一种静止轨道卫星自主轨道控制方法技术

本发明专利技术涉及一种静止轨道卫星自主轨道控制方法，属于卫星自主轨道控制技术领域，可以应用于静止轨道卫星长期运行管理任务。当卫星在东西或是南北方向上超出了规定的误差盒后，需要进行相应的自主轨道维持；同时考虑到卫星在静止轨道漂移的规律性以及自主导航结果的误差，所以每次计算自主轨道轨控量时，即南北方向和东西方向的控制冲量，分别为ΔVNS和ΔVEW，需要判断控制量的有效性和每两次控制之间的时间间隔合理性。本发明专利技术的方法已经在中星卫星上成功应用，遥测结果显示卫星自主控制策略正确，该方法可以推广应用于所有要求具备自主功能的地球静止轨道卫星。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及，属于卫星自主轨道控制
，可以应用于静止轨道卫星长期运行管理任务。
技术介绍
卫星自主轨道控制属于目前航天各国争相开展的研究工作，它属于航天器导航、制导与控制方向上的制导与控制部分，从现在公布的资料可知，存在一类近似自主轨道控制的卫星，如美国的深空探测卫星一号，虽然可以利用Remote Agent进行自主运行管理，但轨道控制需要按照计划进行，主要表现在制导方面仍然基于地面的规划，所以真正完全的自主轨道控制，尤其是进行航天器在轨长期维持时的自主轨道控制并不多，实现较为困难。 在高轨道卫星上，国外成功型号有1975年美国空军发射的林肯试验卫星8号和9号，星上配备的测量系统包括两个太阳穿越敏感器和地平扫描器，该系统可确定卫星的经度及卫星滚动和俯仰姿态角。尽管该系统自主位置保持的精度不是很高，并且飞行任务有限，但是它证明了卫星自主导航的可行性。相关具体技术并未在公开资料上公布。近些年来，对自主控制研究的重点是星座自主控制技术，它的成功将为地面进行星座轨道维持管理提供巨大的方便，节省星座运行成本。星座自主运行从技术实现上比单颗卫星复杂。星座中的每颗卫星由于其初始入轨误差以及在轨运行期间所受轨道摄动的微小差异，经过一段时间的飞行，星座卫星就会逐渐偏离设计轨道，使星座结构失衡，最后导致星座失效，甚至卫星之间发生碰撞。星座轨道控制的任务就是要完成初始构形捕获后，保持一定的星座构形。铱星系统虽然在商业上失败了，但在星座自主运行技术上却是非常成功的。铱星星座的轨道控制(包括备份星的轨道提升、工作星的位置保持和退役星的离轨机动)既可星上自主进行，也可根据地面指令执行。每颗卫星及其相邻卫星的星历均由星上外推获得，并且每隔一星期左右由地面更新一次。卫星被部署到其最终工作轨道且初始姿态稳定后，系统就处于完全自主运行状态，但仍具有地面控制的备份能力，位置精度为纵向±6km;横向±5km。Microcosm设计的星座结构自主保持系统充分利用了 Microcosm在很多飞行器上使用过的软、硬件和导航系统。仿真结果显示，通过现有的LEO星座的自主位置控制系统，可以将绝大多数轨道面内位置误差控制在I. 5km以内，而无需复杂的星间通信和地面控制系统。垂直轨道面控制的长期位置误差可以保持在Ikm之内。Microcosm公司的OCK软件已成功地用于Surrey大学的UoSat_12卫星的自主控制。在从1999年9月23日开始的为期29天的自主轨道控制实验中，卫星共点火53次，总速度增量73. 3mm/s，位置保持精度在0.9km范围内。美国E0-l/LandSat-7编队飞行试验对星座自主轨道控制进行了演示，这是NASA新千年计划项目之一，目的就是验证星座自主性。NASA戈达德空间中心利用基于模糊逻辑的轨道机动和闭环轨道控制形成了轨道自主控制软件，结合GPS导航和电推进技术，能够在星上融合诸多冲突自主实现星座相对位置控制。在EO-I相对Landsat-7轨道保持阶段，它能够自主维持在轨道误差盒之内。还有一大类自主轨道控制是交会、拌飞等多个航天器近距离相对运动的控制，如航天飞机与国际空间站、我国的天宫一号与神舟八号之间的自主交会对接以及美国近两年的卫星近距离接近和拌飞实验；这些控制主要依据近距离相对测量敏感器，如微波雷达、可见光相机以及相对GPS等，实现的自主控制方式一般是实时闭环轨道控制，控制频率高，燃料消耗较大，当然其控制精度也较高；控制的目的显然与在轨长期工作下卫星轨道维持不同，这些控制方式通常无需考虑航天器之间的摄动差，控制的优化解中燃料消耗仅是一个相对次要的因素，更多的是关注位置精度和时间约束。相对来说，单星轨道控制上，低轨道卫星轨道控制算法比静止轨道卫星更加简单，主要是进行轨道抬高或降低，一般不进行轨道面外变轨，抵消摄动影响或是根据在轨要求进行轨道高度调整，所以对于单星自主轨道控制而言，除了深空探测航天器较为复杂外，静止轨道卫星的轨道控制是比较复杂，对自主轨道控制的要求就更高。 我国目前入轨的卫星均不具备自主控制能力，但已经对自主控制能力提出了要求，如在失去地面站支持的情况下，要求静止轨道通信卫星在180天内的姿态和位置控制系统正常工作，确保通信卫星系统实现各种情况下的通信要求，这在对卫星自主导航提出的要求同时，也对卫星自主长期轨道维持技术提出了新的挑战。