1.本技术涉及航天器轨道控制领域，具体而言，涉及一种用于卫星轨道控制效果标定的方法。


背景技术：

2.通过在轨飞行和控制过程，利用控前和控后的精确轨道能够实现对发动机的推力效果进行标定。
3.相关技术中的精确标定的方式无法应用于商业卫星频繁间歇式变轨的情况。
4.针对相关技术中高频度间歇式轨道控制情况下，无法较好地实现卫星轨道控制效果标定的的问题，目前尚未提出有效的解决方案。


技术实现要素：

5.本技术的主要目的在于提供一种用于卫星轨道控制效果标定的方法、装置、存储介质、电子装置，以解决高频度间歇式轨道控制情况，无法较好地实现卫星轨道控制效果标定的的问题。
6.为了实现上述目的，根据本技术的一个方面，提供了一种用于卫星轨道控制效果标定的方法。
7.根据本技术的用于卫星轨道控制的标定方法包括：通过将所述卫星在轨控结束时刻的实际轨道参数与预设发动机推力产生的理论预报轨道参数进行比较，得到实际与预设的推力之间的差异；基于预设发动机推力计算得到的轨道控制后的轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到控制结束时刻的理论参数差值，其中，所述无控状态的轨道参数包括将轨道按照无轨道控制情况下预报得到的轨道控制结束时刻的无控状态的轨道；基于实际轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到实际参数差值；根据所述理论参数差值、所述实际参数差值以及所述预设发动机推力，计算实际的发动机推力参数，完成轨道控制效果标定。
8.进一步地，所述轨道参数至少包括如下之一：轨道半长轴，通过改变所述轨道半长轴，用以使轨道控制的推力产生变化。
9.进一步地，所述通过将所述卫星在轨道控制结束时刻的轨道参数与预设发动机推力产生的轨道参数进行比较，得到实际与预设的推力之间的差异，包括：在所述轨道控制的结束时刻，通过将所述卫星在轨道控制结束时刻的所述轨道半长轴与所述预设发动机推力产生的所述轨道半长轴进行推力差异的比较，其中所述所述预设发动机推力与所述轨道控制为同一推力方向。
10.进一步地，所述根据所述理论参数差值、所述实际参数差值以及所述预设发动机推力，计算实际的发动机推力参数，完成轨道控制效果标定，包括：通过将轨道按照无轨道控制情况下预报得到的轨道控制结束时刻的无控状态的轨道作为基准的卫星轨道，根据所述理论参数差值、所述实际参数差值以及所述预设发动机推力，通过计算实际的发动机推力参数对频繁间歇开机情况下的平均推力效果进行标定。
11.进一步地，根据所述理论参数差值、所述实际参数差值以及所述预设发动机推力，计算实际的发动机推力参数，完成轨道控制效果标定，包括：基于预设发动机推力计算得到的轨道控制后的轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到理论参数差值 ；基于实际轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到实际参数差值；根据，计算实际的发动机推力参数。
12.进一步地，所述根据所述理论参数差值、所述实际参数差值以及所述预设发动机推力，计算实际的发动机推力参数，完成轨道控制效果标定，包括：根据所述理论参数差值、所述实际参数差值作为实际控后轨道的推力控制参数以及所述预设发动机推力作为理论控制目标轨道的推力控制参数，对发动机平均推力进行标定。
13.进一步地，用于频繁间歇式轨道的卫星轨道控制。
14.为了实现上述目的，根据本技术的另一方面，提供了一种用于卫星轨道控制的标定装置。
15.根据本技术的用于卫星轨道控制的标定装置包括：差异比较模块，用于通过将所述卫星在轨道控制结束时刻的轨道参数与预设发动机推力产生的理论预报轨道参数进行比较，得到实际与预设的推力之间的差异；第一确定模块，用于基于预设发动机推力计算得到的轨道控制后的轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到控制结束时刻的理论参数差值，其中，所述无控状态的轨道参数包括将轨道按照无轨道控制情况下预报得到的轨道控制结束时刻的无控状态的轨道；第二确定模块，用于基于实际轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到实际参数差值；计算模块，用于根据所述理论参数差值、所述实际参数差值以及所述预设发动机推力，计算实际的发动机推力参数，完成轨道控制效果标定。
16.为了实现上述目的，根据本技术的另一个方面，还提供了一种存储介质，所述存储介质中存储有计算机程序，其中，所述计算机程序被设置为运行时执行上述任一项方法实施例中的步骤。
17.为了实现上述目的，根据本技术的再一个方面，还提供了一种电子装置，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器被设置为运行所述计算机程序以执行上述任一项方法实施例中的步骤。
