CN115783311B - 航天器电推进位置保持的地影检测和规避方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及航天器控制技术领域，本发明提供了一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避方法，方法包括：基于电推进位置保持周期确定待检测轨道周期；对每一个待检测轨道周期进行如下地影检测：计算当前轨道周期内的地影边界，并根据太阳星历和地影边界确定当前轨道周期内是否处在地影季；若处在地影季，则计算当前轨道周期内的地影弧段；基于电推进位置保持周期内各点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻以及检测得到的地影弧段，确定是否存在地影干涉的点火弧段，并对存在地影干涉的点火弧段进行地影规避。本方案，能够实现航天器在整个电推进位置保持周期内的地影弧段的自主检测和预报，进而实现点火弧段的地影规避。
Description
技术领域
本发明实施例涉及航天器控制技术领域，特别涉及一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避方法。
背景技术
东方红五号卫星公用平台（DFH-5平台）是我国新一代大型地球同步轨道卫星公用平台，在地球同步轨道需要使用电推力器完成东西和南北位置保持。由于电推力器工作期间对整星功率要求较高，需避免电推进位置保持的点火弧段与地影弧段重合。由于电推进位置保持的点火弧段长，同时实现东西和南北位置保持需要在整个轨道周期进行多个弧段的点火，因此对星上地影预报和点火弧段地影规避的自主性提出了要求。
现有技术中，结合地球阴影模型、轨道运动学模型、空间球面几何模型，采用数值迭代算法、数值积分算法、几何求解算法等方法来研究航天器的地影预报和检测问题。但是现有技术中普遍存在模型复杂且计算量大的问题，不适用星上自主的地影预报和检测，而且缺少针对点火弧段规避的快速计算方案。因此，需要提供一种方法能够实现航天器在整个电推进位置保持周期内的地影弧段的自主检测和预报，进而实现点火弧段的地影规避。
发明内容
本发明实施例提供了一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避方法。
第一方面，本发明实施例提供了一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避方法，包括：
基于电推进位置保持周期确定待检测轨道周期；其中，所述待检测轨道周期的数量不小于电推进位置保持周期内的轨道周期数量；
对每一个待检测轨道周期分别进行如下地影检测：计算当前轨道周期内的地影边界，并根据太阳星历和所述地影边界确定当前轨道周期内是否处在地影季；若处在地影季，则计算当前轨道周期内的地影弧段；所述地影弧段包括地影开始时刻和地影结束时刻；
基于电推进位置保持周期内各点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻以及检测得到的地影弧段，确定是否存在地影干涉的点火弧段，若存在，则对存在地影干涉的点火弧段进行地影规避。
第二方面，本发明实施例还提供了一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避装置，包括：
确定单元，用于基于电推进位置保持周期确定待检测轨道周期；其中，所述待检测轨道周期的数量不小于电推进位置保持周期内的轨道周期数量；
地影检测单元，用于对每一个待检测轨道周期分别进行如下地影检测：计算当前轨道周期内的地影边界，并根据太阳星历和所述地影边界确定当前轨道周期内是否处在地影季；若处在地影季，则计算当前轨道周期内的地影弧段；所述地影弧段包括地影开始时刻和地影结束时刻；
地影规避单元，用于基于电推进位置保持周期内各点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻以及检测得到的地影弧段，确定是否存在地影干涉的点火弧段，若存在，则对存在地影干涉的点火弧段进行地影规避。
第三方面，本发明实施例还提供了一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现本说明书任一实施例所述的方法。
第四方面，本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，当所述计算机程序在计算机中执行时，令计算机执行本说明书任一实施例所述的方法。
