一種低軌遙感衛(wèi)星自主軌道控制方法

莫凡 丁建釗 任放 張新偉 趙晨光 王家煒 趙文彥

(1 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)(2 北京控制工程研究所，北京 100094)

目前，我國(guó)低軌遙感衛(wèi)星的軌道控制主要通過(guò)地面站上注指令實(shí)現(xiàn)[1]。衛(wèi)星在軌期間，根據(jù)測(cè)量的軌道信息，在地面完成相關(guān)參數(shù)的計(jì)算，此后利用多個(gè)測(cè)控弧段，分別完成軌道控制參數(shù)上注、軌控前狀態(tài)準(zhǔn)備相關(guān)指令上注、軌控狀態(tài)監(jiān)視、軌控后狀態(tài)恢復(fù)相關(guān)指令上注[2-3]。該方法的優(yōu)點(diǎn)是在實(shí)施軌道控制時(shí)，地面是已知的、可預(yù)測(cè)的，具備一定程度上的安全性。不過(guò)，采用現(xiàn)有的軌控方法，實(shí)施一次軌控任務(wù)需要占用衛(wèi)星1天左右的測(cè)控弧段，操作繁瑣、效率較低，而且影響正常載荷任務(wù)的執(zhí)行。此外，在地面需要進(jìn)行大量的數(shù)據(jù)計(jì)算和一系列上行指令注入操作，且在衛(wèi)星壽命期內(nèi)定期執(zhí)行，在軌衛(wèi)星數(shù)量達(dá)到一定規(guī)模之后，給用戶帶來(lái)的運(yùn)控負(fù)擔(dān)極大。

自主軌道控制是指航天器在無(wú)地面干預(yù)情況下，利用軌道測(cè)量信息自主計(jì)算修正軌道所需的控制量、軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火時(shí)刻和點(diǎn)火時(shí)長(zhǎng)，實(shí)現(xiàn)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火以進(jìn)行軌道控制[4]。由于自主軌道控制相比傳統(tǒng)的地面站控制來(lái)說(shuō)具有運(yùn)行成本低、航天器生存能力強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，各國(guó)都在爭(zhēng)相開(kāi)展相關(guān)的研究工作[5-6]。1999年英國(guó)薩瑞大學(xué)的薩瑞大學(xué)12號(hào)衛(wèi)星(UoSAT-12)第一次將完全自主的星上軌道控制系統(tǒng)應(yīng)用于實(shí)際。UoSAT-12利用軌道控制軟件包(Orbit Control Kit，OCK)進(jìn)行了首次全自主飛行試驗(yàn)，取得了圓滿成功。此后法國(guó)的震區(qū)電磁輻射探測(cè)衛(wèi)星(DEMETER)[7-9]、美國(guó)的戰(zhàn)術(shù)通信衛(wèi)星(TacSat-2)均進(jìn)行了在軌的自主軌控試驗(yàn)。2009年發(fā)射的重力場(chǎng)與穩(wěn)態(tài)洋流探測(cè)器(GOCE)采用無(wú)拖曳控制方案，在軌自動(dòng)測(cè)定衛(wèi)星的軌道高度、角運(yùn)動(dòng)、線性加速度和角加速度等相關(guān)數(shù)據(jù)，從而得到GOCE所遭遇的阻力信息，然后電離子推力器根據(jù)阻力信息自動(dòng)調(diào)整沖量大小來(lái)實(shí)時(shí)補(bǔ)償大氣阻力，以維持軌道高度和衛(wèi)星速度。

隨著衛(wèi)星用戶和地面運(yùn)控部門(mén)對(duì)于簡(jiǎn)化應(yīng)用操作、減少日常維護(hù)的需求越來(lái)越高，未來(lái)航天器必定向著高度自主管理、自主決策和自主運(yùn)行能力方向發(fā)展，自主軌道控制也將得到廣泛的應(yīng)用。本文針對(duì)現(xiàn)有軌控方法的缺點(diǎn)，闡述了一種無(wú)需地面站支持的衛(wèi)星自主軌控方法，給出了所需使用的算法，描述了具體執(zhí)行的流程，并對(duì)該方法的誤差以及對(duì)載荷任務(wù)的影響進(jìn)行了分析。

1 自主軌道控制實(shí)施方法

1.1 軌道控制條件信息獲取

軌控條件獲取的目的是實(shí)時(shí)計(jì)算衛(wèi)星當(dāng)前軌道半長(zhǎng)軸與標(biāo)稱(chēng)軌道半長(zhǎng)軸的偏差，進(jìn)而確定合適的軌控時(shí)機(jī)。

