超低轨道卫星的智能维轨控制方法及系统技术方案

本发明专利技术提供了一种超低轨道卫星的智能维轨控制方法及系统，包括如下步骤：计算轨道平半长轴偏差Δa和降交点位置偏差ΔL；根据所述轨道平半长轴偏差Δa和所述降交点位置偏差ΔL，计算控制系数K；根据所述控制系数K，计算偏差阈值ha、hL；判断“偏差Δa是否超过偏差阈值ha”或“偏差ΔL是否超过偏差阈值hL”，若超过，则根据所述轨道平半长轴偏差Δa、所述降交点位置偏差ΔL以及所述控制系数K计算推进器的控制指令，否则，推进器的控制指令为零。本发明专利技术可使卫星在轨运行时实现智能自主的轨道高度维持控制，并且可使轨道维持的精度得到显著提高，从而节省卫星携带的推进器燃料，延长卫星在轨寿命。在轨寿命。在轨寿命。

【技术实现步骤摘要】
超低轨道卫星的智能维轨控制方法及系统


[0001]本专利技术涉及卫星在轨轨道控制
，具体地，涉及一种超低轨道卫星的智能维轨控制方法及系统。

技术介绍

[0002]超低轨道卫星的气动阻力、气动力矩是影响卫星轨道高度、卫星姿态的重要环境因素。大气密度随轨道降低而显著增加，国外超低轨道卫星运行轨道在180～300km，而该超低轨道的大气密度受太阳活动、季节变化、昼夜交替、光照条件、地磁场活动等因素的影响存在不确定性波动问题。
[0003]对于运行在180～300km轨道高度的卫星，轨道衰减速率每天达到公里级，需要频繁的进行轨道高度升高，用以维持可供载荷正常工作的轨道高度，并且百米量级的控制精度难以实现，轨道开环变得很难实现，对卫星闭环条件下的控制，即在轨道控制问题上实现卫星的自主操作成为了迫切需求，因此需要对具体的问题进行算法和方案上的更新，以达到提高控制精度，智能自主控制地需求目的。
[0004]公开号为CN113378290A的专利文献公开了一种超低轨道卫星的轨道维持方法，包括：设置卫星参数以及大气参数，根据所述卫星参数以及所述大气参数构建轨道动力学模型，其中，所述卫星参数包括卫星轨道参数、卫星基本参数以及初始卫星轨道控制参数；构建优化模型，根据所述优化模型、所述轨道动力学模型、所述卫星轨道参数以及所述卫星基本参数对所述初始卫星轨道控制参数进行优化得到优化后的轨道控制参数，其中，所述优化模型包括多个优化约束条件；根据所述优化后的轨道控制参数控制吸气式推进系统收集空气以及排出空气实现对超低轨道卫星维轨。公开号为CN111989265A的专利文献公开了一种超低轨道卫星轨道自主维持方法，该方法包括：步骤一、设置卫星的工作轨道范围，估算大气阻力的量级；步骤二：根据大气阻力的量级，分析惯性加速度测量系统的噪声的量级，得到惯性加速度测量系统噪声分析结果；步骤三：根据惯性加速度测量系统噪声分析结果，设置小推力执行系统的参数，并对所述惯性加速度测量系统和小推力执行系统进行在轨标定，得到标定后的惯性加速度输出结果；以及步骤四：根据标定后的惯性加速度输出结果，设置小推力执行系统的轨控小推力输出算法。公开号为CN106542119B的专利文献公开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。但是上述专利文献均是仅根据已有的轨道信息进行闭环控制，不能实现自主控制。
[0005]公开号为CN113998150A的专利文献公开了一种超低轨卫星全电推进轨道维持系统，包括GNSS接收机、大气密度测量单元、星务管理单元和电推进系统；GNSS接收机提供超低轨卫星在地固坐标系下的状态矢量；大气密度探测单元获取大气密度数据，反演出超低轨卫星的轨道高度；电推进系统根据星务管理单元传来的轨道维持控制律，完成推力参数
的分配和推力的产生；星务管理单元综合确定出超低轨卫星的轨道信息，经过处理后生成卫星空间轨迹误差，进而根据卫星空间轨迹误差，通过轨道维持算法确定轨道维持控制律，并将轨道维持控制律发送给电推进系统，完成轨道维持控制。但是该专利文献不能实现自主控制。

