CN106542119B - 星上自主轨道维持控制方法 - Google Patents

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Abstract

一种星上自主轨道维持控制方法，包括：确定卫星轨道位置和卫星运行速度信息；通过所述卫星轨道位置和卫星运行速度信息，计算获取卫星平均轨道参数，包括平均半长轴；获取的平均半长轴低于设计平均半长轴下限，则打开推力器，使平均半长轴提高；当获取的平均半长轴提高到设计平均半长轴上限时，则关闭推力器。上述方法可以实现在不同大气环境下的轨道高度的自主维持。

Description

星上自主轨道维持控制方法
技术领域
本发明涉及航天技术领域，尤其涉及一种星上自主轨道维持控制方法。
背景技术
超低轨道是指飞行在大气层外，但低于普通航天器轨道高度的轨道，通常指轨道高度在120km以上、300km以下的飞行轨道。超低轨道具有较大的军事和科学意义，但由于轨道高度低，在超低轨道飞行时，大气阻力对轨道影响显著，若不进行轨道维持，卫星轨道会迅速衰减，如何实现超低轨道自主轨道维持意义重大。
传统无阻力卫星技术是在卫星中内置一个或多个质量块，通过控制卫星和质量块保持相互隔离状态而消除大气干扰。该技术需要高精度的姿态测量以及稳定控制，而且由于大气阻力的不均匀性，需要连续可调的推力，而现有成熟推进产品其推力大小不可调，其应用受到一定限制。
所以，需要提出一种星上自主轨道维持控制方法，以适应不同大气环境下轨道高度的自主维持。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是，提供一种星上自主轨道维持控制方法，实现不同大气环境下的轨道高度的自主维持。
为了解决上述问题，本发明提供了一种星上自主轨道维持控制方法，包括：确定卫星轨道位置和卫星运行速度；计算获取卫星平均轨道参数，包括平均半长轴；当获取的平均半长轴低于设计平均半长轴下限，则打开推力器，使平均半长轴提高；当获取的平均半长轴提高到设计平均半长轴上限时，则关闭推力器。
可选的，卫星平均轨道参数的获取频率为1Hz。
可选的，所述卫星平均轨道参数还包括平均偏心率。
可选的，若当前平均偏心率大于设计平均偏心率上限，则在平均远地点打开推力气进行喷气，所述喷气时间为预先设计时长。
可选的，所述设计平均偏心率上限为0.001。
可选的，所述卫星包括：GPS模块，用于向外部数据处理模块传送卫星轨道位置和卫星运行速度信息；外部数据处理模块，用于处理接收到的卫星轨道位置和卫星运行速度信息，计算获取卫星平均轨道参数，并发送至轨道控制模块；轨道控制模块接收卫星平均轨道参数，向推力器发送指令参数，控制推力器的开启或关闭。
本发明的优点在于，基于平均轨道半长轴反馈的推力器开关的维持策略，对卫星进行轨道维持控制，该控制方法简单可靠，鲁棒性高，可以实现给定轨道高度维持，燃料消耗合理，可以满足长时间超低轨道飞行。
进一步，本发明的技术方案还对卫星飞行的平均偏心率进行调整，从而使得对卫星轨道高度的维持更为稳定和准确。
附图说明
图1为本发明实施例的星上自主轨道维持示意图；
图2为本发明实施例的星上自主轨道维持原理图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明提供的自主轨道维持控制方法的具体实施方式做详细说明。
由于轨道高度h和地心距r仅相差为一地球半径Re，所以对于轨道高度h的维持等价于对地心距r维持，所以本发明选择地心距r作为控制参数，通过控制地心距r，实现对轨道的维持控制。
考虑地球扁率一阶摄动，地心距r的表达式为：
Figure BDA0001131062470000021
地心距r变化含有平均半长轴am和平均偏心率em相关的长期变化，以及平均真近角fm和平均纬度幅角um相关的周期性变化，上式可以重写为
r≈am+δrc+δrsp
其中：δrc为由于地球扁率引起的长期项，其表达式为
Figure BDA0001131062470000022
对于120km近极地轨道，，δrc的值约为4.8km，轨道高度变化对δrc的改变很小。
δrsp为平均真近点角fm和平均纬度幅角um相关的周期项，其大小主要与平均偏心率em相关，其表达式为：
Figure BDA0001131062470000031
对于120km近极地轨道，若平均偏心率em不超过0.001，δrsp的最大值约为8.2km。
所述δrc和δrsp在不同高度的轨道，以及不同大气环境下的变化较小，所以，可以通过对平均半长轴am的维持，实现对于地心距r的维持。