本发明实施例提供了一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避方法，采用几何条件计算每一个轨道周期内的地影边界，并根据太阳星历和地影边界来确定每一个轨道周期是否处于地影季，如果轨道周期内处于地影季，则表明轨道周期内存在地影弧段，通过计算地影弧段的地影开始时刻和地影结束时刻，从而可以根据相应轨道周期内点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻确定点火弧段是否存在地影干涉，若存在地影干涉，可以提前进行地影规避。可见本方案中，不仅能够实现整个电推进位置保持周期内的地影预报，满足电推进位置保持周期内点火弧段的地影规避，且计算量低，精度高，适用于星上自主的地影预报和点火弧段的规避。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明一实施例提供的一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避方法流程图；
图2是本发明一实施例提供的一种电子设备的硬件架构图；
图3是本发明一实施例提供的一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避装置结构图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参考图1，本发明实施例提供了一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避方法，该方法包括：
步骤100，基于电推进位置保持周期确定待检测轨道周期；其中，所述待检测轨道周期的数量不小于电推进位置保持周期内的轨道周期数量；
步骤102，对每一个待检测轨道周期分别进行如下地影检测：计算当前轨道周期内的地影边界，并根据太阳星历和所述地影边界确定当前轨道周期内是否处在地影季；若处在地影季，则计算当前轨道周期内的地影弧段；所述地影弧段包括地影开始时刻和地影结束时刻；
步骤104，基于电推进位置保持周期内各点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻以及检测得到的地影弧段，确定是否存在地影干涉的点火弧段，若存在，则对存在地影干涉的点火弧段进行地影规避。
本发明实施例中，采用几何条件计算每一个轨道周期内的地影边界，并根据太阳星历和地影边界来确定每一个轨道周期是否处于地影季，如果轨道周期内处于地影季，则表明轨道周期内存在地影弧段，通过计算地影弧段的地影开始时刻和地影结束时刻，从而可以根据相应轨道周期内点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻确定点火弧段是否存在地影干涉，若存在地影干涉，可以提前进行地影规避。可见本方案中，不仅能够实现整个电推进位置保持周期内的地影预报，满足电推进位置保持周期内点火弧段的地影规避，且计算量低，精度高，适用于星上自主的地影预报和点火弧段的规避。
下面描述图1所示的各个步骤的执行方式。
首先，针对步骤100，基于电推进位置保持周期确定待检测轨道周期；其中，所述待检测轨道周期的数量不小于电推进位置保持周期内的轨道周期数量。
本发明实施例中，电推进位置保持周期一般包括多个轨道周期数量，一般情况下，在航天器电推进位置保持周期除第一个轨道周期以外的其他轨道周期内均进行点火操作，而在航天器电推进位置保持周期的第一个轨道周期内用于对电推进位置保持周期内的每一个轨道周期进行地影检测和预报，然后实现对电推进位置保持周期内存在地影干涉的点火弧段进行地影规避的提前规划。比如，静止轨道的航天器电推进位置保持周期一般包括7个轨道周期，每个轨道周期为1天，在第一个轨道周期中用于对7个轨道周期分别进行地影检测和预报，以实现第2~7个轨道周期内点火弧段的地影规避。
以上述例子继续进行说明，考虑到在当前电推进位置保持周期的第7个轨道周期中，若存在地影弧段且该地影弧段的地影结束时刻位于下一个电推进位置保持周期的第1个轨道周期中（也就是第8个轨道周期），则可能会影响当前电推进位置保持周期第7个轨道周期中点火弧段的地影规避，因此，有必要对下一个电推进位置保持周期的第一个轨道周期（第8个轨道周期）进行地影检测和预报；另外，由于在下一个电推进位置保持周期的第一个轨道周期内还会执行地影检测和预报，因此，在当前电推进位置保持周期内没必要对下一个电推进位置保持周期的第2个轨道周期及后续轨道周期进行地影检测，导致重复计算。因此，本发明一个实施例中，待检测轨道周期的数量等于电推进位置保持周期内的轨道周期数量与1的和。
需要说明的是，步骤100~104均是在电推进位置保持周期内的第一个轨道周期中执行的，用于对包括当前轨道周期内的其他待检测轨道周期分别进行地影检测和预报。如此，可以设置触发条件，比如，当进入电推进位置保持周期的第一个轨道周期的设定时刻时，触发步骤100~104的执行。
其中，待检测轨道周期的数量可以预先设定并输入，在确定待检测轨道周期的数量之后，将当前电推进位置保持周期内的每一个轨道周期均作为待检测轨道周期，以及根据待检测轨道周期的数量与电推进位置保持周期内轨道周期数量的差值，将下一个电推进位置保持周期内前目标数量的轨道周期作为待检测轨道周期，该目标数量等于该差值。