18.在本技术实施例中用于卫星轨道控制效果标定的方法、装置、存储介质、电子装置，采用通过将所述卫星在轨道控制结束时刻的轨道参数与预设发动机推力产生的轨道参数进行比较，得到实际与预设的推力之间的差异的方式，通过基于预设发动机推力计算得到的轨道控制后的轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到理论参数差值以及基于实际轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到实际参数差值，达到了根据所述理论参数差值、所述实际参数差值以及所述预设发动机推力，计算实际的发动机推力参数，完成轨道控制效果标定的目的，从而实现了利用理论控制目标轨道和实际控后轨道相关参数，对发动机平均推力进行标定的技术效果，进而解决了高频度间歇式轨道控制情况，无法较好地实现卫星轨道控制的标定的技术问题。
附图说明
19.构成本技术的一部分的附图用来提供对本技术的进一步理解，使得本技术的其它特征、目的和优点变得更明显。本技术的示意性实施例附图及其说明用于解释本技术，并不构成对本技术的不当限定。在附图中：图1是根据本技术实施例的用于卫星轨道控制效果标定的方法的硬件结构示意图；图2是根据本技术实施例的用于卫星轨道控制效果标定的方法的流程示意图；图3是根据本技术实施例的用于卫星轨道控制效果标定的装置结构示意图；图4是根据本技术实施例的用于卫星轨道控制效果标定的方法的流程示意图。
具体实施方式
20.为了使本技术领域的人员更好地理解本技术方案，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，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，都应当属于本技术保护的范围。
21.需要说明的是，本技术的说明书和权利要求书及上述附图中的术语是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本技术的实施例。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
22.在本技术中，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“中”、“竖直”、“水平”、“横向”、“纵向”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。这些术语主要是为了更好地描述本技术及其实施例，并非用于限定所指示的装置、元件或组成部分必须具有特定方位，或以特定方位进行构造和操作。
23.并且，上述部分术语除了可以用于表示方位或位置关系以外，还可能用于表示其他含义，例如术语“上”在某些情况下也可能用于表示某种依附关系或连接关系。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解这些术语在本技术中的具体含义。
24.此外，术语“安装”、“设置”、“设有”、“连接”、“相连”、“套接”应做广义理解。例如，可以是固定连接，可拆卸连接，或整体式构造；可以是机械连接，或电连接；可以是直接相连，或者是通过中间媒介间接相连，又或者是两个装置、元件或组成部分之间内部的连通。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
25.航天器轨道控制是指航天器（比如卫星）发射入轨之后，根据某一时刻的轨道状态和该任务的目标轨道要求，利用航天器携带的发动机提供的推力，将航天器的轨道从当前的状态调整为目标轨道状态，以完成航天器（比如卫星）的任务目标。
26.为了高效准确地到达目标轨道，同时确保在轨道控制期间及控制之后一段时间还能精确地跟踪航天器以及很好地开展空间碎片碰撞预警等重要工作，需要准确地预知轨道控制发动机的推力比冲等参数，而发动机在设计阶段以及在地面测试期间得到的一些指标
参数，在太空环境下往往是存在较大偏差的，因此需要通过在轨飞行和控制过程，利用控前和控后的精确轨道对发动机的推力效果进行标定。
27.发明人研究时发现，传统的轨道控制效果标定往往通过星载的加速度计，精确分析开关机时刻和推力后效，对加速度计的相关的系数进行标定，从而得到准确的推力效果会面临在短时间内高频度间歇实施轨道控制的情况，例如：l频段试验星、交通部vdes试验星等任务的轨道控制需求等等。因此，相关技术中的加速度计系数进行精确标定的方式无法应用于当前商业小卫星的频繁间歇式变轨的情况。
28.需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本技术。