由于大气阻力和卫星推进器的推力均为耗散力，会造成平均半长轴am近似线性变化。若将平均轨道半长轴am控制在一定范围内，则地心距r也将被维持在相应的范围内，所以，可以通过对平均轨道半长轴am的控制，实现对地心距r的控制，进而实现对卫星轨道的维持控制。
对于平均半长轴am的控制，只需要调整切向推力，而且利用平均轨道半长轴am作为推力器开关的依据，对推力大小没有特殊的需求，推力小则调整时间较长，推力大则调整时间较短，可以简化轨道控制***。
具体的，本发明实施例的星上自主维持控制方法包括：通过GPS模块确定卫星轨道位置和卫星运行速度；计算获取卫星平均轨道参数，包括平均半长轴；当获取的平均半长轴低于设计平均半长轴下限，则打开推力器，使平均半长轴提高；当获取的平均半长轴提高到设计平均半长轴上限时，则关闭推力器。
请参考图1，为星上自主轨道维持示意图。
如果当前平均半长轴am降低到设计平均半长轴下限amin，则打开推力器，使平均半长轴am逐渐升高；若当前平均半长轴am提高到设计平均半长轴得上限aref，则关闭推力器。推力器关闭后，由于大气阻力造成能量的耗散，轨道平均半长轴am则开始降低，继续重复上述调整步骤，使当前的平均半场轴am始终维持在平均半长轴的上限aref和下限amin之间，从而实现对轨道高度的维持。
另外，由于每个轨道周期内大气阻力变化剧烈，导致推力开关不均匀，对偏心率影响具有累积效应，使得偏心率不断增加从而影响到地心距r。为了防止偏心率发散，本发明的实施例还包括对平均偏心率进行调整。
在本发明的一个实施例中，计算获取的卫星平均轨道参数还包括平均偏心率。具体的，若当前平均偏心率em大于设计平均偏心率上限，则在平均远地点开启推力器进行喷气，为了简化控制难度，实施喷气时间为预先设计时长，当喷气时长达到预先设计时长后，停止喷气，无论当前平均偏心率em是否还大于设计平均偏心率上限；若当前平均偏心率em依旧大于设计平均偏心率上限，则在卫星再次到达平均远地点时，再次开启推力器进行喷气，对平均偏心率进行调整，通过一次或多次调整，使当前平均偏心率em等于或小于设计平均偏心率的上限。
作为本发明的一个实施例，所述设计平均偏心率上限为0.001。通过对平均偏心率的控制，可以更为准确的实现对轨道高度的控制。
并且，上述控制方法简单可靠，鲁棒性高，燃料消耗合理，可以满足长时间超低轨道飞行要求。
进一步的，所述轨道维持控制由星上自主完成。
请参考图2，为星上自主轨道维持原理图。
所述卫星包括：GPS模块101，用于向外部数据处理模块102传送卫星轨道位置和卫星运行速度信息；外部数据处理模块102，用于处理接收到的卫星轨道位置和卫星运行速度信息，计算获取卫星平均轨道参数，并发送至轨道控制模块103；轨道控制模块103根据卫星平均轨道参数，向推力器104发送指令，控制推力器104的开启或关闭，所述外部数据处理模块102、轨道控制模块103和推力器104均属于卫星的控制***105。
外部数据处理模块102通过获取的卫星轨道位置和卫星运行速度信息，得到当前卫星的平均轨道参数。作为本发明的一个实施例，所述卫星的平均轨道参数的获取频率为1Hz，精确获得卫星运行轨道信息，从而实现对轨道高度的精确控制。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种星上自主轨道维持控制方法，其特征在于，用于卫星在超低轨道飞行时维持轨道高度，包括：
确定卫星轨道位置和卫星运行速度信息；
通过所述卫星轨道位置和卫星运行速度信息，计算获取卫星平均轨道参数，包括平均半长轴，以平均半长轴作为推力器开关的依据；
当获取的平均半长轴低于设计平均半长轴下限，则打开推力器，调整切向推力，使平均半长轴提高；
当获取的平均半长轴提高到设计平均半长轴上限时，则关闭推力器。
2.根据权利要求1所述的星上自主轨道维持控制方法，其特征在于，所述卫星平均轨道参数还包括平均偏心率。
3.根据权利要求2所述的星上自主轨道维持控制方法，其特征在于，若当前平均偏心率大于设计平均偏心率上限，则在平均远地点打开推力气进行喷气，所述喷气的时间为预先设计时长。
4.根据权利要求3所述的星上自主轨道维持控制方法，其特征在于，所述设计平均偏心率上限为0.001。
5.根据权利要求1或2所述的星上自主轨道维持控制方法，其特征在于，卫星平均轨道参数的获取频率为1Hz。
6.根据权利要求1或2所述的星上自主轨道维持控制方法，其特征在于，所述卫星包括：GPS模块，用于向外部数据处理模块传送卫星轨道位置和卫星运行速度信息；外部数据处理模块，用于处理接收到的卫星轨道位置和卫星运行速度信息，计算获取卫星平均轨道参数，并发送至轨道控制模块；轨道控制模块接收卫星平均轨道参数，向推力器发送指令参数，控制推力器的开启或关闭。
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