然后，针对步骤102，对每一个待检测轨道周期分别进行如下地影检测：计算当前轨道周期内的地影边界，并根据太阳星历和所述地影边界确定当前轨道周期内是否处在地影季；若处在地影季，则计算当前轨道周期内的地影弧段；所述地影弧段包括地影开始时刻和地影结束时刻。
在本发明一个实施例中，当对每一个待检测轨道周期进行地影检测时，可以是按照轨道周期排序，逐个对每一个待检测轨道周期进行地影检测，也可以是对各待检测轨道周期同时进行检测。
在针对每一个待检测轨道周期进行地影检测时，首先需要计算当前轨道周期内的地影边界，其中，地影边界包括轨道坐标系中的法向地影边界和径向地影边界。
以航天器的工作轨道为地球静止轨道为例，对地影边界的计算方式进行说明。本发明实施例中，通过如下公式计算地影边界：
Yshad=sin(ψ)；
Zshad=cos(ψ)；
其中，Yshad为轨道坐标系中的法向地影边界，Zshad为轨道坐标系中的径向地影边界，ψ为地球半张角，ψ=arcsin(Re/a)，Re为地球半径，取值为 6378.137km，a为标称静止轨道半长轴，取值为42164.2 km。
在计算得到当前轨道周期内的地影边界之后，需要根据太阳星历和所述地影边界确定当前轨道周期内是否处在地影季，具体包括如下步骤A1~A3：
A1、基于当前星时以及该当前轨道周期在全部待检测轨道周期中的排序，确定该当前轨道周期的检测星时；
A2、根据太阳星历计算在该检测星时太阳方向单位矢量在轨道坐标系中的迹向分量、法向分量和径向分量；
A3、判断该太阳方向单位矢量的法向分量的绝对值是否小于所述法向地影边界，若是，则确定当前轨道周期处于地影季；否则，确定当前轨道周期未处于地影季。
可以设星时为累积秒ta=448802000，基于该当前轨道周期在全部待检测轨道周期中的排序减1的值iShad，比如为第2个轨道周期，则iShad=1，那么该当前轨道周期的检测星时为ta+T×iShad，其中，T为轨道周期时长。
步骤A2具体可以包括：根据太阳星历计算在检测星时的太阳方向单位矢量在惯性坐标系中的表达Si，并通过星上轨道计算惯性坐标系到轨道坐标系的坐标转换矩阵Coi，从而得到太阳方向单位矢量在轨道坐标系的表达So：
So=[Sox; Soy; Soz] = Coi·Si
Sox、Soy、Soz分别表示在该检测星时太阳方向单位矢量在轨道坐标系中的迹向分量、法向分量和径向分量。
在步骤A3中，若|Soy|＜Yshad，则表示当前轨道周期处于地影季，在该当前轨道周期内可能存在地影，需进一步计算地影弧段的地影开始时刻和地影结束时刻；否则，将表明该当前轨道周期未处于地影季，该当前轨道周期内不存在地影弧段。
进一步地，若当前轨道周期处于地影季，而一个完整的轨道周期内若存在地影弧段，则仅存在一个地影弧段，那么可以通过如下步骤B1~B4计算地影弧段的地影开始时刻和地影结束时刻：
B1、计算当前轨道位置到下一个地影弧段的地影开始时刻的轨道幅角；
B2、根据所述轨道幅角计算对应的距离时长；
B3、计算地影张角，并根据地影张角计算该下一个地影弧段的地影时长；
B4、根据所述距离时长和所述地影时长，计算该下一个地影弧段的地影开始时刻和地影结束时刻。
在B1中，当前轨道位置到下一个地影弧段的地影开始时刻的轨道幅角AngleToShad通过下式计算：
AngleToShad=arccos( (-Sox ×Xshad +Soz×Zshad)/ (1-Soy2))
其中，地影边界还包括轨道坐标系中的迹向地影边界Xshad：
Xshad=(1- Yshad2- Zshad2)1/2
需要说明的是，航天器在检测星时的轨道位置是否处于地影中，所述轨道幅角的计算结果不同；因此，本发明实施例中在步骤A2之后还可以包括：判断在该检测星时太阳方向单位矢量在轨道坐标系中的径向分量Soz是否大于所述径向地影边界，若是，则确定该当前轨道位置处于地影内；否则，确定当前轨道位置未处于地影内。相应地，若检测星时航天器的当前轨道位置处于地影中（即Soz>Zshad），或，|Soz|＜Zshad且Sox＞0，则需调整AngleToShad的计算结果，即AngleToShad= 2π－AngleToShad。
在B2中，可以根据所述轨道幅角计算出当前轨道位置到下一个地影弧段的地影开始时刻的距离时长tToShad：
tToShad= AngleToShad/n
其中，n为平均轨道角速度，即，为地球引力常数，取值。
在B3中，计算地影张角AngleShad：
AngleToShad=arccos( (-Xshad ×Xshad + Zshad×Zshad)/ (1-Soy2))
则地影时长tShad为：
tShad= AngleShad/n
在B4中，该下一个地影弧段的地影开始时刻和地影结束时刻为：
若该当前轨道位置未处于地影内，则：
tShadStart=ta+iShad×T+ tToShad
tShadEnd= tShadStart+ tShad
若该当前轨道位置处于地影内，则：
tShadStart=ta+(iShad -1)×T+ tToShad
tShadEnd= tShadStart+ tShad