29.如图1所示，本技术实施例中的放的硬件结构包括：卫星100、轨道200。所述卫星100主要包括商业小卫星。的商业小卫星通常不会搭载高精度加速度计，同时由于微小卫星的能源问题，发动机的推力和单次最大开机时间长度也会有较大限制，另外由于通常采用搭载发射，通过大范围地轨道变化以到达任务目标轨道的需求日益增多，因此会面临在短时间内高频度间歇实施轨道控制的情况。轨道200包括了不同的预设的用于卫星运行的轨道。
30.如图2所示，该方法包括如下的步骤s201至步骤s204：步骤s201，通过将所述卫星在轨道控制结束时刻的实际轨道参数与预设发动机推力产生的理论预报轨道参数进行比较，得到实际与预设的推力之间的差异，其中，所述理论时刻包括轨道控制结束时刻；步骤s202，基于预设发动机推力计算得到的轨道控制后的轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到控制结束时刻的理论参数差值，其中，所述无控状态的轨道参数包括将轨道按照无轨道控制情况下预报得到的轨道控制结束时刻的无控状态的轨道；步骤s203，基于实际轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到实际参数差值；步骤s204，根据所述理论参数差值、所述实际参数差值以及所述预设发动机推力，计算实际的发动机推力参数，完成轨道控制效果标定。
31.从以上的描述中，可以看出，本技术实现了如下技术效果：采用通过将所述卫星在轨道控制结束时刻的轨道参数与预设发动机推力产生的轨道参数进行比较，得到实际与预设的推力之间的差异的方式，通过基于预设发动机推力计算得到的轨道控制后的轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到理论参数差值以及基于实际轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到实际参数差值，达到了根据所述理论参数差值、所述实际参数差值以及所述预设发动机推力，计算实际的发动机推力参数，完成轨道控制效果标定的目的，从而实现了利用理论控制目标轨道和实际控后轨道相关参数，对发动机平均推力进行标定的技术效果，进而解决了高频度间歇式轨道控制情况，无法较好地实现卫星轨道控制的标定的技术问题。
32.上述步骤s201中通过将所述卫星在轨道控制结束时刻的轨道参数与预设发动机推力产生的轨道参数进行比较，可以得到实际与预设的推力之间的差异。即通过将轨道变化的比较时刻定义在轨道控制结束时刻，并且利用该时刻的实际轨道轨道参数与理论推力产生的轨道参数进行比较，考察两个半长轴变化从而得到实际推力和理论推力的差异。
33.可以理解，轨道控制的推力方向是卫星运动的延轨迹方向。并且这样的小推力的
情况可以参考相关技术中轨道动力学中受摄二体问题的小参数幂级数解析分析，在本技术不进行赘述。由现有技术中轨道动力学中受摄二体问题的可知该推力产生的轨道参数变化主要就是改变轨道半长轴和偏心率，但由于选择了轨道运动的对称点进行控制，因此整体的控制效果主要就是半长轴的变化。
34.作为一种可选的实施方式，在实际轨道中是指精确的轨道参数。轨道参数可以是轨道半长轴。
35.作为一种可选的实施方式，虽然可以初略地认为延轨迹方向的推力大小t与该瞬时半长轴的变化率da/dt具有线性关系，然而由于实际轨道控制过程间歇性地持续了数小时，而实际飞行器（卫星）的轨道运动受到地球的非球形引力场的影响，各个时刻的瞬时轨道参数都在变化，无法直接对应任何一个时刻的推力大小和由于推力引起的瞬时轨道半长轴变化率进行实际推力和理论推力的分析，所以选择轨道控制结束时刻进行前后比较。
36.上述步骤s202中为了进一步计算发动机推力，需要基于预设发动机推力计算得到的轨道控制后的轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到理论参数差值。
37.作为一种可选的实施方式，理论参数值即为轨道参数的差值。
38.作为一种可选的实施方式，由于经过较长时间段的间歇性轨道控制过程，轨道参数本身也会受到各种自然的摄动因素产生变化，为了规避因为非轨道控制推力而引起的轨道参数变化，所述无控状态的轨道参数包括将轨道按照无轨道控制情况下预报得到的轨道控制结束时刻的无控状态的轨道。
39.上述步骤s203中同理可知，基于实际轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到实际参数差值。
40.作为一种可选的实施方式，实际参数差值即为轨道参数的差值。
41.上述步骤s204中根据所述理论参数差值、所述实际参数差值以及所述预设发动机推力，计算实际的发动机推力参数，完成轨道控制效果标定。即可以根据实际轨道控制后的精确定轨结果计算出的轨道参数和根据理论推力计算的半长轴变化的比值和发动机的理论推力计算出发动机的实际推力，从而达到对发动机的推力进行标校的目的。
