一种基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法与流程

本发明涉及一种基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法，属于航天器轨道控制领域。

背景技术：

目前现有的对卫星的轨道确定与轨道控制是采用地面遥测遥控的方式，利用地面站在可见弧段内对卫星跟踪并进行数据处理，获取卫星的轨道姿态等信息，同时根据任务要求，将遥控指令上传至卫星，实现相应的控制操作。但在某些需求情况下，地面遥测遥控方式延时不满足实时性要求的情况下，卫星必须具备自主定轨和自主进行轨控的能力，而现有技术中尚未发现类似自主轨控方法。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法，基于gnss测量进行实时轨道确定、基于压力传感器进行轨控推力和卫星质量的实时自主标定，进而完成轨道半长轴的自主保持控制。该方法首先基于gnss测量或者轨道外推计算进行实时卫星轨道计算；其次根据星上装订的标称轨道半长轴以及实时计算的卫星平均轨道半长轴进行比较，当误差连续n次大于自主轨控阈值时，进行自主推力标定和自主轨控量计算。根据压力传感器和贮箱温度的实时测量，进行卫星质量和轨控推力的实时自主标定，再根据目标轨道半长轴与实时平轨道半长轴的误差进行轨控时长的计算，并选取远地点时刻作为轨控开机的中心时刻，将qpre圈次后的远地点位置设为轨控开机的中心时刻，进而确定出轨控推力器开机和关机时刻。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法，包括如下步骤：

s1、确定实时卫星轨道参数，包括卫星平均轨道半长轴

s2、设定误差门限，当卫星平均轨道半长轴和卫星上装订的标称轨道半长轴之差连续n次大于误差门限时，n为大于等于30的正整数，转入s3～s5，否则转入s6；

s3、实时测量卫星贮箱压力和温度，实时确定卫星质量和轨控推力器的自主推力；

s4、根据目标轨道半长轴、卫星平均轨道半长轴、轨控推力器的自主推力、卫星质量，确定轨控时长；

s5、选取qpre圈次后的远地点时刻作为轨控开机的中心时刻，根据中心时刻和轨控时长确定轨控推力器开机时间段；在轨控推力器开机时间段内，轨控推力器开机，完成自主轨控；本次自主轨控结束后，转入s1；

s6、重复s1～s2。

上述基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法，优选的，根据地面允许指令，卫星执行所述自主轨控方法。

上述基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法，优选的，卫星上设有多个贮箱，根据地面指令，选取卫星用于自主轨控的贮箱。

上述基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法，优选的，实时确定的卫星质量包括星体干重和卫星上所有贮箱内推进剂的剩余质量。

上述基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法，优选的，轨控推力器的自主推力根据选取贮箱的压力确定。

上述基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法，优选的，设定轨控时长限幅值，当s4中的轨控时长超过轨控时长限幅值时，选用轨控时长限幅值作为轨控时长。

上述基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法，优选的，s5中，轨控推力器开机前，对轨控推力器加温。

上述基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法，优选的，s5中，选取qpre圈次后的远地点时刻为轨控开机的中心时刻，所述卫星飞行qpre圈的时间大于轨控推力器加温所需时间，且大于卫星当前姿态调整到轨控姿态所需时间。

上述基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法，优选的，采用gnss测量或者轨道外推计算方法，实时确定卫星轨道。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

(1)本发明提出了基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法，摆脱了以往卫星的轨道确定与轨道控制是采用地面遥测遥控的限制，大大提高了此类航天器的自主生存能力；

(2)本发明基于gnss测量进行实时轨道确定，根据压力传感器和贮箱温度的实时测量，进行卫星质量和轨控推力的实时自主标定，提高了实时轨控计算的精度。

附图说明

图1为本发明方法的步骤流程图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

一种基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法，根据地面允许指令，卫星执行所述自主轨控方法，包括如下步骤：

s1、采用gnss测量或者轨道外推计算方法，实时确定卫星轨道；确定实时卫星轨道参数，包括卫星平均轨道半长轴；

s2、设定误差门限，当卫星平均轨道半长轴和卫星上装订的标称轨道半长轴之差连续n次大于误差门限时，n为大于等于30的正整数，转入s3～s5，否则转入s6；

s3、卫星上设有多个贮箱，根据地面指令，选取卫星用于自主轨控的贮箱；实时测量卫星所有贮箱的压力和温度，实时确定卫星质量和轨控推力器的自主推力；实时确定的卫星质量包括星体干重和卫星上所有贮箱内推进剂的剩余质量；轨控推力器的自主推力根据选取贮箱的压力确定；

s4、根据目标轨道半长轴、卫星平均轨道半长轴、轨控推力器的自主推力、卫星质量，确定轨控时长；

s5、选取qpre圈次后的远地点时刻作为轨控开机的中心时刻，根据中心时刻和轨控时长确定轨控推力器开机时间段；轨控推力器开机前，对轨控推力器加温；在轨控推力器开机时间段内，轨控推力器开机，完成自主轨控；本次自主轨控结束后，转入s1；

s6、重复s1～s2。

设定轨控时长限幅值，当s4中的轨控时长超过轨控时长限幅值时，选用轨控时长限幅值作为轨控时长。

s5中，选取qpre圈次后的远地点时刻为轨控开机的中心时刻，所述卫星飞行qpre圈的时间大于轨控推力器加温所需时间，且大于卫星当前姿态调整到轨控姿态所需时间。在满足上述要求的情况下，qpre一般取值为大于等于3。