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了提出，该方法在自主导航数据支持下实现无地面站支持情况下的在轨长期轨道维持。本专利技术的目的是通过以下技术方案实现的。当卫星在东西或是南北方向上超出了规定的误差盒后，需要进行相应的自主轨道维持；同时考虑到卫星在静止轨道漂移的规律性以及自主导航结果的误差，所以每次计算自主轨道轨控量时，即南北方向和东西方向的控制冲量，分别为△ν-和 AVew，需要判断控制量的有效性和每两次控制之间的时间间隔合理性。本专利技术的，该方法的步骤包括I)根据自主导航给出的瞬时轨道根数计算卫星相对于定点位置的东西和南北方向上的瞬时偏差，以此作为是否进行轨道控制的判断输入；根据自主导航获得的轨道平根数，通过进一步数据处理，获取轨控所需的轨道根数，作为轨道控制量的计算输入；2)若是此时卫星未处于位保状态，也不处于位保等待状态，则卫星转入东西经度偏差判断，当判出卫星将要超出东西方向的控制边界时且满足东西控制时间约束时，计算卫星东西控制量，并令卫星进入位保等待状态；若是东西经度偏差未超出边界，则判断南北方向是否超出南北方向的控制边界，当判出需要卫星将要超出倾角矢量边界且满足南北控制时间约束时，再判断卫星东西方向是否向东漂，若是，则计算卫星南北方向的控制量，并令卫星进入位保等待状态，否则进入下一轮处理；3)从卫星处于位保等待状态开始，每个控制周期都判断此时卫星是否满足控制时刻要求，分为东西方向控制时刻和南北方向控制时刻；当满足时，设置卫星位保控制工作状态根据位保方向选择好控制模式，设定好位保脉冲序列的格式，再设置下一次允许位保控制时间约束参数，最后令卫星进入位保控制状态；4)在处于位保控制状态时，根据设计的脉冲序列，输出位保控制脉冲，并判断位保脉冲是否输出完毕，若是完毕，则记录下位保期间理论上轨道根数的理论变化量，依此获得自主导航算法中状态变量的初始值，并取消位保状态，令位保控制流程在下一个控制周期开始重新进入东西或南北方向位置超边界判断。当卫星在东西或是南北方向上超出了规定的误差后，需要 进行相应的自主轨道维持；同时考虑到卫星在静止轨道漂移的规律性以及自主导航结果的误差，所以每次计算自主轨道轨控量时，即南北方向和东西方向的控制冲量，分别为△ν-和 AVew，需要判断控制量的有效性和每两次控制之间的时间间隔合理性。针对某一类面值比(反射太阳光的表面积与卫星质量之间的比值)适中偏小的静止轨道通信卫星，东西方向的控制主要以控制半长轴，当施加轨道控制时，根据轨道特点，在近地点或是远地点附近进行位保点火，在削除地球非球形J2摄动的同时，也能够将卫星的偏心率约束在一个相对较小的范围内，不会因为东西控制过度放大；南北控制需要考虑导航误差的影响，同时考虑到希望每次控制点火时间短些，所以将倾角矢量控制目标放在原点，大大减小了导航误差和轨道控制误差的影响；要求在每一次轨控结束后的一段时本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种静止轨道卫星自主轨道控制方法，其特征在于步骤包括：1)根据自主导航给出的瞬时轨道根数计算卫星相对于定点位置的东西和南北方向上的瞬时偏差，以此作为是否进行轨道控制的判断输入；根据自主导航获得的轨道平根数，通过进一步数据处理，获取轨控所需的轨道根数，作为轨道控制量的计算输入；2)若是此时卫星未处于位保状态，也不处于位保等待状态，则卫星转入东西经度偏差判断，当判出卫星将要超出东西方向的控制边界时且满足东西控制时间约束时，计算卫星东西控制量，并令卫星进入位保等待状态；若是东西经度偏差未超出边界，则判断南北方向是否超出南北方向的控制边界，当判出需要卫星将要超出倾角矢量边界且满足南北控制时间约束时，再判断卫星东西方向是否向东漂，若是，则计算卫星南北方向的控制量，并令卫星进入位保等待状态，否则进入下一轮处理；3)从卫星处于位保等待状态开始，每个控制周期都判断此时卫星是否满足控制时刻要求，分为东西方向控制时刻和南北方向控制时刻；当满足时，设置卫星位保控制工作状态：根据位保方向选择好控制模式，设定好位保脉冲序列的格式，再设置下一次允许位保控制时间约束参数，最后令卫星进入位保控制状态；4)在处于位保控制状态时，根据设计的脉冲序列，输出位保控制脉冲，并判断位保脉冲是否输出完毕，若是完毕，则记录下位保期间理论上轨道根数的理论变化量，依此获得自主导航算法中状态变量的初始值，并取消位保状态，令位保控制流程在下一个控制周期开始重新进入东西或南北方向位置超边界判断。...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：郭建新，常建松，马东锋，陈守磊，刘新彦，王浩，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：