42.优选地，根据所述理论参数差值、所述实际参数差值以及所述预设发动机推力，计算实际的发动机推力参数，完成轨道控制效果标定，包括：基于预设发动机推力计算得到的轨道控制后的轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到理论参数差值；基于实际轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到实际参数差值；根据，计算实际的发动机推力参数。
43.作为本实施例中的优选，上述的方法用于频繁间歇式轨道的卫星轨道控制，通过利用理论控制目标轨道和实际控后轨道相关参数，对发动机平均推力进行标定的方法，以解决相关技术中商业微小卫星进行大幅度变轨情况下对高精度预测轨道控制效果的需求。
44.作为本实施例中的优选，所述轨道参数至少包括如下之一：轨道半长轴，通过改变所述轨道半长轴，用以使轨道控制的推力产生变化。
45.根据相关技术中的轨道控制的推力方向是卫星运动的延轨迹方向。并且这样的小推力的情况可以参考相关技术中轨道动力学中受摄二体问题的小参数幂级数解析分析的
原理，根据所述轨道参数的轨道半长轴。
46.进一步地，通过改变所述轨道半长轴，用以使轨道控制的推力产生变化。
47.作为本实施例中的优选，所述通过将所述卫星在轨道控制结束时刻的轨道参数与预设发动机推力产生的轨道参数进行比较，得到实际与预设的推力之间的差异，，包括：在所述轨道控制的结束时刻，通过将所述卫星在轨道控制结束时刻的所述轨道半长轴与所述预设发动机推力产生的所述轨道半长轴进行推力差异的比较，其中所述所述预设发动机推力与所述轨道控制为同一推力方向。
48.具体实施时，在所述轨道控制的结束时刻，通过将所述卫星在轨道控制结束时刻的所述轨道半长轴与所述预设发动机推力产生的所述轨道半长轴进行推力差异的比较，从而利用控制前后的与推力方向对应的轨道参数直接对推力进行标定。
49.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。
50.根据本技术实施例，还提供了一种用于实施上述方法的用于卫星轨道控制的标定装置，如图3所示，该装置包括：差异比较模块301，用于通过将所述卫星在轨道控制结束时刻的实际轨道参数与预设发动机推力产生的轨道参数进行比较，得到实际与预设的推力之间的差异；第一确定模块302，用于基于预设发动机推力计算得到的轨道控制后的轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到控制结束时刻的理论参数差值，其中，所述无控状态的轨道参数包括将轨道按照无轨道控制情况下预报得到的轨道控制结束时刻的无控状态的轨道；第二确定模块303，用于基于实际轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到实际参数差值；计算模块304，用于根据所述理论参数差值、所述实际参数差值以及所述预设发动机推力，计算实际的发动机推力参数，完成轨道控制效果标定。
51.本技术实施例的所述差异比较模块301中通过将所述卫星在轨道控制结束时刻的轨道参数与预设发动机推力产生的轨道参数进行比较，可以得到实际与预设的推力之间的差异。即通过将轨道变化的比较时刻定义在轨道控制结束时刻，并且利用该时刻的实际轨道轨道参数与理论推力产生的轨道参数进行比较，考察两个半长轴变化从而得到实际推力和理论推力的差异。
52.可以理解，轨道控制的推力方向是卫星运动的延轨迹方向。并且这样的小推力的情况可以参考相关技术中轨道动力学中受摄二体问题的小参数幂级数解析分析，在本技术不进行赘述。由现有技术中轨道动力学中受摄二体问题的可知该推力产生的轨道参数变化主要就是改变轨道半长轴和偏心率，但由于选择了轨道运动的对称点进行控制，因此整体的控制效果主要就是半长轴的变化。
53.作为一种可选的实施方式，在实际轨道中是指精确的轨道参数。轨道参数可以是轨道半长轴。
54.作为一种可选的实施方式，虽然可以初略地认为延轨迹方向的推力大小t与该瞬时半长轴的变化率da/dt具有线性关系，然而由于实际轨道控制过程间歇性地持续了数小时，而实际飞行器（卫星）的轨道运动受到地球的非球形引力场的影响，各个时刻的瞬时轨
道参数都在变化，无法直接对应任何一个时刻的推力大小和由于推力引起的瞬时轨道半长轴变化率进行实际推力和理论推力的分析，所以选择轨道控制结束时刻进行前后比较。
55.本技术实施例的所述第一确定模块302中为了进一步计算发动机推力，需要基于预设发动机推力计算得到的轨道控制后的轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到理论参数差值。
56.作为一种可选的实施方式，理论参数值即为轨道参数的差值。
57.作为一种可选的实施方式，由于经过较长时间段的间歇性轨道控制过程，轨道参数本身也会受到各种自然的摄动因素产生变化，为了规避因为非轨道控制推力而引起的轨道参数变化，所述无控状态的轨道参数包括将轨道按照无轨道控制情况下预报得到的轨道控制结束时刻的无控状态的轨道。
58.本技术实施例的所述第二确定模块303中同理可知，基于实际轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到实际参数差值。