遙感衛(wèi)星一般配置導(dǎo)航接收機(jī)和導(dǎo)航接收天線，用來(lái)接收導(dǎo)航衛(wèi)星發(fā)出的導(dǎo)航信號(hào)，對(duì)信號(hào)進(jìn)行處理后得到衛(wèi)星當(dāng)前的軌道位置信息和時(shí)間信息，通過(guò)星載數(shù)據(jù)總線對(duì)各總線終端進(jìn)行廣播。

隨著在軌運(yùn)行過(guò)程中攝動(dòng)力影響的累積，衛(wèi)星軌道高度逐漸下降且偏離標(biāo)稱(chēng)值，根據(jù)導(dǎo)航接收機(jī)在軌實(shí)時(shí)輸出的軌道六根數(shù)確定當(dāng)前半長(zhǎng)軸偏差，在偏差超出給定范圍之后即認(rèn)為滿足軌控條件。

1.2 軌道控制參數(shù)計(jì)算

軌控參數(shù)包括發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)間和點(diǎn)火時(shí)長(zhǎng)，控制計(jì)算機(jī)通過(guò)在軌實(shí)時(shí)計(jì)算的半長(zhǎng)軸偏差、衛(wèi)星質(zhì)量和發(fā)動(dòng)機(jī)推力等參數(shù)確定點(diǎn)火時(shí)長(zhǎng)，同時(shí)軌道外推得到遠(yuǎn)地點(diǎn)位置，將衛(wèi)星到達(dá)遠(yuǎn)地點(diǎn)的時(shí)間作為軌控中心時(shí)刻，以此得到發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)間。

在軌衛(wèi)星質(zhì)量變化的原因是推進(jìn)劑消耗，低軌遙感衛(wèi)星一般使用無(wú)水肼作為推進(jìn)劑，在20 ℃時(shí)其密度為1008 kg/m3，其它溫度時(shí)其密度為

ρ=1025.5-0.875×(T-273.15)

(1)

式中：T為在軌測(cè)量得到的貯箱絕對(duì)溫度。通過(guò)估算推進(jìn)劑剩余量計(jì)算衛(wèi)星當(dāng)前質(zhì)量，方法為

(2)

式中：Vt為單分支貯箱容積，P0為加注后貯箱壓力，V0為加注后氣體容積，T0為加注后貯箱絕對(duì)溫度，P為在軌壓力傳感器測(cè)量得到的貯箱壓力。通過(guò)上式計(jì)算得到的剩余燃料質(zhì)量Mf，加上衛(wèi)星干重即可得到衛(wèi)星當(dāng)前質(zhì)量Ms。

(3)

式中：μ為地心引力常數(shù)，取值為398 600.44 km3/s2。

一般來(lái)說(shuō)低軌遙感衛(wèi)星單次軌控時(shí)間在幾十秒量級(jí)，軌控過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)推力的變化可以忽略。通過(guò)地面測(cè)量得到的經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算推力，該公式約定了貯箱絕對(duì)壓力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力之間的關(guān)系，以低軌遙感衛(wèi)星通常使用的20 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)為例，典型計(jì)算為

F20=-0.97+28.64P-6.09P2+0.5P3

(4)

根據(jù)軌控沖量I和發(fā)動(dòng)機(jī)推力F20可以計(jì)算軌控發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)長(zhǎng)為

(5)

自主軌道控制參數(shù)計(jì)算涉及的信息流向見(jiàn)圖1。

圖1 自主軌道控制參數(shù)計(jì)算涉及的信息流向Fig.1 Information flow involved in the calculation of autonomous orbit control parameters

1.3 自主軌道控制實(shí)施流程

控制計(jì)算機(jī)將按照前述方法計(jì)算得到的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)間Ti發(fā)送至中央處理單元，中央處理單元對(duì)Ti前后一個(gè)軌道周期內(nèi)是否有載荷任務(wù)進(jìn)行判斷，若與載荷任務(wù)沖突，則回復(fù)禁止軌控的確認(rèn)字，控制計(jì)算機(jī)將本次自主軌控任務(wù)取消，若一個(gè)軌道周期內(nèi)沒(méi)有載荷任務(wù)，則回復(fù)允許軌控的確認(rèn)字。

