一種低軌遙感衛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計部，北京 100094)(2 北京控制工程研究所，北京 100094)

目前，我國低軌遙感衛星的軌道控制主要通過地面站上注指令實現[1]。衛星在軌期間，根據測量的軌道信息，在地面完成相關參數的計算，此后利用多個測控弧段，分別完成軌道控制參數上注、軌控前狀態準備相關指令上注、軌控狀態監視、軌控后狀態恢復相關指令上注[2-3]。該方法的優點是在實施軌道控制時，地面是已知的、可預測的，具備一定程度上的安全性。不過，采用現有的軌控方法，實施一次軌控任務需要占用衛星1天左右的測控弧段，操作繁瑣、效率較低，而且影響正常載荷任務的執行。此外，在地面需要進行大量的數據計算和一系列上行指令注入操作，且在衛星壽命期內定期執行，在軌衛星數量達到一定規模之后，給用戶帶來的運控負擔極大。

自主軌道控制是指航天器在無地面干預情況下，利用軌道測量信息自主計算修正軌道所需的控制量、軌控發動機的點火時刻和點火時長，實現軌控發動機點火以進行軌道控制[4]。由于自主軌道控制相比傳統的地面站控制來說具有運行成本低、航天器生存能力強等優點，各國都在爭相開展相關的研究工作[5-6]。1999年英國薩瑞大學的薩瑞大學12號衛星(UoSAT-12)第一次將完全自主的星上軌道控制系統應用于實際。UoSAT-12利用軌道控制軟件包(Orbit Control Kit，OCK)進行了首次全自主飛行試驗，取得了圓滿成功。此后法國的震區電磁輻射探測衛星(DEMETER)[7-9]、美國的戰術通信衛星(TacSat-2)均進行了在軌的自主軌控試驗。2009年發射的重力場與穩態洋流探測器(GOCE)采用無拖曳控制方案，在軌自動測定衛星的軌道高度、角運動、線性加速度和角加速度等相關數據，從而得到GOCE所遭遇的阻力信息，然后電離子推力器根據阻力信息自動調整沖量大小來實時補償大氣阻力，以維持軌道高度和衛星速度。

隨著衛星用戶和地面運控部門對于簡化應用操作、減少日常維護的需求越來越高，未來航天器必定向著高度自主管理、自主決策和自主運行能力方向發展，自主軌道控制也將得到廣泛的應用。本文針對現有軌控方法的缺點，闡述了一種無需地面站支持的衛星自主軌控方法，給出了所需使用的算法，描述了具體執行的流程，并對該方法的誤差以及對載荷任務的影響進行了分析。

1 自主軌道控制實施方法

1.1 軌道控制條件信息獲取

軌控條件獲取的目的是實時計算衛星當前軌道半長軸與標稱軌道半長軸的偏差，進而確定合適的軌控時機。

遙感衛星一般配置導航接收機和導航接收天線，用來接收導航衛星發出的導航信號，對信號進行處理后得到衛星當前的軌道位置信息和時間信息，通過星載數據總線對各總線終端進行廣播。

隨著在軌運行過程中攝動力影響的累積，衛星軌道高度逐漸下降且偏離標稱值，根據導航接收機在軌實時輸出的軌道六根數確定當前半長軸偏差，在偏差超出給定范圍之后即認為滿足軌控條件。

1.2 軌道控制參數計算

軌控參數包括發動機點火時間和點火時長，控制計算機通過在軌實時計算的半長軸偏差、衛星質量和發動機推力等參數確定點火時長，同時軌道外推得到遠地點位置，將衛星到達遠地點的時間作為軌控中心時刻，以此得到發動機點火時間。

在軌衛星質量變化的原因是推進劑消耗，低軌遙感衛星一般使用無水肼作為推進劑，在20 ℃時其密度為1008 kg/m3，其它溫度時其密度為

ρ=1025.5-0.875×(T-273.15)

(1)

式中：T為在軌測量得到的貯箱絕對溫度。通過估算推進劑剩余量計算衛星當前質量，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為加注后貯箱絕對溫度，P為在軌壓力傳感器測量得到的貯箱壓力。通過上式計算得到的剩余燃料質量Mf，加上衛星干重即可得到衛星當前質量Ms。

(3)

式中：μ為地心引力常數，取值為398 600.44 km3/s2。

一般來說低軌遙感衛星單次軌控時間在幾十秒量級，軌控過程中發動機推力的變化可以忽略。通過地面測量得到的經驗公式計算推力，該公式約定了貯箱絕對壓力和發動機推力之間的關系，以低軌遙感衛星通常使用的20 N軌控發動機為例，典型計算為

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

(4)

根據軌控沖量I和發動機推力F20可以計算軌控發動機點火時長為

(5)

自主軌道控制參數計算涉及的信息流向見圖1。

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

1.3 自主軌道控制實施流程

控制計算機將按照前述方法計算得到的發動機點火時間Ti發送至中央處理單元，中央處理單元對Ti前后一個軌道周期內是否有載荷任務進行判斷，若與載荷任務沖突，則回復禁止軌控的確認字，控制計算機將本次自主軌控任務取消，若一個軌道周期內沒有載荷任務，則回復允許軌控的確認字。

