一种卫星位置保持的控制方法和装置

技术领域

本发明涉及卫星控制的技术领域，尤其是涉及一种卫星位置保持的控制方法和装置。

背景技术

由于受地球非球形摄动等影响，引起静止轨道卫星在东西(经度)方向漂移，为使卫星始终在保持在漂移保持环内(定点位置±0.1°)，需要定期进行东西位置控制。静止轨道卫星进行东西位置保持时，使用成对的推力器进行连续点火，使用单个推力器进行角动量管理，理想情况下，成对的推力器合力方向与卫星速度方向一致，但由于推力器实际安装位置误差，随着在轨运行时间的不断延长，推力器工作状态可能出现变化，导致推力器产生的合力在卫星其他方向存在分量，实际进行东西位置保持点火控制时，引起卫星姿态、角动量超限，控制过程中需要多次暂停位置保持控制点火，等待姿态稳定和手动进行角动量卸载，然后再继续位置保持点火，单次东西位置保持耗时约3小时。

针对上述问题，还未提出有效的解决方案。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种卫星位置保持的控制方法，以缓解了现有技术在对卫星进行位置保持控制时需要耗费较多的时间的技术问题。

第一方面，本发明实施例提供了一种卫星位置保持的控制方法，包括：第一确定步骤，确定卫星推力器在位置保持点火期间的工作参数，其中，所述工作参数包括：第一卫星推力器与第二卫星推力器之间的推力差值，所述第一卫星推力器与所述第二卫星推力器之间生成的干扰力矩和所述干扰力矩的方向；第二确定步骤，基于所述工作参数，确定出目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，其中，所述目标卫星推力器为进行干扰力矩修正时所使用的卫星推力器；第三确定步骤，基于所述目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，确定出目标参数，其中，所述目标参数包括：位置保持点火次数与位置修正点火次数的比例，位置修正点火的点火时长；控制步骤，将所述目标参数发送给所述卫星推力器，以使所述卫星推力器利用所述目标参数对卫星的姿态与角动量进行优化。

进一步地，所述方法还包括：重复执行所述第一确定步骤，所述第二确定步骤，所述第三确定步骤和所述控制步骤，以对所述卫星的姿态与角动量进行迭代优化。

进一步地，确定卫星推力器在位置保持点火期间的工作参数，包括：获取所述卫星在位置保持点火期间的姿态变化数据和动量轮转速变化的遥测数据；基于所述动量轮转速变化遥测数据，对所述卫星推力器的实际工作效率进行分析，得到分析结果；将所述分析结果确定为所述工作参数。

进一步地，基于所述工作参数，确定出目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，包括：

确定出所述干扰力矩的方向在所述卫星的本体坐标系中的目标方向；基于所述目标方向，确定出所述目标卫星推力器；设定所述目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，其中，所述修正阈值包括以下至少之一：姿态变化数据的门限值，所述第一卫星推力器和所述第二卫星推力器之间的动量轮转速差的变化门限值。

进一步地，将所述目标参数发送给所述目标卫星推力器，包括：将所述目标参数转化为卫星遥控指令的指令序列；利用地面遥控指令软件，将所述指令序列发送给所述卫星推力器。

第二方面，本发明实施例还提供了一种卫星位置保持的控制装置，包括：第一确定单元，用于确定卫星推力器在位置保持点火期间的工作参数，其中，所述工作参数包括：第一卫星推力器与第二卫星推力器之间的推力差值，所述第一卫星推力器与所述第二卫星推力器之间生成的干扰力矩和所述干扰力矩的方向；第二确定单元，用于基于所述工作参数，确定出目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，其中，所述目标卫星推力器为进行干扰力矩修正时所使用的卫星推力器；第三确定单元，用于基于所述目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，确定出目标参数，其中，所述目标参数包括：位置保持点火次数与位置修正点火次数的比例，位置修正点火的点火时长；控制单元，用于将所述目标参数发送给所述卫星推力器，以使所述卫星推力器利用所述目标参数对卫星的姿态与角动量进行优化。