技术实现思路

[0006]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种超低轨道卫星的智能维轨控制方法及系统。
[0007]根据本专利技术提供的一种超低轨道卫星的智能维轨控制方法，包括如下步骤：
[0008]步骤1：计算轨道平半长轴偏差Δa和降交点位置偏差ΔL；
[0009]步骤2：根据所述轨道平半长轴偏差Δa和所述降交点位置偏差ΔL，计算控制系数K；
[0010]步骤3：根据所述控制系数K，计算偏差阈值ha、hL；
[0011]步骤4：判断“偏差Δa是否超过偏差阈值ha”或“偏差ΔL是否超过偏差阈值hL”，若超过，则根据所述轨道平半长轴偏差Δa、所述降交点位置偏差ΔL以及所述控制系数K计算推进器的控制指令，否则，推进器的控制指令为零。
[0012]优选的，所述步骤1中，根据无衰减参考轨道递推数据和GNSS定轨数据，计算所述轨道平半长轴偏差Δa和所述降交点位置偏差ΔL。
[0013]优选的，计算所述轨道平半长轴偏差Δa的具体过程为：“GNSS定轨数据的轨道高度”减去“无衰减参考轨道递推数据的半长轴”的绝对值。
[0014]优选的，计算所述降交点位置偏差ΔL的具体过程为：“GNSS定轨数据的降交点位置”减去“无衰减参考轨道递推数据的降交点位置”的绝对值。
[0015]优选的，所述步骤2中，根据空间环境探测数据、所述轨道平半长轴偏差Δa以及所述降交点位置偏差ΔL，计算所述控制系数K。
[0016]优选的，所述步骤2中，计算所述控制系数K具体为：K＝1
‑
(比例常数1*Δa+比例常数2*ΔL)。
[0017]优选的，计算所述偏差阈值ha的具体过程为：ha＝半长轴理论衰减偏差阈值*K。
[0018]优选的，计算所述偏差阈值hL的具体过程为：hL＝降交点位置理论衰减偏差阈值*K。
[0019]优选的，根据所述轨道平半长轴偏差Δa、所述降交点位置偏差ΔL以及所述控制系数K计算推进器的控制指令的具体过程为：控制指令＝理想控制指令*K。
[0020]本专利技术还提供一种超低轨道卫星的智能维轨控制系统，包括如下模块：
[0021]模块M1：计算轨道平半长轴偏差Δa和降交点位置偏差ΔL；
[0022]模块M2：根据所述轨道平半长轴偏差Δa和所述降交点位置偏差ΔL，计算控制系数K；
[0023]模块M3：根据所述控制系数K，计算偏差阈值ha、hL；
[0024]模块M4：判断“偏差Δa是否超过偏差阈值ha”或“偏差ΔL是否超过偏差阈值hL”：若“偏差Δa超过偏差阈值ha”或“偏差ΔL超过偏差阈值hL”，则根据所述轨道平半长轴偏差Δa、所述降交点位置偏差ΔL以及所述控制系数K计算推进器的控制指令；若“偏差Δa未超
过偏差阈值ha”且“偏差ΔL未超过偏差阈值hL”，则推进器的控制指令为零。
[0025]与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：
[0026]1、本专利技术可使卫星在轨运行时实现智能自主的轨道高度维持控制；
[0027]2、本专利技术可使轨道维持的精度得到显著提高；
[0028]3、本专利技术可显著节省卫星携带的推进器燃料，延长卫星在轨寿命。
附图说明
[0029]通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0030]图1为本专利技术的超低轨道卫星的智能维轨控制方法的流程示意图。
具体实施方式
[0031]下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种超低轨道卫星的智能维轨控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：计算轨道平半长轴偏差Δa和降交点位置偏差ΔL；步骤2：根据所述轨道平半长轴偏差Δa和所述降交点位置偏差ΔL，计算控制系数K；步骤3：根据所述控制系数K，计算偏差阈值ha、hL；步骤4：判断“偏差Δa是否超过偏差阈值ha”或“偏差ΔL是否超过偏差阈值hL”，若超过，则根据所述轨道平半长轴偏差Δa、所述降交点位置偏差ΔL以及所述控制系数K计算推进器的控制指令，否则，推进器的控制指令为零。2.根据权利要求1所述的超低轨道卫星的智能维轨控制方法，其特征在于，所述步骤1中，根据无衰减参考轨道递推数据和GNSS定轨数据，计算所述轨道平半长轴偏差Δa和所述降交点位置偏差ΔL。3.根据权利要求2所述的超低轨道卫星的智能维轨控制方法，其特征在于，计算所述轨道平半长轴偏差Δa的具体过程为：“GNSS定轨数据的轨道高度”减去“无衰减参考轨道递推数据的半长轴”的绝对值。4.根据权利要求2所述的超低轨道卫星的智能维轨控制方法，其特征在于，计算所述降交点位置偏差ΔL的具体过程为：“GNSS定轨数据的降交点位置”减去“无衰减参考轨道递推数据的降交点位置”的绝对值。5.根据权利要求1所述的超低轨道卫星的智能维轨控制方法，其特征在于，所述步骤2中，根据空间环境探测数据、所述轨道平半长轴偏差Δa以及所述降交点位置偏差ΔL，计算所述控制系数K。6.根据权利要求5所述的超低轨...

【专利技术属性】
技术研发人员：张大伟，汪自军，杨盛庆，黄欣，顾亦磊，牛升达，袁金如，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：