实施例1：

本发明一种基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法，该方法首先基于gnss测量或者轨道外推计算进行实时卫星轨道计算；其次根据星上装订的标称轨道半长轴以及实时计算的卫星平均轨道半长轴进行比较，当误差连续n次大于自主轨控阈值时，进行自主推力标定和自主轨控量计算。根据压力传感器和贮箱温度的实时测量，进行卫星质量和轨控推力的实时自主标定，再根据目标轨道半长轴与实时平轨道半长轴的误差进行轨控时长的计算，并选取远地点时刻作为轨控开机的中心时刻，将qpre圈次后的远地点位置设为轨控开机的中心时刻，进而确定出轨控推力器开机和关机时刻。

具体实施步骤如下，如图1所示：

1)基于gnss测量或者轨道外推计算进行实时卫星轨道计算。

2)在地面指令允许自主轨控计算时，根据星上装订的标称轨道半长轴anormal以及实时计算的卫星平均轨道半长轴进行比较，当二者的误差连续n次大于δalim时，进行如下步骤3)～步骤5)的实时自主推力标定和自主轨控量计算。

3)根据压力传感器和贮箱温度的实时测量，进行卫星质量m和轨控推力fbiaoding的实时自主标定。

卫星质量m为星体干重msat、主贮箱推进剂剩余质量wmt和备贮箱推进剂剩余质量wat的总和。

主贮箱推进剂质量计算公式如下:

其中：wmt－主贮箱t时刻的推进剂剩余量，单位kg；

wm－主贮箱全部充满肼时推进剂质量，单位kg；

pm0－主贮箱初始压力，单位mpa；

pmt－主贮箱t时刻压力(变量)，单位mpa；

tm0－主贮箱初始温度，单位k；

tmt－主贮箱t时刻温度(变量)，单位k；

wm0－主贮箱加注推进剂量，单位kg。

根据地面指令选择进行自主轨控的贮箱的压力，进行轨控推力器的自主推力标定。

fbiaoding＝d0+d1p+d2p²+d3p³

其中p为地面指令选择的贮箱的t时刻压力，单位mpa；d0～d3为常系数。

4)根据目标轨道半长轴与实时平轨道半长轴的误差进行轨控时长δtp的计算。

其中μ＝3.986005×10⁵(km³/s²)为引力常数，δtplim为轨控时长限幅。mlf()函数为限幅函数，即当大于δtplim时，将δtplim作为δtp，否则将作为δtp。

5)选取远地点时刻作为轨控开机的中心时刻，将qpre圈次后的远地点位置设为轨控开机的中心时刻toc0。若地面允许执行自主轨控，则首先发送“轨控推力器加温指令”，并在“toc0-δtp/2至toc0+δtp/2”时间段内执行轨控推力器开机。

其中ωo为轨道角速度，t为当前星时，f0为真近点角。

6)执行完自主轨控后重新进行下一次自主轨控量的判断和计算。

实施例2：

一种基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法，卫星长期运行在500公里高、降交点地方时为10：30的太阳同步轨道，应用实例1的方法，具体实施如下：

1)基于gnss测量或者轨道外推计算进行实时卫星轨道计算。

当前周期的平均轨道半长轴

2)允许进行自主轨控计算，星上装订的标称轨道半长轴anormal为6888.1400000000003(km)。由于的误差连续30次大于δalim＝5(km)，进行如下步骤3)～步骤5)的实时自主推力标定和自主轨控量计算。

3)根据压力传感器和贮箱温度的实时测量，进行卫星质量m和轨控推力fbiaoding的实时自主标定。星体干重msat＝2400.0(kg)。

主贮箱推进剂剩余质量wmt＝202(kg),主贮箱加注推进剂量wm0＝150(kg),主贮箱初始压力pm0＝1.78(mpa),主贮箱t时刻压力pmt＝1.78(mpa),主贮箱初始温度tm0＝293.15(k)主贮箱t时刻温度tmt＝293.15(k)。

主贮箱推进剂质量wmt＝150(kg)，同理计算备贮箱推进剂质量wat＝150(kg)。则卫星质量m＝2700(kg)。

d0～d3为常系数d0＝0.5；d1＝-6.09；d2＝28.64；d3＝-0.97；

fbiaoding＝33.5335(n)，两个轨控推力器同时工作时fbiaoding＝67.06704(n)。

4)根据目标轨道半长轴与实时平轨道半长轴的误差进行轨控时长δtp的计算。

当前时刻t＝184244513.62500083时，轨道计算的平均轨道半长轴为6872.0166155806528(km)，则轨控时长为δtp＝359.68593545393935(s)。

5)将qpre＝3圈次后的远地点位置设为轨控开机的中心时刻toc0。

真近点角f0＝0.037409903277306977；

轨道角速度ωo＝0.0011072185212688324；

轨控开机的中心时刻toc0＝184264341.45324805；

则轨控开机时刻为toc0-δtp/2＝184264161.6102803；

轨控关机时刻为toc0+δtp/2＝184264521.2962158；

6)执行自主轨控，执行后重新进行下一次自主轨控量的判断和计算。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

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