采用电推方式调整轨控的方法、系统、电子设备、介质与流程

本发明涉及卫星轨道控制，尤其涉及一种采用电推方式调轨控的方法、系统、电子设备、介质。

背景技术：

1、从20世纪90年代美国率先在通信卫星上应用电推进开始，过去30多年在轨应用电推进的航天器数量几乎翻了数倍，空间电推进的应用数量已超过上千台/套。是否应用电推进已成为衡量卫星平台技术先进性的重要标志之一。空间电推进可广泛用于通信卫星、遥感卫星、科学实验卫星、载人空间站等航天器的位置保持、姿态控制、轨道转移和深空探测航天器的主推进等任务。

2、电推进技术是一种利用电能加速推进工质从而实现高比冲的卫星推进技术，高比冲带来的低推进剂消耗可以在起飞重量不变的情况下提高有效载荷的承载能力，如果有效载荷一定，可增加推进剂的携带量从而提高卫星的服务寿命，或直接降低卫星总质量，节约发射成本。

3、电推进推力小，单个推力器的推力约在几十到几百毫牛之间，仅为单个化学推进器推力的百分之几，是变轨任务发动机的千分之几。由于电推进航天器能力有限，一次点火对轨道变化的影响较小，不足以达到目标轨道，且一次点火过程后还需要一段时间进行充电补能才能进行下一次点火，因此电推进航天器的轨控策略通常包含多个圈次，多次点火，较为复杂。

4、现有的技术中，通常采用高度规避的方法，在指定纬度幅角点火的高度规避方法较局限，很多情况不适用。不同航天器对能源的约束各不相同，升轨过程中的对轨道参数约束各不相同，比如说有的航天器携带的电推力器只能在阳照区工作；有的对升轨过程中的偏心率有严格的要求；有的只能在某个纬度辐角或某个位置点火；若出现多个碰撞风险目标，交会位置不一致等情况高度规避方法就不适用了。对于微牛级的电推力器，由于推力器能提供的速度增量非常小，即使将风险圈次前每次点火的纬度幅角都调整至交会位置对面，也可能不能规避风险。部分卫星由于星上轨控程序设置，每次点火时长固定，点火位置固定，轨控策略的调整方法有限，一个批次中的每次点火参数需要一致。

5、因此，需要提供一种采用电推方式调整轨控的方法、系统、电子设备、介质，能够通过电推进器在长期抬升轨道高度的过程中，将规避策略与控制策略融合在一起，克服不能采取在指定纬度俯角点火的高度规避方法的问题，简化星上轨控程序。

6、在所述背景技术部分公开的上述信息仅用于加强对本申请的背景的理解，因此它可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

技术实现思路

1、本发明主要目的是克服卫星为了克服不能采取在指定纬度俯角点火的高度规避方法的问题，提供一种采用电推方式调整轨控的方法、系统、电子设备、介质，能够通过电推进器在长期抬升轨道高度的过程中，将规避策略与控制策略融合在一起，克服不能采取在指定纬度俯角点火的高度规避方法的问题，简化星上轨控程序，大大节约了成本。

2、为实现上述的目的，本发明第一方面提供了一种采用电推方式调整轨控策略，包括以下步骤：

3、s1：获取轨控策略，该轨控策略为卫星在预定时间段内采用电推方式的多个圈次卫星点火的方案，包括每次点火的时长；

4、s2：获取卫星采取轨控策略的碰撞风险；

5、s3：如果不存在碰撞风险，则执行该轨控策略；如果存在碰撞风险，则：减小该轨控策略中碰撞风险圈次前多圈的每次点火的时长，其余的点火策略保持不变，形成新的轨控策略；

