基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法.pdf

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1、(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 202010859350.9 (22)申请日 2020.08.24 (71)申请人 北京控制工程研究所 地址 100080 北京市海淀区北京2729信箱 (72)发明人 王淑一刘洁雷拥军陆栋宁 丁建钊王晋鹏程莉刘彤 李晶心何世民 (74)专利代理机构 中国航天科技专利中心 11009 代理人 褚鹏蛟 (51)Int.Cl. B64G 1/24(2006.01) B64G 1/36(2006.01) (54)发明名称 一种基于自主标定的卫星半长轴保持自主 轨控方法 (57)摘要 一。

2、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， 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。 本发明方法 大大提。

3、高了航天器的自主轨控能力。 权利要求书1页 说明书5页 附图1页 CN 112109923 A 2020.12.22 CN 112109923 A 1.一种基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法， 其特征在于， 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， 转入S3S5， 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。

4、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S1S2。 2.根据权利要求1所述的一种基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法， 其特征 在于， 根据地面允许指令， 卫星执行所述自主轨控方法。 3.根据权利要求1所述的一种基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法， 其特征 在于， 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。 4.根据权利要求1所述的一种基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨。

5、控方法， 其特征 在于， 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。 5.根据权利要求3所述的一种基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法， 其特征 在于， 轨控推力器的自主推力根据选取贮箱的压力确定。 6.根据权利要求15之一所述的一种基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法， 其特征在于， 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。 7.根据权利要求15之一所述的一种基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法， 其特征在于， S5中， 轨控推力器开机前， 对轨控推力器加温。 8.根据权利要求15之一所述的一种基于。

6、自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法， 其特征在于， 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。 9.根据权利要求15之一所述的一种基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法， 其特征在于， 采用GNSS测量或者轨道外推计算方法， 实时确定卫星轨道。 权利要求书 1/1 页 2 CN 112109923 A 2 一种基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法 技术领域 0001 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 。

7、0002 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。 发明内容 0003 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。

8、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。 0004 本发明目的通过以下技术方。

9、案予以实现： 0005 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： 0006 S1、 确定实时卫星轨道参数， 包括卫星平均轨道半长轴 0007 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S3S5， 否则转入S6； 0008 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； 0009 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； 0010 S5、 选取QPre圈次后的远地点时刻作为轨控开机。

10、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； 0011 S6、 重复S1S2。 0012 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。 说明书 1/5 页 3 CN 112109923 A 3 0013 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。 0014 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 。

11、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。 0015 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。 0016 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。 0017 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。 0018 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。

12、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。 0019 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。 0020 本发明相比于现有技术具有如下有益效果： 0021 (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； 0022 (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。

13、实时自主标定， 提高了实时轨控 计算的精度。 附图说明 0023 图1为本发明方法的步骤流程图。 具体实施方式 0024 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。 0025 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： 0026 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； 0027 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。

14、大于等于30的正整数， 转入S3S5， 否则转入S6； 0028 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； 0029 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 说明书 2/5 页 4 CN 112109923 A 4 量， 确定轨控时长； 0030 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。

15、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； 0031 S6、 重复S1S2。 0032 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。 0033 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。 0034 实施例1： 0。

16、035 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。 0036 具体实施步骤。

17、如下， 如图1所示： 0037 1)基于GNSS测量或者轨道外推计算进行实时卫星轨道计算。 0038 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alim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。 0039 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。 0040 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。 0041 主贮箱推进剂质量计算公式如下: 。

18、0042 0043 其中： WMt主贮箱t时刻的推进剂剩余量， 单位kg； 0044 WM主贮箱全部充满肼时推进剂质量， 单位kg； 0045 PM0主贮箱初始压力， 单位MPa； 0046 PMt主贮箱t时刻压力(变量)， 单位MPa； 0047 TM0主贮箱初始温度， 单位K； 0048 TMt主贮箱t时刻温度(变量)， 单位K； 0049 WM0主贮箱加注推进剂量， 单位kg。 0050 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 说明书 3/5 页 5 CN 112109923 A 5 定。 0051 FbiaodingD0+D1P+D2P2+D3P3 0。

19、052 其中P为地面指令选择的贮箱的t时刻压力， 单位MPa； D0D3为常系数。 0053 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tp的计 算。 0054 0055 其中 3.986005105(km3/s2)为引力常数， tplim为轨控时长限幅。 mlf ()函数 为限幅函数， 即当大于tplim时， 将tplim作 为tp， 否则将 作为tp。 0056 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-tp/2至tOC。

20、0+tp/2” 时间段内执行轨控推力器开 机。 0057 0058 其中o为轨道角速度， t为当前星时， f0为真近点角。 0059 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。 0060 实施例2： 0061 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： 0062 1)基于GNSS测量或者轨道外推计算进行实时卫星轨道计算。 0063当前周期的平均轨道半长轴 0064 2) 允 许 进 行 自 主 轨 控 计 算 ， 星 上 装 订 的 标 称 轨 道 半 长 轴。

21、 an o r m a l为 6888.1400000000003(km)。 由于的误差连续30次大于 alim5(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。 0065 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Msat2400.0(kg)。 0066 主贮箱推进剂剩余质量WMt202(kg),主贮箱加注推进剂量WM0150(kg), 主贮 箱初始压力PM01.78(Mpa) ,主贮箱t时刻压力PMt1.78(Mpa) ,主贮箱初 始温度TM0 293.15(k)主贮箱t时刻温度TMt293。

22、.15(k)。 0067 主贮箱推进剂质量WMt150(kg)， 同理计算备贮箱推进剂质量 WAt150(kg)。 则 卫星质量M2700(kg)。 0068 D0D3为常系数D00.5； D1-6.09； D228.64； D3-0.97； 0069 Fbiaoding33.5335(N)， 两个轨控推力器同时工作时Fbiaoding67.06704(N)。 说明书 4/5 页 6 CN 112109923 A 6 0070 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tp的计 算。 0071 当前时刻t184244513 .62500083时 ， 轨道计算的平均轨道半长轴为 。

23、6872.0166155806528(km)， 则轨控时长为tp359.68593545393935(s)。 0072 5)将QPre3圈次后的远地点位置设为轨控开机的中心时刻tOC0。 0073 真近点角f00.037409903277306977； 0074 轨道角速度o0.0011072185212688324； 0075 轨控开机的中心时刻tOC0184264341.45324805； 0076 则轨控开机时刻为tOC0-tp/2184264161.6102803； 0077 轨控关机时刻为tOC0+tp/2184264521.2962158； 0078 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。 0079 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。 0080 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。 说明书 5/5 页 7 CN 112109923 A 7 图1 说明书附图 1/1 页 8 CN 112109923 A 8 。