进一步地，所述装置还包括：执行单元，用于控制所述第一确定单元，所述第二确定单元，所述第三确定单元和所述控制单元重复工作，以对卫星的姿态与角动量进行迭代优化。

进一步地，所述第一确定单元，用于：获取所述卫星在位置保持点火期间的姿态变化数据和动量轮转速变化的遥测数据；基于所述动量轮转速变化遥测数据，对所述卫星推力器的实际工作效率进行分析，得到分析结果；将所述分析结果确定为所述工作参数。

第三方面，本发明实施例还提供了一种电子设备，包括存储器以及处理器，所述存储器用于存储支持处理器执行上述第一方面中所述方法的程序，所述处理器被配置为用于执行所述存储器中存储的程序。

第四方面，本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质上存储有计算机程序，计算机程序被处理器运行时执行第一方面中所述方法的步骤。

在本发明实施例中，通过确定卫星推力器在位置保持点火期间的工作参数，其中，工作参数包括第一卫星推力器与第二卫星推力器之间的推力差值，第一卫星推力器与第二卫星推力器之间生成的干扰力矩和所述干扰力矩的方向；基于工作参数，确定出目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，其中，目标卫星推力器为进行干扰力矩修正时所使用的卫星推力器；基于目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，确定出目标参数，其中，目标参数包括：位置保持点火次数与位置修正点火次数的比例，位置修正点火的点火时长；将目标参数发送给卫星推力器，达到了利用目标卫星推力器利用目标参数对卫星的姿态与角动量进行优化的目的，进而解决了现有技术在对卫星进行位置保持控制时需要测控人员进行的人工操作较多，耗费较多的时间的技术问题，从而实现了自动化对卫星进行位置保持控制和节省时间的技术效果。

本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点在说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。

为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的一种卫星位置保持的控制方法的流程图；

图2为本发明实施例提供的另一种卫星位置保持的控制方法的流程图；

图3为本发明实施例提供的一种卫星位置保持的控制装置的示意图；

图4为本发明实施例提供的一种电子设备的示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例一：

根据本发明实施例，提供了一种卫星位置保持的控制方法实施例，需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。

图1是根据本发明实施例的一种卫星位置保持的控制方法的流程图，如图1所示，该方法包括如下步骤：

步骤S102，第一确定步骤，确定卫星推力器在位置保持点火期间的工作参数，其中，所述工作参数包括：第一卫星推力器与第二卫星推力器之间的推力差值，所述第一卫星推力器与所述第二卫星推力器之间生成的干扰力矩和所述干扰力矩的方向；

需要说明的是，对卫星来说，一般是对卫星在东西方向通过使用成对的推力器进行轨道控制；使用单个推力器进行姿态控制，而对于装有偏置动量轮(比如两个、V型安装)的静止轨道卫星，偏置动量轮主要用来保持卫星姿态稳定，吸取外部干扰力矩。当位保点火时，需要两个推力器(即第一卫星推力器和第二卫星推力器)协同工作(如推力器2、3)，如果两个推力器的合力方向不完全与卫星速度方向一致，推力器将对卫星产生干扰力矩，引起卫星姿态的震荡，同时星上控制系统自动控制动量轮转速变化来吸收干扰力矩，保持卫星姿态稳定，但当干扰力矩过大时，动量轮因吸收过多的干扰力矩有可能超过动量轮的工作范围，影响卫星平台安全，而通过单个推力器工作，可以对单个动量轮的转速进行控制、也可以对多个动量轮的转速差进行控制(角动量卸载)，将其转速控制在工作区间。

步骤S104，第二确定步骤，基于所述工作参数，确定出目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，其中，所述目标卫星推力器为进行干扰力矩修正时所使用的卫星推力器；