6、s4：重复执行步骤s2到步骤s3，直到不存在碰撞风险。

7、根据本发明一示例实施方式，步骤s1中，该轨控策略中，卫星每次点火的时间均相等。

8、根据本发明一示例实施方式，步骤s1中，所述轨控策略为卫星在预定时间段内的连续多个圈次卫星点火的方法，每次圈次在升交点和/或降交点点火。

9、根据本发明一示例实施方式，卫星点火的方法与卫星运动方向一致。

10、根据本发明一示例实施方式，步骤s2中，所述获取卫星采取轨控策略的碰撞风险包括：根据卫星的轨控策略及其他航天器的星历，获取卫星采取控制策略的碰撞风险。

11、根据本发明一示例实施方式，步骤s3中，每次减小的点火的时长不变。

12、根据本发明一示例实施方式，步骤s3中，减小该轨控策略中从首圈开始至碰撞风险圈次前第n-2圈的每次点火的时长，n为自然数，n表示碰撞风险圈次。

13、根据本发明一示例实施方式，步骤s3中，所述形成新的轨控策略之前，重新计算减小点火时长之后的点火参数和星历。

14、作为本发明的第二个方面，本发明提供一种调整轨控策略的系统，包括：

15、轨控策略制定模块，用于制定轨控策略；轨控策略为卫星在预定时间段内多个圈次采用电推方式的卫星点火的方案；

16、碰撞风险预测模块，与轨控策略指定模块连接，用于根据轨控策略计算卫星采取轨控策略的碰撞风险；

17、碰撞干预模块，与轨控策略制定模块、碰撞风险预测模块连接，用于判断碰撞风险并调整点火的时长，如果不存在碰撞风险，则执行该轨控策略；如果存在碰撞风险，则：减小该轨控策略中碰撞风险圈次前多圈每次点火的时长，其余的点火策略保持不变，形成新的轨控策略；重复判断碰撞风险并调整点火时长，直到不存在碰撞风险；

18、轨控策略执行模块，与轨控策略制定模块和碰撞干预模块连接，用于执行轨控策略。

19、作为本发明的第三个方面，本发明提供一种电子设备，包括：

20、一个或多个处理器；

21、存储装置，用于存储一个或多个程序；

22、当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，使得所述一个或多个处理器实现所述采用电推方式调整轨控策略。

23、作为本发明的第四个方面，本发明提供一种计算机可读介质，其上存储有计算机程序，所述程序被处理器执行时实现所述采用电推方式调整轨控策略。

24、本发明的优势效果是：

25、本发明适用于高频次、小推力的电推进航天器抬升轨道高度为规避碰撞风险对一个批次的轨控策略调整，很好的将规避策略与控制策略融合在一起，实现了在不影响正常抬轨任务执行的情况下碰撞规避的实施，大大节约了成本。

26、本发明不需要考虑交会目标的位置，也适用于出现多个碰撞风险的情况或者原策略点火位置就在交会位置对面的情况。

27、本发明调整策略简单，也适用于星上轨控程序简单，一个批次中的每次点火参数需要一致的卫星情况。

28、本发明也适用于对光照条件严格的或升轨过程中的偏心率要求严格，不能调整点火位置的轨控情况。

29、本发明也适用于微牛级的电推力器或单次点火时间较长的轨控策略，即使将风险圈次前每次点火的纬度幅角都调整至交会位置对面，也不能规避风险的情况。

技术特征：

1.一种采用电推方式调整轨控策略的方法，其特征在于，包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的采用电推方式调整轨控策略的方法，其特征在于，步骤s1中，该轨控策略中，卫星每次点火的时间均相等。

3.根据权利要求1所述的采用电推方式调整轨控策略的方法，其特征在于，步骤s1中，所述轨控策略为卫星在预定时间段内的连续多个圈次卫星点火的方案，每个圈次在升交点和/或降交点点火。

4.根据权利要求2所述的采用电推方式调整轨控策略的方法，其特征在于，卫星点火的方向与卫星运动方向一致。

5.根据权利要求1所述的采用电推方式调整轨控策略的方法，其特征在于，步骤s2中，所述获取卫星采取轨控策略的碰撞风险包括：根据卫星的轨控策略及其他航天器的星历，获取卫星采取轨控策略的碰撞风险。

6.根据权利要求1所述的采用电推方式调整轨控策略的方法，其特征在于，步骤s3中，每次减小的点火的时长不变。

7.根据权利要求1所述的采用电推方式调整轨控策略的方法，其特征在于，步骤s3中，减小该轨控策略中从首圈开始至碰撞风险圈次前第n-2圈的每次点火的时长，n为自然数，n表示碰撞风险圈次。

8.一种调整轨控策略的系统，其特征在于，包括：

9.一种电子设备，其特征在于，包括：

10.一种计算机可读介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述程序被处理器执行时实现如权利要求1-7中任一所述的采用电推方式调整轨控策略的方法。

技术总结
本发明涉及卫星轨道控制技术领域，提供一种采用电推方式调整轨控策略、系统、电子设备、介质，方法包括：S1：获取轨控策略，该轨控策略为卫星在预定时间段内采用电推方式的多个圈次卫星点火的方案，包括每次点火的时长；S2：获取卫星采取轨控策略的碰撞风险；S3：如果不存在碰撞风险，则执行该轨控策略；如果存在碰撞风险，则：减小该轨控策略中碰撞风险圈次前多圈每次点火的时长，其余的点火策略保持不变，形成新的轨控策略；S4：重复执行步骤S2到步骤S3，直到不存在碰撞风险。本方案能够克服不能采取在指定纬度俯角点火的高度规避方法的问题，简化星上轨控程序。

技术研发人员：陈倩茹,唐歌实,吴新林,吴凌根,何镇武,吴琳琳
受保护的技术使用者：北京航天驭星科技有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/1/16