其中，tShadStart为地影开始时刻，tShadEnd为地影结束时刻，ta为当前星时，iShad为该当前轨道周期在全部待检测轨道周期中的排序减1的值，T为轨道周期时长，tToShad为所述距离时长，tShad为所述地影时长。
如此，可以完成对每一个待检测轨道周期的地影检测，当待检测轨道周期处在地影季，则可以计算出对应地影弧段的地影开始时刻和地影结束时刻。
最后针对步骤104，基于电推进位置保持周期内各点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻以及检测得到的地影弧段，确定是否存在地影干涉的点火弧段，若存在，则对存在地影干涉的点火弧段进行地影规避。
点火弧段存在地影干涉，即点火弧段与地影弧段存在交叉或重叠，具体在确定第j个轨道周期内第i个点火弧段是否存在地影干涉时，可以基于该点火弧段的点火开始时刻tstart(j, i)和点火结束时刻tend(j, i)来判断：
对k=1,2,…, NShad，NShad为地影弧段总数量，分别进行判断，若存在k满足：
tShadStart (k)＜tstart(j, i)＜tShadEnd (k)
或，tShadStart (k)＜tend(j, i)＜tShadEnd (k)
或，tstart(j, i)＜tShadStart(k) 且 tShadEnd(k)＜tend(j, i)
则，确定该第j个轨道周期内第i个点火弧段存在地影干涉。
由于在每一个电推进位置保持周期内除第一个轨道周期内进行地影检测的预报之外，剩余每一个轨道周期内均进行点火操作，因此，每一个轨道周期内均包括点火弧段。由于电推进位置保持是对东西+南北位置的保持，因此，点火策略一般是将两个点火弧段作为一组，在每一个轨道周期内分别包括至少一组点火弧段。
那么在对存在地影干涉的点火弧段进行地影规避时，具体包括：确定存在地影干涉的点火弧段位于的目标组；基于所述目标组中的两个点火弧段分别对应的点火开始时刻和点火结束时刻，以及与所述目标组存在地影干涉的目标地影弧段的地影开始时刻和地影结束时刻，确定两个点火弧段的迁移位置。也就是说，在对点火弧段进行迁移时，也是针对这一组内的两个点火弧段同时进行迁移。
为了尽可能保证相同组内的两个点火弧段迁移后的电推进位置保持精度，可以通过如下一种方式进行迁移：
若tShadStart＜tstart1且tShadEnd＜tend2，或，若tShadStart＜tstart1且tend2＜tShadEnd，则两个点火弧段均后移(tShadEnd-tstart1)；
若tShadStart＜tend2＜tShadEnd，则两个点火弧段均前移(tend2-tShadStart)；
若tstart1＜tShadStart 且 tShadEnd＜tend2，则前一个点火弧段前移(tend1-tShadStart)，后一个点火弧段后移(tShadEnd-tstart2)；
其中，tShadStart为目标地影弧段的地影开始时刻，tShadEnd为目标地影弧段的地影结束时刻，tstart1、tend1分别为所述目标组中前一个点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻，tstart2、tend2分别为所述目标组中后一个点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻。
需要说明的是，上述地影规避方式是一种优选方案，除上述地影规避方式以外，还可以使用其他地影规避方式，比如仅对存在地影干涉的点火弧段进行迁移，或者将四个点火弧段作为一组进行迁移等。
上述步骤104中的地影规避策略同样是在第一个轨道周期中完成的，基于该地影规避策略在电推进位置保持周期中后续几个轨道周期中执行，从而保证整个电推进位置保持周期内点火弧段不处于地影弧段内。
本发明实施例中，通过设计地影弧段与点火弧段的干涉检测逻辑，制定了点火弧段的地影规避策略，使点火弧段避开地影区间，同时尽量减小点火弧段迁移量，降低对电推进位置保持轨控效果的影响。
另外，本发明实施例以直观、简洁、计算量小的方法为电推进位置保持的高功率需求提供保障，经过DFH-5平台首发星的在轨验证，能够满足工程精度需求，适用于星上自主对电推进位置保持的点火弧段进行地影规避，为近地轨道卫星全电推进位置保持技术的广泛应用奠定了基础，具有高度的工程实用价值。
如图2、图3所示，本发明实施例提供了一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避装置。装置实施例可以通过软件实现，也可以通过硬件或者软硬件结合的方式实现。从硬件层面而言，如图2所示，为本发明实施例提供的一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避装置所在电子设备的一种硬件架构图，除了图2所示的处理器、内存、网络接口、以及非易失性存储器之外，实施例中装置所在的电子设备通常还可以包括其他硬件，如负责处理报文的转发芯片等等。以软件实现为例，如图3所示，作为一个逻辑意义上的装置，是通过其所在电子设备的CPU将非易失性存储器中对应的计算机程序读取到内存中运行形成的。本实施例提供的一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避装置，包括：
