一种多系统耦合的任务导引联合系统及方法与流程

1.本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种多系统耦合的任务导引联合系统及方法。


背景技术：

2.随着科学技术的发展，卫星所携带的载荷越来越多，卫星的功能也变得越来越复杂。目前，在卫星的在轨任务规划上，大多数还是通过地面对星上环境进行判断，然后根据当前状态完成规划，并通过指令上注的方式控制卫星完成任务。采样这种方式进行任务规划，星上程序简单，但是其难以对一些对星上环境敏感、需要根据卫星状态实时做出反应的任务进行规划。


技术实现要素：

3.针对现有技术中的部分或全部问题，本发明一方面提供一种多系统耦合的任务导引联合系统，包括：
4.存储模块，用于存储任务过程中所需的载荷参数；以及
5.任务导引模块，其与卫星的各个模块及载荷可通信地连接，且用于接收地面上注任务类型，并根据所述任务类型确定卫星的整器模式及整器子模式，进而根据预设的导引律调整卫星姿态，并根据所述载荷参数控制载荷。
6.进一步地，所述导引律包括至少一条转台导引律以及至少一条平台导引律，其中所述转台导引律及平台导引律分别用于根据整器子模式引导转台及平台进入相应姿态。
7.进一步地，所述转台导引律包括：高速机动、低频跟踪、低速机动、中速机动、定位以及高频跟踪。
8.进一步地，所述平台导引律包括：无效模式、竖立偏流、侧卧偏流、竖立非偏流、侧卧非偏流、跟踪、轨道系固定指向以及惯性系固定指向。
9.进一步地，所述整器模式包括恒星观测任务、对日观测任务、空间环境任务、固定指向、最小加电模式、入轨模式以及整器安全模式。
10.进一步地，所述恒星观测任务包括如下整器子模式：高轨恒星观测、低轨恒星观测、竖立非观测以及侧卧非观测；和/或
11.所述对日观测任务包括如下整器子模式：掩日观测、第一对日观测、第二对日观测、竖立非观测以及侧卧非观测；和/或
12.所述空间环境任务包括如下整器子模式：环境观测、巡视观测、竖立非观测以及侧卧非观测；和/或
13.所述固定指向包括如下整器子模式：轨道系固定指向观测、惯性系固定指向观测、竖立非观测以及侧卧非观测。
14.进一步地，所述最小加电模式包括最小加电子模式，为卫星的上电默认模式。
15.进一步地，在星箭分离时，所述最小加电子模式自动切换为入轨子模式。
16.基于如前所述的任务导引联合系统，本发明另一方面提供一种多系统耦合的任务导引联合方法，包括：
17.在卫星入境时，接收地面上注的任务类型，并将所需载荷参数存储至存储模块的指定区域；
18.任务导引模块判断卫星当前的轨道、能源条件是否满足任务要求：
19.若不满足则自主放弃该任务；以及
20.若满足则进入相应的整器模式和整器子模式：
21.根据卫星外部环境，发出相应的平台导引律和转台导引律调整卫星进入相应姿态，为任务流程做好姿态准备；以及
22.待姿态，轨道和外部环境达到要求，开启相应载荷，完成对应任务；以及
23.任务类型执行完毕后，卫星平台和转台切换至默认姿态，等待地面重新注入任务类型。
24.进一步地，所述任务导引联合方法还包括：
25.若无法满足任务要求，则放弃当前任务进行下一个任务流程，存储相应状态，并在下次入境时下传至地面。
26.本发明提供的一种多系统耦合的任务导引联合系统及方法，将卫星常见的任务类型按照所需的载荷，任务环境等分为多个整器模式，并根据任务中姿态等的要求不同进一步地划分为多个整器子模式，并对不同的整器子模式设置有对应的平台姿控工作模式、转台导引律以及平台导引律，使得卫星在轨运行过程中，地面只需告诉卫星当前需要完成的任务类型，任务导引模块就会自动根据外部环境，选取相应的转台导引律以及平台导引律调整卫星进行进入相应的姿态和轨道高度，并开启对应载荷，各模块配合完成在轨任务，以实现卫星在轨自主执行任务。
