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(wèi)星的軌道控制主要通過地面站上注指令實現(xiàn)[1]。衛(wèi)星在軌期間，根據(jù)測量的軌道信息，在地面完成相關參數(shù)的計算，此后利用多個測控弧段，分別完成軌道控制參數(shù)上注、軌控前狀態(tài)準備相關指令上注、軌控狀態(tài)監(jiān)視、軌控后狀態(tài)恢復相關指令上注[2-3]。該方法的優(yōu)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(xiàn)有的軌控方法，實施一次軌控任務需要占用衛(wèi)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(zhí)行。此外，在地面需要進行大量的數(shù)據(jù)計算和一系列上行指令注入操作，且在衛(wèi)星壽命期內定期執(zhí)行，在軌衛(wèi)星數(shù)量達到一定規(guī)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(fā)動機的點火時刻和點火時長，實現(xiàn)軌控發(fā)動機點火以進行軌道控制[4]。由于自主軌道控制相比傳統(tǒng)的地面站控制來說具有運行成本低、航天器生存能力強等優(yōu)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(wèi)星(UoSAT-12)第一次將完全自主的星上軌道控制系統(tǒng)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(qū)電磁輻射探測衛(wèi)星(DEMETER)[7-9]、美國的戰(zhàn)術通信衛(wèi)星(TacSat-2)均進行了在軌的自主軌控試驗。2009年發(fā)射的重力場與穩(wěn)態(tài)洋流探測器(GOCE)采用無拖曳控制方案，在軌自動測定衛(wèi)星的軌道高度、角運動、線性加速度和角加速度等相關數(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)阻力信息自動調整沖量大小來實時補償大氣阻力，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(fā)展，自主軌道控制也將得到廣泛的應用。本文針對現(xiàn)有軌控方法的缺點，闡述了一種無需地面站支持的衛(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(wèi)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(wèi)星一般配置導航接收機和導航接收天線，用來接收導航衛(wèi)星發(fā)出的導航信號，對信號進行處理后得到衛(wèi)星當前的軌道位置信息和時間信息，通過星載數(shù)據(jù)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(wèi)星軌道高度逐漸下降且偏離標稱值，根據(jù)導航接收機在軌實時輸出的軌道六根數(shù)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(shù)計算

軌控參數(shù)包括發(fā)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(wèi)星質量和發(fā)動機推力等參數(shù)確定點火時長，同時軌道外推得到遠地點位置，將衛(wèi)星到達遠地點的時間作為軌控中心時刻，以此得到發(fā)動機點火時間。

在軌衛(wèi)星質量變化的原因是推進劑消耗，低軌遙感衛(wèi)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(wèi)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(wèi)星干重即可得到衛(wèi)星當前質量Ms。

(3)

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

一般來說低軌遙感衛(wèi)星單次軌控時間在幾十秒量級，軌控過程中發(fā)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(fā)動機推力之間的關系，以低軌遙感衛(wèi)星通常使用的20 N軌控發(fā)動機為例，典型計算為

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

(4)

根據(jù)軌控沖量I和發(fā)動機推力F20可以計算軌控發(fā)動機點火時長為

(5)

自主軌道控制參數(shù)計算涉及的信息流向見圖1。

圖1 自主軌道控制參數(shù)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(fā)動機點火時間Ti發(fā)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(fā)生時刻、事件附屬信息。事件報告區(qū)別于傳統(tǒng)的原始遙測數(shù)據(jù)，可直觀表示星上狀態(tài)變化的結果。其通過突發(fā)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(wèi)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(zhí)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(zhí)行常規(guī)測軌流程，并將測量得到的控后軌道參數(shù)上注至衛(wèi)星。

從功能實現(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行衛(wèi)星軌道維持的動作。實際星載應用時保留傳統(tǒng)的地面注入軌控任務的模式。同時也考慮實際衛(wèi)星在軌時對軌道參數(shù)調整需求的自動化程度以及迫切程度，衛(wèi)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(fā)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(fā)動機點火時間、點火時長由地面發(fā)送軌控任務數(shù)據(jù)塊進行設置。相應地，軌控前的狀態(tài)準備和軌控后的狀態(tài)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(jù)后，執(zhí)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(wèi)星重新入境，且地面上注控后軌道參數(shù)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(shù)據(jù)精度；

(2)衛(wèi)星質量特性估計精度；

(3)軌控發(fā)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(shù)據(jù)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(shù)據(jù)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(wèi)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(xiàn)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(wèi)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(fā)動機推力標定結果受貯箱壓力、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(wèi)星控制周期為8 Hz，則星上控制系統(tǒng)計算機每0.125 s中斷就調用一次與軌控發(fā)動機開關邏輯判斷與狀態(tài)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(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)星工作計劃，則在計劃執(zhí)行時衛(wèi)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(wèi)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(fā)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(wèi)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(wèi)星初始平均軌道高度低于標稱軌道9.88 km，衛(wèi)星控制系統(tǒng)自主計算出的軌控時長為58.9 s(4個軌控發(fā)動機同時噴氣，執(zhí)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(zhí)行了取消引入偏流角、取消引入導航接收機軌道數(shù)據(jù)等動作。

圖4 軌控發(fā)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(zhí)行前，衛(wèi)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(zhí)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(wèi)星控制系統(tǒng)工作模式Fig.5 Work mode of satellite control system

5 結束語

針對現(xiàn)有衛(wèi)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(wèi)星自主軌道控制方法，能夠很好地滿足在衛(wèi)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(wèi)星，具有較強的實用性和通用性。