确定单元301，用于基于电推进位置保持周期确定待检测轨道周期；其中，所述待检测轨道周期的数量不小于电推进位置保持周期内的轨道周期数量；
地影检测单元302，用于对每一个待检测轨道周期分别进行如下地影检测：计算当前轨道周期内的地影边界，并根据太阳星历和所述地影边界确定当前轨道周期内是否处在地影季；若处在地影季，则计算当前轨道周期内的地影弧段；所述地影弧段包括地影开始时刻和地影结束时刻；
地影规避单元303，用于基于电推进位置保持周期内各点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻以及检测得到的地影弧段，确定是否存在地影干涉的点火弧段，若存在，则对存在地影干涉的点火弧段进行地影规避。
在本发明一个实施例中，所述待检测轨道周期的数量等于电推进位置保持周期内的轨道周期数量与1的和。
在本发明一个实施例中，所述地影边界包括：轨道坐标系中的法向地影边界和径向地影边界；
所述地影检测单元在根据太阳星历和所述地影边界确定当前轨道周期内是否处在地影季时，具体包括：基于当前星时以及该当前轨道周期在全部待检测轨道周期中的排序，确定该当前轨道周期的检测星时；根据太阳星历计算在该检测星时太阳方向单位矢量在轨道坐标系中的迹向分量、法向分量和径向分量；判断该太阳方向单位矢量的法向分量的绝对值是否小于所述法向地影边界，若是，则确定当前轨道周期处于地影季；否则，确定当前轨道周期未处于地影季。
在本发明一个实施例中，所述地影边界还包括：轨道坐标系中的迹向地影边界；
所述地影检测单元在计算当前轨道周期内的地影弧段时，具体包括：计算当前轨道位置到下一个地影弧段的地影开始时刻的轨道幅角；根据所述轨道幅角计算对应的距离时长；计算地影张角，并根据地影张角计算该下一个地影弧段的地影时长；根据所述距离时长和所述地影时长，计算该下一个地影弧段的地影开始时刻和地影结束时刻。
在本发明一个实施例中，所述地影检测单元，还用于：判断该太阳方向单位矢量的径向分量是否大于所述径向地影边界，若是，则确定该当前轨道位置处于地影内；否则，确定当前轨道位置未处于地影内；
所述地影检测单元在计算该下一个地影弧段的地影开始时刻和地影结束时刻时，具体包括：
若该当前轨道位置未处于地影内，则：
tShadStart=ta+iShad×T+ tToShad
tShadEnd= tShadStart+ tShad
若该当前轨道位置处于地影内，则：
tShadStart=ta+(iShad -1)×T+ tToShad
tShadEnd= tShadStart+ tShad
其中，tShadStart为地影开始时刻，tShadEnd为地影结束时刻，ta为当前星时，iShad为该当前轨道周期在全部待检测轨道周期中的排序减1的值，T为轨道周期时长，tToShad为所述距离时长，tShad为所述地影时长。
在本发明一个实施例中，在每一个电推进位置保持周期内除第一个轨道周期内进行地影检测的预报之外，剩余每一个轨道周期内分别包括至少一组点火弧段，每一组包括两个点火弧段；
所述地影规避单元在对存在地影干涉的点火弧段进行地影规避时，具体包括：确定存在地影干涉的点火弧段位于的目标组；基于所述目标组中的两个点火弧段分别对应的点火开始时刻和点火结束时刻，以及与所述目标组存在地影干涉的目标地影弧段的地影开始时刻和地影结束时刻，确定两个点火弧段的迁移位置。
在本发明一个实施例中，所述地影规避单元在确定两个点火弧段的迁移位置时，具体包括：
若tShadStart＜tstart1且tShadEnd＜tend2，或，若tShadStart＜tstart1且tend2＜tShadEnd，则两个点火弧段均后移(tShadEnd-tstart1)；
若tShadStart＜tend2＜tShadEnd，则两个点火弧段均前移(tend2-tShadStart)；
若tstart1＜tShadStart 且 tShadEnd＜tend2，则前一个点火弧段前移(tend1-tShadStart)，后一个点火弧段后移(tShadEnd- tstart2)；
其中，tShadStart为目标地影弧段的地影开始时刻，tShadEnd为目标地影弧段的地影结束时刻，tstart1、tend1分别为所述目标组中前一个点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻，tstart2、tend2分别为所述目标组中后一个点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻。