附图说明
27.为进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。
28.图1示出本发明一个实施例的一种多系统耦合的任务导引联合系统的结构示意图；
29.图2示出本发明一个实施例的任务引导模块与卫星其他模块的数据交互示意图；
30.图3示出本发明一个实施例的整器系统工作子模式切换逻辑示意图；
31.图4示出本发明一个实施例的转台导引律、整器子模式、平台姿控工作模式、平台导引律之间的关系示意图；
32.图5示出本发明一个实施例的一种多系统耦合的任务导引联合方法的流程示意图；以及
33.图6示出本发明一个实施例的对日观测任务的示意图。
具体实施方式
34.以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构或操作以免模糊本发明的发明点。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明并不限于这些特定细节。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按正确比例绘制。
35.在本说明书中，对“一个实施例”或“该实施例”的引用意味着结合该实施例描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施例中。在本说明书各处中出现的短语“在一个实施例中”并不一定全部指代同一实施例。
36.需要说明的是，本发明的实施例以特定顺序对方法步骤进行描述，然而这只是为了阐述该具体实施例，而不是限定各步骤的先后顺序。相反，在本发明的不同实施例中，可根据实际需求来调整各步骤的先后顺序。
37.为了实现卫星在轨自主执行任务，本发明提供了一种多系统耦合的任务导引联合策略，将卫星常见的任务类型按照所需的载荷，任务环境等分为多个整器模式，并根据任务中姿态等的要求不同进一步地划分为多个整器子模式，并对不同的整器子模式设置有对应的平台姿控工作模式、转台导引律以及平台导引律，使得卫星在轨运行过程中，地面只需告诉卫星当前需要完成的任务类型，任务导引模块就会自动根据外部环境，选取相应的转台导引律以及平台导引律调整卫星进行进入相应的姿态和轨道高度，并开启对应载荷，各模块配合完成在轨任务。
38.下面结合实施例附图，对本发明的方案作进一步描述。
39.图1示出本发明一个实施例的一种多系统耦合的任务导引联合系统的结构示意图。如图所示，一种多系统耦合的任务导引联合系统，包括存储模块101以及任务导引模块102。其中，所述存储模块101用于存储任务过程中所需的载荷参数，所述任务导引模块102则与卫星的各个模块及载荷可通信地连接，用于接收地面上注任务类型，并根据地面上注的任务类型，确定卫星的整器模式及整器子模式，进而根据预设的导引律调整卫星姿态，并根据所述载荷参数控制载荷。
40.图2示出本发明一个实施例的任务引导模块与卫星其他模块的数据交互示意图。如图2所示，任务导引模块接收到任务类型后，自动根据外部环境，诸如太阳高度角等，调整卫星进行进入相应的姿态和轨道高度，并开启对应载荷，使得各模块配合完成在轨任务。任务导引模块在轨自主执行任务过程中会控制多个系统，如上下行管理模块、转台机构、姿控模块、数传模块、轨控模块、轨道模块、载荷、公共区以及其它接口均存在数据交互等。具体而言，所述上下行管理模块用于实现卫星与地面的通信，其将地面上注的数据遥控指令发送给所述任务导引模块，并将任务导引模块的遥测量下发至地面。所述轨道模块、轨控模块、数传模块以及其它接口分别为所述任务导引模块提供轨道数据、轨控请求标志、数传任务标志以及星上时各种标志量。所述任务导引模块根据接收到任务类型，确定整器模式及子模式、平台导引律及转台导引律、载荷指令分别发送给公共区、姿控模块、转台机构及载荷，而所述公共区、姿控模块、转台机构及载荷则在执行完对应指令后，返回各个分系统的模式、相应标志、转换矩阵、太阳矢量、载荷状态等信息。