表1 自主軌道控制實(shí)施流程Table 1 Autonomous orbit control implementation process

上述操作過(guò)程中，中央處理單元自主生成軌控事件報(bào)告。事件報(bào)告包括3部分：事件代碼、事件發(fā)生時(shí)刻、事件附屬信息。事件報(bào)告區(qū)別于傳統(tǒng)的原始遙測(cè)數(shù)據(jù)，可直觀表示星上狀態(tài)變化的結(jié)果。其通過(guò)突發(fā)信道、延時(shí)信道同時(shí)下傳的方式保證了地面獲取信息的及時(shí)性和完整性。

軌控事件報(bào)告在衛(wèi)星下次入境時(shí)通過(guò)測(cè)控通道下傳地面，以便地面盡快獲取星上執(zhí)行軌控的相關(guān)信息，包括開(kāi)始軌控時(shí)間、結(jié)束軌控時(shí)間、結(jié)束軌控方式等。地面通過(guò)事件報(bào)告得知星上已完成軌控后，執(zhí)行常規(guī)測(cè)軌流程，并將測(cè)量得到的控后軌道參數(shù)上注至衛(wèi)星。

從功能實(shí)現(xiàn)的可靠性和安全性方面考慮，為了保證在星上自主軌控功能故障或失效的情況下仍能夠進(jìn)行衛(wèi)星軌道維持的動(dòng)作。實(shí)際星載應(yīng)用時(shí)保留傳統(tǒng)的地面注入軌控任務(wù)的模式。同時(shí)也考慮實(shí)際衛(wèi)星在軌時(shí)對(duì)軌道參數(shù)調(diào)整需求的自動(dòng)化程度以及迫切程度，衛(wèi)星軌控任務(wù)設(shè)計(jì)有兩種模式：地面上注和星上自主，可以通過(guò)發(fā)送星務(wù)指令進(jìn)行不同模式間的切換。

(1)地面上注模式：控制計(jì)算機(jī)不進(jìn)行當(dāng)前軌道半長(zhǎng)軸偏差的計(jì)算，軌控任務(wù)中的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)間、點(diǎn)火時(shí)長(zhǎng)由地面發(fā)送軌控任務(wù)數(shù)據(jù)塊進(jìn)行設(shè)置。相應(yīng)地，軌控前的狀態(tài)準(zhǔn)備和軌控后的狀態(tài)恢復(fù)均通過(guò)地面指令完成。

(2)星上自主模式：該模式啟動(dòng)后，控制計(jì)算機(jī)在每個(gè)控制周期均進(jìn)行當(dāng)前平半長(zhǎng)軸與標(biāo)稱(chēng)值的比較，在滿足判據(jù)后，執(zhí)行軌控任務(wù)流程，同時(shí)停止半長(zhǎng)軸偏差的計(jì)算。直至軌控結(jié)束衛(wèi)星重新入境，且地面上注控后軌道參數(shù)之后，控制計(jì)算機(jī)重新啟動(dòng)半長(zhǎng)軸偏差計(jì)算流程。

自主軌道控制過(guò)程見(jiàn)圖2。

圖2 自主軌道控制過(guò)程圖Fig.2 Autonomous orbit control process

2 自主軌道控制誤差分析

影響軌控精度的因素包括：

(1)導(dǎo)航接收機(jī)軌道數(shù)據(jù)精度；

(2)衛(wèi)星質(zhì)量特性估計(jì)精度；

(3)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)推力標(biāo)定精度；

(4)軌控開(kāi)關(guān)機(jī)時(shí)間精度。

假設(shè)導(dǎo)航接收機(jī)的位置誤差3 m(1σ)、速度誤差0.02 m/s(1σ)，經(jīng)仿真分析，導(dǎo)航接收機(jī)數(shù)據(jù)所確定的軌道半長(zhǎng)軸誤差約為0.06 km(3σ，三軸)，如圖3所示。若將上述誤差轉(zhuǎn)換為單軸誤差，則導(dǎo)航接收機(jī)數(shù)據(jù)所確定的軌道半長(zhǎng)軸誤差約為0.11 km(3σ)。

圖3 導(dǎo)航接收機(jī)定軌誤差導(dǎo)致的半長(zhǎng)軸誤差Fig.3 Semi-major axis error caused by the orbit determination error of the navigation receiver

衛(wèi)星質(zhì)量特性估計(jì)精度受貯箱溫度、壓力以及壓力傳感器精度的影響，若選用精度為0.05%的高精度壓力傳感器的基礎(chǔ)上，在壽命末期，可實(shí)現(xiàn)質(zhì)量估計(jì)誤差在5 kg以?xún)?nèi)，對(duì)軌控精度影響為0.12%(見(jiàn)表2)。