步骤S106，第三确定步骤，基于所述目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，确定出目标参数，其中，所述目标参数包括：位置保持点火次数与位置修正点火次数的比例，位置修正点火的点火时长；

步骤S108，控制步骤，将所述目标参数发送给所述卫星推力器，以使所述卫星推力器利用所述目标参数对卫星的姿态与角动量进行优化。

在本发明实施例中，通过确定卫星推力器在位置保持点火期间的工作参数，其中，工作参数包括第一卫星推力器与第二卫星推力器之间的推力差值，第一卫星推力器与第二卫星推力器之间生成的干扰力矩和所述干扰力矩的方向；基于工作参数，确定出目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，其中，目标卫星推力器为进行干扰力矩修正时所使用的卫星推力器；基于目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，确定出目标参数，其中，目标参数包括：位置保持点火次数与位置修正点火次数的比例，位置修正点火的点火时长；将目标参数发送给卫星推力器，达到了利用目标卫星推力器利用目标参数对卫星的姿态与角动量进行优化的目的，进而解决了现有技术在对卫星进行位置保持控制时需要测控人员进行的人工操作较多，耗费较多的时间的技术问题，从而实现了自动化对卫星进行位置保持控制和节省时间的技术效果。

在本发明实施例中，如图2所示，所述方法还包括：

步骤S110，重复执行所述第一确定步骤，所述第二确定步骤，所述第三确定步骤和所述控制步骤，以对所述卫星的姿态与角动量进行迭代优化。

在本发明实施例中，在完成每次对卫星的位置优化之后，可以重复执行上述步骤S102至步骤S108，从而实现对卫星姿态与角动量的迭代优化，从而能够持续对卫星的位置进行保持。

在本发明实施例中，步骤S102包括如下步骤：

步骤S11，获取所述卫星在位置保持点火期间的姿态变化数据和动量轮转速变化的遥测数据；

步骤S12，基于所述动量轮转速变化遥测数据，对所述卫星推力器的实际工作效率进行分析，得到分析结果；

步骤S13，将所述分析结果确定为所述工作参数。

在本发明实施例中，首先获取卫星在位置保持点火期间的姿态变化数据和动量轮转速变化的遥测数据，然后根据动量轮转速变化的遥测数据分析推力器实际工作效率，得出分析结果，其中，分析结果包括：第一卫星推力器与第二卫星推力器之间的推力差值，第一卫星推力器与第二卫星推力器之间生成的干扰力矩和所述干扰力矩的方向。

最后，将分析结果确定为工作参数。

在本发明实施例中，步骤S104包括如下步骤：

步骤S21，确定出所述干扰力矩的方向在所述卫星的本体坐标系中的目标方向；

步骤S22，基于所述目标方向，确定出所述目标卫星推力器；

步骤S23，设定所述目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，其中，所述修正阈值包括以下至少之一：姿态变化数据的门限值，所述第一卫星推力器和所述第二卫星推力器之间的动量轮转速差的变化门限值。

在本发明实施例中，首先，根据干扰力矩方向，确定修正时使用的推力器。

例如，可以根据工作参数，确定干扰力矩在卫星本体坐标系中的方向(即目标方向)，并根据干扰力矩的方向确定使用进行干扰力矩修正的目标卫星推力器。

当干扰力矩的方向在-Z轴，则推力器2为目标卫星推力器，干扰力矩的方向在Z轴，则推力器3为目标卫星推力器；

在确定出目标卫星推力器之后，设定干扰力矩的修正阈值，其中，修正阈值包括：卫星在点火过程中的姿态变化门限值、第一卫星推力器和第二卫星推力器之间的动量轮转速差的变化门限值。

例如，设定卫星的姿态变化门限值为0.2度或第一卫星推力器和第二卫星推力器之间的动量轮转速差的变化门限值200转/min时，当上述卫星的工作参数超过上述两个门限值中任意一个门限值，则需要利用目标卫星推力器对卫星的位置进行修正和控制。