41.所述整器模式指当前需要执行的任务类型，当前需要执行的任务类型包括光学载荷任务模式及光学载荷任务服务模式两大类。在本发明的一个实施例中，按照所需的载荷、任务环境对其进行细分，形成以下整器模式：恒星观测任务、对日观测任务、空间环境任务、固定指向、最小加电模式、入轨模式以及整器安全模式，其中，恒星观测任务、对日观测任务、空间环境任务属于光学载荷任务模式，即任务模式，以及最小加电模式、入轨模式以及整器安全模式则属于光学载荷任务服务模式，即服务模式。
42.对整器模式进一步分类得到整器子模式，不同的整器子模式会采用不同的姿控工作模式，以及平台导引律、转台导引律，为星上各个分系统以及载荷执行任务的重要依据。在本发明的一个实施例中，所述恒星观测任务包括如下整器子模式：高轨恒星观测、低轨恒星观测、竖立非观测以及侧卧非观测。在本发明的一个实施例中，所述对日观测任务包括如下整器子模式：掩日观测、第一对日观测、第二对日观测、竖立非观测以及侧卧非观测。在本发明的一个实施例中，所述空间环境任务包括如下整器子模式：环境观测、巡视观测、竖立非观测以及侧卧非观测。在本发明的一个实施例中，所述固定指向包括如下整器子模式：轨道系固定指向观测、惯性系固定指向观测、竖立非观测以及侧卧非观测。在本发明的一个实施例中，所述最小加电模式，又称为发射车测试模式则包括最小加电子模式，或称发射车测试模式，其为卫星平台的上电默认模式。在本发明的一个实施例中，所述入轨模式包括入轨子模式，在星箭分离，即采集到星箭分离硬件信号或者收到“星箭软分离”指令时刻，所述最小加电子模式切入入轨子模式，同时整器模式自主切换为入轨模式。在本发明的一个实施例中，所述整器安全模式包括整器安全子模式。
43.图3示出本发明一个实施例的整器系统工作子模式切换逻辑示意图。如图3所示，在入轨前，卫星均处于上电默认模式，即最小加电子模式，星箭分离后，则进入入轨子模式。一定时间后，当卫星建立竖立对地姿态后，入轨子模式自主进入竖立非观测整器子模式，同时星上整器模式自主切换为固定指向模式。此外，则可根据地面上注的任务类型控制各整器子模式的切换。在本发明的一个实施例中，每个整器子模式进入的首要前提是：当前星上整器模式为对应的要进入的子模式归属的整器模式。同时，每个整器子模式在执行过程中以及切出进入其它整器子模式前，都需要判断其是否满足进入整器安全子模式的条件，若满足，则整器模式为整器安全模式，整器子模式则进入整器安全子模式，待满足整器安全模式切出条件后，再根据地面指令切出相应整器模式，并根据地面指令或自主切换逻辑分图的条件进入相应的整器子模式，在本发明的实施例中，除最小加电子模式外，所有其它整器子模式都可以切入整器安全子模式，其中由于入轨子模式属于特定时期，即星箭分离后到卫星建立竖立对比姿态前这一时间段的特殊整器子模式，其在满足进入整器安全子模式的条件时，可切入整器安全子模式，但是无法从整器安全子模式进入入轨子模式中，也就是说，在入轨流程完成或者结束之后，任务导引模块不会再进入入轨子模式中。在本发明的实施例中，竖立非观测、侧卧非观测为光学载荷观测任务服务子模式，在载荷任务间隙之间作为过渡模式，也可通过地面指令修改相应的参数给导引律模块，当载荷不观测的时长超过预设值时，例如25分钟内不观测时，选择竖立非偏流或竖立偏流、侧卧非偏流或侧卧偏流。在本发明的一个实施例中，所述预设值可通过指令修改。所有的观测模式为姿控相应观测模式切入条件之一，所述任务导引模块在进入相应的整器子模式时，首先输出对应的平台导引律，姿控收到所述平台导引律后，进入相应任务的准备阶段，姿控准备到位后可以执行