可以理解的是，本发明实施例示意的结构并不构成对一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避装置的具体限定。在本发明的另一些实施例中，一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避装置可以包括比图示更多或者更少的部件，或者组合某些部件，或者拆分某些部件，或者不同的部件布置。图示的部件可以以硬件、软件或者软件和硬件的组合来实现。
上述装置内的各模块之间的信息交互、执行过程等内容，由于与本发明方法实施例基于同一构思，具体内容可参见本发明方法实施例中的叙述，此处不再赘述。
本发明实施例还提供了一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现本发明任一实施例中的一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避方法。
本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序在被处理器执行时，使所述处理器执行本发明任一实施例中的一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避方法。
具体地，可以提供配有存储介质的***或者装置，在该存储介质上存储着实现上述实施例中任一实施例的功能的软件程序代码，且使该***或者装置的计算机（或CPU或MPU）读出并执行存储在存储介质中的程序代码。
在这种情况下，从存储介质读取的程序代码本身可实现上述实施例中任何一项实施例的功能，因此程序代码和存储程序代码的存储介质构成了本发明的一部分。
用于提供程序代码的存储介质实施例包括软盘、硬盘、磁光盘、光盘（如CD-ROM、CD-R、CD-RW、DVD-ROM、DVD-RAM、DVD-RW、DVD+RW）、磁带、非易失性存储卡和ROM。可选择地，可以由通信网络从服务器计算机上下载程序代码。
此外，应该清楚的是，不仅可以通过执行计算机所读出的程序代码，而且可以通过基于程序代码的指令使计算机上操作的操作***等来完成部分或者全部的实际操作，从而实现上述实施例中任意一项实施例的功能。
此外，可以理解的是，将由存储介质读出的程序代码写到***计算机内的扩展板中所设置的存储器中或者写到与计算机相连接的扩展模块中设置的存储器中，随后基于程序代码的指令使安装在扩展板或者扩展模块上的CPU等来执行部分和全部实际操作，从而实现上述实施例中任一实施例的功能。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个…”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同因素。
本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储在计算机可读取的存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质中。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (9)
1.一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避方法，其特征在于，包括：
基于电推进位置保持周期确定待检测轨道周期；其中，所述待检测轨道周期的数量不小于电推进位置保持周期内的轨道周期数量；
对每一个待检测轨道周期分别进行如下地影检测：计算当前轨道周期内的地影边界，并根据太阳星历和所述地影边界确定当前轨道周期内是否处在地影季；若处在地影季，则计算当前轨道周期内的地影弧段；所述地影弧段包括地影开始时刻和地影结束时刻；
基于电推进位置保持周期内各点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻以及检测得到的地影弧段，确定是否存在地影干涉的点火弧段，若存在，则对存在地影干涉的点火弧段进行地影规避；
在每一个电推进位置保持周期内除第一个轨道周期内进行地影检测的预报之外，剩余每一个轨道周期内分别包括至少一组点火弧段，每一组包括两个点火弧段；
所述对存在地影干涉的点火弧段进行地影规避，包括：
确定存在地影干涉的点火弧段位于的目标组；
基于所述目标组中的两个点火弧段分别对应的点火开始时刻和点火结束时刻，以及与所述目标组存在地影干涉的目标地影弧段的地影开始时刻和地影结束时刻，确定两个点火弧段的迁移位置。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述待检测轨道周期的数量等于电推进位置保持周期内的轨道周期数量与1的和。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述地影边界包括：轨道坐标系中的法向地影边界和径向地影边界；
所述根据太阳星历和所述地影边界确定当前轨道周期内是否处在地影季，包括：
基于当前星时以及该当前轨道周期在全部待检测轨道周期中的排序，确定该当前轨道周期的检测星时；
根据太阳星历计算在该检测星时太阳方向单位矢量在轨道坐标系中的迹向分量、法向分量和径向分量；