接着，对步骤S106进行说明：

基于所述目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，确定出目标参数，其中，所述目标参数包括：位置保持点火次数与位置修正点火次数的比例，位置修正点火的点火时长。

具体的，比如连续进行5次位置保持点火(需要说明的是，根据控制量的大小，一般每次位置保持点火次数为几十次至上百次不等)，卫星姿态和动量轮转速变化会达到设定的阈值，因此，位置保持点火次数与位置修正点火的次数之间的数量关系为5:1，即进行5次位置保持点火实施一次位置修正点火。

根据位置保持点火次数与位置修正点火次数的比例下动量轮转速差变化情况，确定修正点火的脉冲宽度(即位置修正点火的点火时长)，如5次位保点火使动量轮的转速差增大50转，而单个推力器工作时点火脉宽为20ms(毫秒)时能控制动量轮转速差减少50转，可以设定修正点火的脉宽为20ms(毫秒)。

在本发明实施例中，步骤S108包括如下步骤：

步骤S31，将所述目标参数转化为卫星遥控指令的指令序列；

步骤S32，利用地面遥控指令软件，将所述指令序列发送给所述卫星推力器。

在本发明实施例中，利用预设算法将目标参数转化为卫星遥控指令的指令序列，通过地面遥控发令软件发送至卫星推力器，以使所述卫星推力器利用所述目标参数进行工作，从而对卫星的位置进行优化。

通过上述步骤S102至步骤S110，能够有效减少对卫星位置进行保持控制所需的控制时间，由原来的近3小时缩短至1小时，从而增加了卫星对外服务时间。

卫星每次控制姿态稳定、角动量变化在正常范围内，对卫星平台的安全影响较小。

正常情况下不需要测控人员人工操作，由星上与地面运控系统实现了自动化流程。

本发明适用于需要进行位置保持控制的静止轨道卫星，根据卫星上次东西位置保持控制效果对推力器干扰力矩进行分析，计算得到推力器的实际推力大小，计算干扰力矩对卫星姿态和角动量的影响，从而得到位保点火次数与误差修正点火之间的对应关系，转换为位保点火推力器脉冲次数与修正点火推力器推力大小与脉冲次数，作为星上执行的初始输入参数。在后续控制实施时，结合上次控制的评估结果，计算下次控制量。

本发明的误差修对应关系正可调节。根据推力器不对称性、卫星姿态、角动量变化调节范围共同确定卫星位保点火脉冲次数与修正点火推力大小及次数，确定合理的误差修对应关系。

本发明评估每次控制过程，通过控制效果进行干扰力矩分析，计算每次控制推力器工作效率，得到本次控制推力器实际推力大小，并根据本次控制脉冲次数，控制期间卫星姿态、角动量变化情况评估本次控制的修正补偿效果。评估结果作为下一次控制的输入参数。

实施例二：

本发明实施例还提供了一种卫星位置保持的控制装置，该卫星位置保持的控制装置用于执行本发明实施例上述内容所提供的卫星位置保持的控制方法，以下是本发明实施例提供的卫星位置保持的控制装置的具体介绍。

如图3所示，图3为上述卫星位置保持的控制装置的示意图，该卫星位置保持的控制装置包括：

第一确定单元10，用于确定卫星推力器在位置保持点火期间的工作参数，其中，所述工作参数包括：第一卫星推力器与第二卫星推力器之间的推力差值，所述第一卫星推力器与所述第二卫星推力器之间生成的干扰力矩和所述干扰力矩的方向；

第二确定单元20，用于基于所述工作参数，确定出目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，其中，所述目标卫星推力器为进行干扰力矩修正时所使用的卫星推力器；

第三确定单元30，用于基于所述目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，确定出目标参数，其中，所述目标参数包括：位置保持点火次数与位置修正点火次数的比例，位置修正点火的点火时长；