观测任务。
44.在本发明的一个实施例中，所述导引律包括转台导引律以及平台导引律。其中，所述平台导引律由所述任务导引模块102输出，用于引导平台进入相应姿态的算法，根据所述任务导引模块102输出的平台导引律，姿控模块进入相应的工作模式，调整平台的姿态。在本发明的一个实施例中，所述平台导引律主要包括：无效模式、竖立偏流、侧卧偏流、竖立非偏流、侧卧非偏流、跟踪、轨道系固定指向以及惯性系固定指向。所述转台导引律同样由所述任务导引模块102输出，用于引导转台进入相应姿态的算法。在本发明的一个实施例中，所述转台导引律主要包括：高速机动、低频跟踪、低速机动、中速机动、定位以及高频跟踪。
45.图4示出本发明一个实施例的转台导引律、整器子模式、平台姿控工作模式、平台导引律之间的关系示意图。如图4所述，不同的整器子模式一方面需要一个或多个转台导引律相配合，以使得转台进入相应姿态，另一方面可触发不同的平台姿控工作模式，而不同的平台姿控则需要不同的平台导引律来控制平台进入相应姿态。
46.基于如前所述的任务导引联合系统，图5示出本发明一个实施例的一种多系统耦合的任务导引联合方法的流程示意图。如图5所示，一种多系统耦合的任务导引联合方法，包括：
47.首先，在步骤501，接受任务类型。卫星入境时，地面上注指令告知卫星需要完成的任务类型，并将卫星任务过程中需要用到的载荷参数存储至存储模块的指定区域，在本发明的一个实施例中，上注的任务类型可以为一个或一系列的任务流程；
48.接下来，在步骤502，判断轨道、能源条件是否满足任务要求。收到指令之后，任务导引模块判断卫星的轨道、能源等条件是否满足任务要求，若满足则进入步骤503，进入整器模式，即根据所述任务类型进入相应的整器模式和整器子模式，若不满足则进入步骤504，自主放弃该任务；
49.接下来，在步骤505，调整姿态。所述任务导引模块进入相应整器模式和整器子模式后，根据卫星外部环境，如太阳高度角等，发出相应的平台导引律和转台导引律，以调整卫星进入相应姿态，为任务流程做好姿态准备。在本发明的一个实施例中，调整卫星在姿态包括：如实时计算太阳高度角，并保证载荷光轴与太阳高度角成一定夹角等；
50.接下来，在步骤506，开启载荷。待姿态、轨道和外部环境均达到任务要求后，开启相应载荷，完成对应任务。在本发明的一个实施例中，若姿态、轨道或外部环境存在不满足任务要求的情况时，则放弃当前任务进行下一个任务流程，存储相应状态，并在下次入境时下传至地面；以及
51.最后，在步骤507，切换默认姿态。星上存储的任务类型均执行完毕之后，卫星平台和转台切换至默认姿态，等待地面重新注入任务类型。
52.图6示出本发明一个实施例的对日观测任务的示意图。其中 x方向为卫星飞行方向，展示平面为轨道平面。如图6所示，对日观测任务可根据太阳高度角的不同划分为多个整器子模式。具体而言，在出阴影工况时，随着飞行器的在轨运动，太阳高度角逐渐增大；在入阴影工况时，随着飞行器的在轨运动，太阳高度角逐渐减小；在不同的太阳高度角时，需要进行不同的观测任务，卫星在轨运动过程中，太阳高度角在实时变化，地面进行任务规划难度较大，采用任务导引模块进行自主任务规划，将太阳高度角作为变量输入，则可实时判断任务流程，并输出不同的平台导引律和转台导引律，调整卫星进入相应姿态，以便于进行
相应的对日观测任务。
53.尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。