轨控实施阶段，控制计算机自主完成轨控状态准备、轨控发动机点火、控后状态恢复等动作。

首先，本实施例的自主轨道控制方法需要解决以下几个问题：

1、星上自主实时获取轨控条件；

2、星载轨道控制参数计算的算法；

3、轨控实施方法，包括实施的时机，参数设置的方式，参数传输的路径等；

4、实际星载应用的灵活性。

本实施例基于星上已有设备，不额外增加任何硬件设备，仅通过软件算法的增加实现自主轨控功能。

轨控条件获取

轨控条件获取的目的是实时计算卫星当前轨道半长轴与标称轨道半长轴的偏差，进而确定合适的轨控时机。

遥感卫星一般配置导航接收机和导航接收天线，用来接收导航卫星发出的导航信号，对信号进行处理后得到卫星当前的轨道位置信息和时间信息，通过星载数据总线对各总线终端进行广播。

控制计算机以1hz的频率通过总线获取导航接收机确定的瞬时轨道六根数，将其中的长周期项和短周期项平均掉后得到平均轨道根数，根据平均轨道根数得到当前平均轨道半长轴将与预先存储在控制计算机中的标称轨道半长轴作差得到卫星当前半长轴偏差δa，若δa小于预先设定好的最大容许偏差δalim，则不满足轨控条件，下一周期继续上述比较；若δa大于δalim，且持续20个控制周期，同时卫星处于星敏感器陀螺定姿的正常对地运行模式下，则满足轨控触发条件。

以上参数中，和δalim均可通过在轨注入的方式对其数值进行修改。

轨控参数计算

由以上描述可知，轨控参数包括发动机开始点火时刻、熄火时刻和点火时长。其中，计算点火时长需要首先确定卫星当前重量和发动机当前推力。

在轨卫星重量变化的原因是推进剂消耗，低轨遥感卫星一般使用肼作为推进剂，在20℃时其密度为1008kg/m³，其它温度时其密度由以下公式确定：

ρ＝1025.5-0.875×(t-273.15)

其中，t为在轨测量得到的贮箱绝对温度。通过估算推进剂剩余量计算卫星当前重量，方法如下：

其中，vt为单分支贮箱容积，p0为加注后贮箱压力，v0为加注后气体容积，t0为加注后贮箱绝对温度，p为在轨压力传感器测量得到的贮箱压力。通过上式计算得到的剩余燃料重量mf，加上卫星干重即可得到卫星当前重量ms。

通过前面确定的平半长轴半长轴偏差δa和卫星重量ms即可计算轨控冲量：

其中，μ为地心引力常数，取值为398600.44km³/s²。

一般来说低轨遥感卫星单次轨控时间在几十秒量级，轨控过程中发动机推力的变化可以忽略。通过地面测量得到的经验公式计算推力，该公式约定了贮箱绝对压力和发动机推力之间的关系，以低轨遥感卫星通常使用的20n轨控发动机为例，典型计算公式如下：

f20＝-0.97+28.64p-6.09p²+0.5p³

根据轨控冲量i和发动机推力f20可以计算轨控发动机点火时长δt：

对当前轨道进行外推，得到卫星下一次经过远地点的时间，若该时间点距离当前时间超过半个轨道周期，则记下次经过远地点时间为tf，若不足半个轨道周期，则记第二次经过远地点时间为tf。由此，轨控发动机点火时间ti可以确定：

轨控实施

控制计算机将按照前述方法计算得到的发动机点火时间ti发送至中央处理单元，中央处理单元对ti前后一个轨道周期内是否有载荷任务进行判断，若与载荷任务冲突，则回复禁止轨控的确认字，控制计算机将本次自主轨控任务取消，若一个轨道周期内没有载荷任务，则回复允许轨控的确认字。

控制计算机根据当前轨道六根数计算得到轨道周期to，收到允许轨控确认字后，在四个时刻自主执行以下操作：

表1自主轨控实施流程

上述操作过程中，中央处理单元自主生成轨控事件报告。事件报告包括三部分内容：事件代码、事件发生时刻、事件附属信息。事件报告区别于传统的原始遥测数据，可直观表示星上状态变化的结果。其通过突发信道、延时信道同时下传的方式保证了地面获取信息的及时性和完整性。

轨控事件报告在卫星下次入境时通过测控通道下传地面，以便地面尽快获取星上执行轨控的相关信息，包括开始轨控时间、结束轨控时间、结束轨控方式等。地面通过事件报告得知星上已完成轨控后，执行常规测轨流程，并将测量得到的控后轨道参数上注至卫星。

实际星载应用模式

从功能实现的可靠性和安全性方面考虑，为了保证在星上自主轨控功能故障或失效的情况下仍能够进行卫星轨道维持的动作。实际星载应用时保留传统的地面注入轨控任务的模式。同时也考虑实际卫星在轨时对轨道参数调整需求的自动化程度以及迫切程度，卫星轨控任务设计有两种模式：地面上注和星上自主，可以通过发送星务指令进行不同模式间的切换。

地面上注模式：控制计算机不进行当前轨道半长轴偏差的计算，轨控任务中的发动机点火时间、点火时长由地面发送轨控任务数据块进行设置。相应地，轨控前的状态准备和轨控后的状态恢复均通过地面指令完成。

星上自主模式：该模式启动后，控制计算机在每个控制周期均进行当前平半长轴与标称值的比较，在满足判据后，执行轨控任务流程，同时停止半长轴偏差的计算。直至轨控结束卫星重新入境，且地面上注控后轨道参数之后，控制计算机重新启动半长轴偏差计算流程。

因此，本发明的方法能够很好地满足在卫星长期在轨运行管理任务中减少地面干预、增强自主控制能力的要求，可扩展广泛应用于所有要求具备自主功能的低轨遥感卫星上，具有较强的实用性和通用性。

以上所述的实施例只是本发明较优选的具体实施方式，本领域的技术人员在本发明技术方案范围内进行的通常变化和替换都应包含在本发明的保护范围内。