判断该太阳方向单位矢量的法向分量的绝对值是否小于所述法向地影边界，若是，则确定当前轨道周期处于地影季；否则，确定当前轨道周期未处于地影季。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述地影边界还包括：轨道坐标系中的迹向地影边界；
所述计算当前轨道周期内的地影弧段，包括：
计算当前轨道位置到下一个地影弧段的地影开始时刻的轨道幅角；
根据所述轨道幅角计算对应的距离时长；
计算地影张角，并根据地影张角计算该下一个地影弧段的地影时长；
根据所述距离时长和所述地影时长，计算该下一个地影弧段的地影开始时刻和地影结束时刻。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，
在所述根据太阳星历计算在该检测星时太阳方向单位矢量在轨道坐标系中的迹向分量、法向分量和径向分量之后，还包括：
判断该太阳方向单位矢量的径向分量是否大于所述径向地影边界，若是，则确定该当前轨道位置处于地影内；否则，确定当前轨道位置未处于地影内；
所述计算该下一个地影弧段的地影开始时刻和地影结束时刻，包括：
若该当前轨道位置未处于地影内，则：
tShadStart=ta+iShad×T+ tToShad
tShadEnd= tShadStart+ tShad
若该当前轨道位置处于地影内，则：
tShadStart=ta+(iShad -1)×T+ tToShad
tShadEnd= tShadStart+ tShad
其中，tShadStart为地影开始时刻，tShadEnd为地影结束时刻，ta为当前星时，iShad为该当前轨道周期在全部待检测轨道周期中的排序减1的值，T为轨道周期时长，tToShad为所述距离时长，tShad为所述地影时长。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定两个点火弧段的迁移位置，包括：
若tShadStart <tstart1且tShadEnd< tend2，或，若tShadStart <tstart1且tend2<tShadEnd，则两个点火弧段均后移(tShadEnd- tstart1)；
若tShadStart < tend2<tShadEnd，则两个点火弧段均前移(tend2-tShadStart)；
若tstart1<tShadStart 且 tShadEnd < tend2，则前一个点火弧段前移(tend1-tShadStart)，后一个点火弧段后移(tShadEnd- tstart2)；
其中，tShadStart为目标地影弧段的地影开始时刻，tShadEnd为目标地影弧段的地影结束时刻，tstart1、tend1分别为所述目标组中前一个点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻，tstart2、tend2分别为所述目标组中后一个点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻。
7.一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避装置，其特征在于，包括：
确定单元，用于基于电推进位置保持周期确定待检测轨道周期；其中，所述待检测轨道周期的数量不小于电推进位置保持周期内的轨道周期数量；
地影检测单元，用于对每一个待检测轨道周期分别进行如下地影检测：计算当前轨道周期内的地影边界，并根据太阳星历和所述地影边界确定当前轨道周期内是否处在地影季；若处在地影季，则计算当前轨道周期内的地影弧段；所述地影弧段包括地影开始时刻和地影结束时刻；
地影规避单元，用于基于电推进位置保持周期内各点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻以及检测得到的地影弧段，确定是否存在地影干涉的点火弧段，若存在，则对存在地影干涉的点火弧段进行地影规避；
在每一个电推进位置保持周期内除第一个轨道周期内进行地影检测的预报之外，剩余每一个轨道周期内分别包括至少一组点火弧段，每一组包括两个点火弧段；
所述地影规避单元在对存在地影干涉的点火弧段进行地影规避时，具体包括：确定存在地影干涉的点火弧段位于的目标组；基于所述目标组中的两个点火弧段分别对应的点火开始时刻和点火结束时刻，以及与所述目标组存在地影干涉的目标地影弧段的地影开始时刻和地影结束时刻，确定两个点火弧段的迁移位置。
8.一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现如权利要求1-6中任一项所述的方法。
9.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，当所述计算机程序在计算机中执行时，令计算机执行权利要求1-6中任一项所述的方法。
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