59.作为一种可选的实施方式，实际参数差值即为轨道参数的差值。
60.本技术实施例的所述计算模块304中根据所述理论参数差值、所述实际参数差值以及所述预设发动机推力，计算实际的发动机推力参数，完成轨道控制效果标定。即可以根据实际轨道控制后的精确定轨结果计算出的轨道参数和根据理论推力计算的半长轴变化的比值和发动机的理论推力计算出发动机的实际推力，从而达到对发动机的推力进行标校的目的。
61.优选地，根据所述理论参数差值、所述实际参数差值以及所述预设发动机推力，计算实际的发动机推力参数，完成轨道控制效果标定，包括：基于预设发动机推力计算得到的轨道控制后的轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到理论参数差值；基于实际轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到实际参数差值；根据，计算实际的发动机推力参数。
62.作为本实施例中的优选，上述的方法用于频繁间歇式轨道的卫星轨道控制，通过利用理论控制目标轨道和实际控后轨道相关参数，对发动机平均推力进行标定的方法，以解决相关技术中商业微小卫星进行大幅度变轨情况下对高精度预测轨道控制效果的需求。
63.显然，本领域的技术人员应该明白，上述的本技术的各模块或各步骤可以用通用的计算装置来实现，它们可以集中在单个的计算装置上，或者分布在多个计算装置所组成的网络上，可选地，它们可以用计算装置可执行的程序代码来实现，从而，可以将它们存储在存储装置中由计算装置来执行，或者将它们分别制作成各个集成电路模块，或者将它们中的多个模块或步骤制作成单个集成电路模块来实现。这样，本技术不限制于任何特定的硬件和软件结合。
64.为了更好的理解上述用于卫星轨道控制的标定方法流程，以下结合优选实施例对上述技术方案进行解释说明，但不用于限定本发明实施例的技术方案。
65.本技术实施例中的方法，针对频繁间歇式轨道控制的控制效果标定方法。利用理论控制目标轨道和实际控后轨道相关参数，对发动机平均推力进行标定的方法，解决商业微小卫星进行大幅度变轨情况下对高精度预测轨道控制效果的需求。
66.如图4所示，是本技术实施例中用于卫星轨道控制的标定方法的流程示意图，以某一个微小卫星的轨道控制过程为例，具体包括如下步骤：步骤s401，该卫星由于搭载入轨，入轨时刻轨道到达轨道高度为1000公里附近的圆轨道，步骤s402，确定该任务的目标轨道为800公里高度的圆轨道，因此需要尽快地将轨道从1000公里下降到800公里，并且需要保持圆轨道特性。
67.步骤s403，通过将所述卫星在800公里高度的圆轨道控制结束时刻的轨道半长轴与预设发动机推力产生的轨道半长轴进行比较，得到实际与预设的推力之间的差异。
68.步骤s404，根据实际轨道控制后的精确定轨结果计算出的轨道半长轴变化和根据理论推力计算的半长轴变化的比值和发动机的理论推力计算出发动机的实际推力，从而达到对发动机的推力进行标定.考虑到该微小卫星的供电能力和发动机特性等要求，同时考虑地面测控跟踪的工作安排，制定了每天在圆轨道的对称点附近间歇式地开机控制，每次开机20秒，间隔二十多分钟再开机，每四次开机为一组，一天之内从世界时0点到12点平均分为四组或者六组的控制策略。由于这样的频繁间歇性地进行轨道控制，要通过轨道控制前后的精确轨道进行发动机的推力标定，就必须要预知准确的每次开机和关机时刻，根据控制前的精确轨道和控制之后的精确轨道，利用轨道动力学方法计算实际推力控制产生的轨道变化和理论推力产生的轨道变化，根据这两个轨道变化的相关参数之间的关系，就可以标定出实际推力和理论推力的差异，从而达到推力标定的目的。
69.通过将所述卫星在轨道控制结束时刻的轨道参数与预设发动机推力产生的轨道参数进行比较，得到实际与预设的推力之间的差异；基于预设发动机推力计算得到的轨道控制后的轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到理论参数差值，其中，所述无控状态的轨道参数包括将轨道按照无轨道控制情况下预报得到的轨道控制结束时刻的无控状态的轨道；基于实际轨道参数
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无控状态的轨道参数，得到实际参数差值；根据所述理论参数差值、所述实际参数差值以及所述预设发动机推力，计算实际的发动机推力参数，完成轨道控制效果标定。所述轨道参数至少包括如下之一：轨道半长轴，通过改变所述轨道半长轴，用以使轨道控制的推力产生变化。
70.以上所述仅为本技术的优选实施例而已，并不用于限制本技术，对于本领域的技术人员来说，本技术可以有各种更改和变化。凡在本技术的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本技术的保护范围之内。