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

上述操作過程中，中央處理單元自主生成軌控事件報告。事件報告包括3部分：事件代碼、事件發生時刻、事件附屬信息。事件報告區別于傳統的原始遙測數據，可直觀表示星上狀態變化的結果。其通過突發信道、延時信道同時下傳的方式保證了地面獲取信息的及時性和完整性。

軌控事件報告在衛星下次入境時通過測控通道下傳地面，以便地面盡快獲取星上執行軌控的相關信息，包括開始軌控時間、結束軌控時間、結束軌控方式等。地面通過事件報告得知星上已完成軌控后，執行常規測軌流程，并將測量得到的控后軌道參數上注至衛星。

從功能實現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行衛星軌道維持的動作。實際星載應用時保留傳統的地面注入軌控任務的模式。同時也考慮實際衛星在軌時對軌道參數調整需求的自動化程度以及迫切程度，衛星軌控任務設計有兩種模式：地面上注和星上自主，可以通過發送星務指令進行不同模式間的切換。

(1)地面上注模式：控制計算機不進行當前軌道半長軸偏差的計算，軌控任務中的發動機點火時間、點火時長由地面發送軌控任務數據塊進行設置。相應地，軌控前的狀態準備和軌控后的狀態恢復均通過地面指令完成。

(2)星上自主模式：該模式啟動后，控制計算機在每個控制周期均進行當前平半長軸與標稱值的比較，在滿足判據后，執行軌控任務流程，同時停止半長軸偏差的計算。直至軌控結束衛星重新入境，且地面上注控后軌道參數之后，控制計算機重新啟動半長軸偏差計算流程。

自主軌道控制過程見圖2。

圖2 自主軌道控制過程圖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)導航接收機軌道數據精度；

(2)衛星質量特性估計精度；

(3)軌控發動機推力標定精度；

(4)軌控開關機時間精度。

假設導航接收機的位置誤差3 m(1σ)、速度誤差0.02 m/s(1σ)，經仿真分析，導航接收機數據所確定的軌道半長軸誤差約為0.06 km(3σ，三軸)，如圖3所示。若將上述誤差轉換為單軸誤差，則導航接收機數據所確定的軌道半長軸誤差約為0.11 km(3σ)。

圖3 導航接收機定軌誤差導致的半長軸誤差Fig.3 Semi-major axis error caused by the orbit determination error of the navigation receiver

衛星質量特性估計精度受貯箱溫度、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上，在壽命末期，可實現質量估計誤差在5 kg以內，對軌控精度影響為0.12%(見表2)。

表2 衛星壽命末期PVT法測量精度與壓力傳感器精度關系Table 2 Relationship between accuracy of PVT method and pressure sensor at the end of satellite life

軌控發動機推力標定結果受貯箱壓力、以及擬和公式和系數精度的影響，根據地面經驗，軌控推力器的推力標定誤差可控制在1%以內。軌控開關機時間精度受控制周期影響，若衛星控制周期為8 Hz，則星上控制系統計算機每0.125 s中斷就調用一次與軌控發動機開關邏輯判斷與狀態設置的子程序，按照0.125 s誤差計算，對軌道高度的影響為0.003 km。

綜合以上誤差，對于10 km軌控量，可實現的軌控精度約為0.225 km。

3 自主軌道控制影響分析

若用戶在自主軌控執行前已上注衛星工作計劃，則在計劃執行時衛星軌道已產生變化，會對實際成像位置產生影響。

假設地面每兩天上注一次軌道，用戶每一天上注一次任務計劃，按照惡劣情況進行估算，在第一天上午軌控完成后，在第三天下午進行成像。以資源三號衛星在軌軌道為例，對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經緯度為[6.226°，-23.828°]，控后軌道在第三天下午的星下點經緯度為[6.374°，-22.867°]，兩個星下點球面距離為107.92 km。

上述影響主要由于軌道高度變化后，軌道角速度發生了變化，累計時間越長，則軌道相位差別越大，造成了沿軌方向的星下點距離差別。由以上結果，自主軌控后對成像計劃影響較大，任務編排時需進行考慮。

4 自主軌道控制驗證結果

高分七號衛星研制過程中，對本文所述的自主軌道控制方法進行了驗證。設定衛星初始平均軌道高度低于標稱軌道9.88 km，衛星控制系統自主計算出的軌控時長為58.9 s(4個軌控發動機同時噴氣，執行結果如圖4所示)，自主計算的軌控開機時刻為6814 s，并自主執行了取消引入偏流角、取消引入導航接收機軌道數據等動作。

圖4 軌控發動機累計噴氣時間Fig.4 Accumulated working time of orbit control thrusters

在自主軌道控制開始執行前，衛星自主轉為軌控模式，軌控結束后自主返回正常模式，自主引入偏流角，符合設計預期。執行結果如圖5所示，其中，工作模式字為2代表正常對地運行模式，工作模式字為5代表進入軌控模式。

圖5 衛星控制系統工作模式Fig.5 Work mode of satellite control system

5 結束語

針對現有衛星軌道控制方法和流程的缺點，本文提出了一種無需地面站支持的衛星自主軌道控制方法，能夠很好地滿足在衛星長期在軌運行管理任務中減少地面干預、增強自主控制能力的要求，可擴展應用于所有要求具備自主功能的低軌遙感衛星，具有較強的實用性和通用性。