控制单元40，用于将所述目标参数发送给所述卫星推力器，以使所述卫星推力器利用所述目标参数对卫星的姿态与角动量进行优化。

在本发明实施例中，通过确定卫星推力器在位置保持点火期间的工作参数，其中，工作参数包括第一卫星推力器与第二卫星推力器之间的推力差值，第一卫星推力器与第二卫星推力器之间生成的干扰力矩和所述干扰力矩的方向；基于工作参数，确定出目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，其中，目标卫星推力器为进行干扰力矩修正时所使用的卫星推力器；基于目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，确定出目标参数，其中，目标参数包括：位置保持点火次数与位置修正点火次数的比例，位置修正点火的点火时长；将目标参数发送给卫星推力器，达到了利用目标卫星推力器利用目标参数对卫星的姿态与角动量进行优化的目的，进而解决了现有技术在对卫星进行位置保持控制时需要测控人员进行的人工操作较多，耗费较多的时间的技术问题，从而实现了自动化对卫星进行位置保持控制和节省时间的技术效果。

优选地，所述装置还包括：执行单元，用于控制所述第一确定单元，所述第二确定单元，所述第三确定单元和所述控制单元重复工作，以对卫星的姿态与角动量进行迭代优化。

优选地，所述第一确定单元，用于：获取所述卫星在位置保持点火期间的姿态变化数据和动量轮转速变化的遥测数据；基于所述动量轮转速变化遥测数据，对所述卫星推力器的实际工作效率进行分析，得到分析结果；将所述分析结果确定为所述工作参数。

优选地，所述第二确定单元，用于确定出所述干扰力矩的方向在所述卫星的本体坐标系中的目标方向；基于所述目标方向，确定出所述目标卫星推力器；设定所述目标卫星推力器的干扰力矩的修正阈值，其中，所述修正阈值包括以下至少之一：姿态变化数据的门限值，所述第一卫星推力器和所述第二卫星推力器之间的动量轮转速差的变化门限值。

优选的，所述控制单元，用于将所述目标参数转化为卫星遥控指令的指令序列；利用地面遥控指令软件，将所述指令序列发送给所述卫星推力器。

实施例三：

本发明实施例还提供了一种电子设备，包括存储器以及处理器，所述存储器用于存储支持处理器执行上述实施例一中所述方法的程序，所述处理器被配置为用于执行所述存储器中存储的程序。

参见图4，本发明实施例还提供一种电子设备100，包括：处理器50，存储器51，总线52和通信接口53，所述处理器50、通信接口53和存储器51通过总线52连接；处理器50用于执行存储器51中存储的可执行模块，例如计算机程序。

其中，存储器51可能包含高速随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)，也可能还包括非不稳定的存储器(non-volatile memory)，例如至少一个磁盘存储器。通过至少一个通信接口53(可以是有线或者无线)实现该系统网元与至少一个其他网元之间的通信连接，可以使用互联网，广域网，本地网，城域网等。

总线52可以是ISA总线、PCI总线或EISA总线等。所述总线可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图4中仅用一个双向箭头表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。

其中，存储器51用于存储程序，所述处理器50在接收到执行指令后，执行所述程序，前述本发明实施例任一实施例揭示的流过程定义的装置所执行的方法可以应用于处理器50中，或者由处理器50实现。

处理器50可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法的各步骤可以通过处理器50中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器50可以是通用处理器，包括中央处理器(Central Processing Unit，简称CPU)、网络处理器(Network Processor，简称NP)等；还可以是数字信号处理器(Digital SignalProcessing，简称DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，简称ASIC)、现成可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，简称FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。可以实现或者执行本发明实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。结合本发明实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器51，处理器50读取存储器51中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。

实施例四：

本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质上存储有计算机程序，计算机程序被处理器运行时执行上述实施例一中所述方法的步骤。

另外，在本发明实施例的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的系统、装置和方法，可以通过其它的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，又例如，多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些通信接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。

最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本发明的具体实施方式，用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，本发明的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。