表2 衛(wèi)星壽命末期PVT法測(cè)量精度與壓力傳感器精度關(guān)系Table 2 Relationship between accuracy of PVT method and pressure sensor at the end of satellite life

軌控發(fā)動(dòng)機(jī)推力標(biāo)定結(jié)果受貯箱壓力、以及擬和公式和系數(shù)精度的影響，根據(jù)地面經(jīng)驗(yàn)，軌控推力器的推力標(biāo)定誤差可控制在1%以?xún)?nèi)。軌控開(kāi)關(guān)機(jī)時(shí)間精度受控制周期影響，若衛(wèi)星控制周期為8 Hz，則星上控制系統(tǒng)計(jì)算機(jī)每0.125 s中斷就調(diào)用一次與軌控發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)關(guān)邏輯判斷與狀態(tài)設(shè)置的子程序，按照0.125 s誤差計(jì)算，對(duì)軌道高度的影響為0.003 km。

綜合以上誤差，對(duì)于10 km軌控量，可實(shí)現(xiàn)的軌控精度約為0.225 km。

3 自主軌道控制影響分析

若用戶在自主軌控執(zhí)行前已上注衛(wèi)星工作計(jì)劃，則在計(jì)劃執(zhí)行時(shí)衛(wèi)星軌道已產(chǎn)生變化，會(huì)對(duì)實(shí)際成像位置產(chǎn)生影響。

假設(shè)地面每?jī)商焐献⒁淮诬壍溃脩裘恳惶焐献⒁淮稳蝿?wù)計(jì)劃，按照惡劣情況進(jìn)行估算，在第一天上午軌控完成后，在第三天下午進(jìn)行成像。以資源三號(hào)衛(wèi)星在軌軌道為例，對(duì)控前軌道和控后軌道均外推至第3天下午，控前軌道在第三天下午的星下點(diǎn)經(jīng)緯度為[6.226°，-23.828°]，控后軌道在第三天下午的星下點(diǎn)經(jīng)緯度為[6.374°，-22.867°]，兩個(gè)星下點(diǎn)球面距離為107.92 km。

上述影響主要由于軌道高度變化后，軌道角速度發(fā)生了變化，累計(jì)時(shí)間越長(zhǎng)，則軌道相位差別越大，造成了沿軌方向的星下點(diǎn)距離差別。由以上結(jié)果，自主軌控后對(duì)成像計(jì)劃影響較大，任務(wù)編排時(shí)需進(jìn)行考慮。

4 自主軌道控制驗(yàn)證結(jié)果

高分七號(hào)衛(wèi)星研制過(guò)程中，對(duì)本文所述的自主軌道控制方法進(jìn)行了驗(yàn)證。設(shè)定衛(wèi)星初始平均軌道高度低于標(biāo)稱(chēng)軌道9.88 km，衛(wèi)星控制系統(tǒng)自主計(jì)算出的軌控時(shí)長(zhǎng)為58.9 s(4個(gè)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)噴氣，執(zhí)行結(jié)果如圖4所示)，自主計(jì)算的軌控開(kāi)機(jī)時(shí)刻為6814 s，并自主執(zhí)行了取消引入偏流角、取消引入導(dǎo)航接收機(jī)軌道數(shù)據(jù)等動(dòng)作。

圖4 軌控發(fā)動(dòng)機(jī)累計(jì)噴氣時(shí)間Fig.4 Accumulated working time of orbit control thrusters

在自主軌道控制開(kāi)始執(zhí)行前，衛(wèi)星自主轉(zhuǎn)為軌控模式，軌控結(jié)束后自主返回正常模式，自主引入偏流角，符合設(shè)計(jì)預(yù)期。執(zhí)行結(jié)果如圖5所示，其中，工作模式字為2代表正常對(duì)地運(yùn)行模式，工作模式字為5代表進(jìn)入軌控模式。

圖5 衛(wèi)星控制系統(tǒng)工作模式Fig.5 Work mode of satellite control system

5 結(jié)束語(yǔ)

針對(duì)現(xiàn)有衛(wèi)星軌道控制方法和流程的缺點(diǎn)，本文提出了一種無(wú)需地面站支持的衛(wèi)星自主軌道控制方法，能夠很好地滿足在衛(wèi)星長(zhǎng)期在軌運(yùn)行管理任務(wù)中減少地面干預(yù)、增強(qiáng)自主控制能力的要求，可擴(kuò)展應(yīng)用于所有要求具備自主功能的低軌遙感衛(wèi)星，具有較強(qiáng)的實(shí)用性和通用性。