一种实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统

技术领域

本发明涉及一种在现有卫星平台技术和设备体制下的卫星编队飞行控制系统，更 特别地说，是指为了在不改动现有星上管控软件的情况下实现卫星的编队飞行，而设 计的一种卫星自主轨道控制系统。

背景技术

卫星飞行的水平速度叫第一宇宙速度，即环绕速度。卫星只要获得这一水平方向 的速度后，不需要再加动力就可以环绕地球飞行。这时卫星的飞行轨迹叫卫星轨道。 卫星轨道参数是用来描述在太空中卫星运行的位置、形状和取向的各种参数。

中国专利申请号CN201310036399.4，申请日2013年01月30日，发明名 称“一种卫星轨道控制方法”。其中图2公开了卫星控制系统的组成示意图。该专利 针对轨道控制发动机工作时会产生较大干扰力矩，姿态控制发动机为欠驱动的情况且 要求轨道调整量较大时，提出了一种基于姿态控制发动机和动量轮结合的卫星轨道控 制方法，可实现欠驱动情况下的快速轨道机动。

在2008年11月，国防科学技术大学，工学硕士学位论文，李松青，《航天器 控制系统通用仿真技术研究》一文中公开了，航天器轨道的制导与导航系统还是姿态 的确定与控制系统，从部件的角度来看都可以分为敏感器（测量）、控制器（信息处 理)、执行机构（改变航天器的运动状态）和作为控制对象的航天器本体四大部分； 而航天器的运动总是离不开地球、太阳、月球、恒星、大气等空间环境对它的影响， 它们组成一个复杂的动力学系统。

2009年12月第1版《航天技术导论》杨炳渊编著，第155至159页。航天 器的姿态和轨道控制按控制力的来源可分为被动控制和主动控制两大基本类型。主动 控制方式主要应用于3轴稳定航天器的姿态控制，典型的控制系统如图4－26所示。 在计算机上事先存储各阶段计算任务所需的程序软件，包括姿态确定和控制算法。计 算机和敏感器、执行机构通过相应的接口连接。

编队捕获是解决多航天器如何实现相对运动构型的问题，这是保障航天器编队正 常在轨运行的第一步。构型维持控制是所有航天器编队控制中的基础问题，这是因为， 稳定的构型是航天器编队得以顺利完成任务的保证，另外，构型维持控制是重构控制 的基础，空间任务的变更要求航天器编队变换相对运动构型。

根据航天动力学分析可知，轨道变化的特征频率为轨道角速度；而姿态控制的频 率很大程度取决于增益参数的设定（例如：磁力矩器容量、推力器脉宽等）；而从卫 星可靠性角度考虑，对于地球人造卫星，轨道控制失败仅影响卫星的过顶计划，而姿 态控制失败直接导致卫星断电、断上下行链路，直接威胁卫星生存。因此，姿态控制 必须依靠反馈回路，将控制任务交由计算机完成，人力限于地域和成本等因素将无法 实现；而轨道控制恰好相反，由于变化频率较慢给予地面充足的时间制定控制任务。 相对于姿控的快频，轨控是慢频。以往研究大多关注于编队飞行控制器的设计过程和 性能评估，由于缺乏对轨控的慢频认识，多数文献将编队飞行归结为纯粹的控制误差 抑制问题，进而设计出与姿态控制类似的闭环实时反馈控制。从硬件实现来看，姿态 控制可依靠动量轮、磁力矩器等电气设备提供连续控制量，将测量电信号直接转换为 执行电信号；而在执行一次轨控任务前，需要催化床加热、姿态机动、地面校验等一 系列操作。

星上管控软件负责星上各个分系统数据解码分发和打包、计算任务分配以及数据 库管理等任务。编队飞行轨道控制依靠星载处理器产生控制指令，势必与星上管控软 件产生数据交互；如果按照分系统软件研制的传统方式，需要针对星上管控软件进行 大规模改动，例如重新定义环境变量、增加数据库访问权限等。

发明内容

为了在每个卫星控制器中产生一定时间段的提前执行指令，以预留姿控、热控等 准备时间来完成一次轨控任务，本发明提供了一种卫星自主控制系统。该系统通过将 控制指令集存储于卫星控制器的RAM中，其中被循环调用的通道控制指令集保存于 动态数据流中，这就避免了对数据库和数据查询星上资源的占用。本发明系统内嵌在 每个卫星控制器中，可作为现有星上管控系统的补充，而无需针对原有软件系统重新 设计。本发明系统能够实现卫星的编队构型捕获、构型重构、构型维持等任务以及参 与编队中故障卫星撤离功能。

本发明的一种实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统，该系统首先构建六 个通道，然后通过通道更新模块和通道排序模块进行处理，最后得到当前执行通道。

所述的卫星自主轨道控制系统包括有第一通道TD₁、第二通道TD₂、第三通道 TD₃、第四通道TD₄、第五通道TD₅、第六通道TD₆、通道更新模块和通道排序模块。

第一通道TD₁：是指将从星F与主星M的相对半长轴Δa更改为正值的通道；

步骤101：依据当前时刻T_当前的从星F与主星M之间的相对距离ΔD_当前计算估 计时刻T_估计的从星F与主星M之间的相对距离ΔD_估计；

步骤102：依据当前时刻T_当前的主星M纬度幅角计算估计时刻T_估计的主星 M纬度幅角

步骤103：依据当前时刻T_当前的相对半长轴Δa_当前计算估计时刻T_估计的相对半长 轴Δa_估计；

步骤104：将ΔD_估计与最小设定距离D_min作比，所述D_min是指从星F与主星M 之间的最小设定距离；

若ΔD_估计＞D_min，则第一通道不更新执行时刻和速度脉冲量

若ΔD_估计≤D_min，则：

A）根据计算出主星M到达指定纬度幅角时所需要的到达时间然后加上轨道预报时间T_预报，加上当前时刻T_当前，即得到第一通道执行时刻

B）根据Δa_估计计算第一通道的速度脉冲量为

第二通道TD₂：是指将从星F与主星M的相对半长轴Δa更改为负值的通道；

步骤201：依据当前时刻T_当前的从星F与主星M之间的相对距离ΔD_当前计算估 计时刻T_估计的从星F与主星M之间的相对距离ΔD_估计；

步骤202：依据当前时刻T_当前的主星M纬度幅角计算估计时刻T_估计的主星 M纬度幅角

步骤203：依据当前时刻T_当前的相对半长轴Δa_当前计算估计时刻T_估计的相对半长 轴Δa_估计；

步骤204：将ΔD_估计与最大设定距离D_max作比，所述D_max是指从星F与主星 M之间的最大设定距离；

若ΔD_估计＜D_max，则第二通道不更新执行时刻和速度脉冲量

若ΔD_估计≥D_max，则：

A）根据计算出主星M到达指定纬度幅角时所需要的到达时间然后加上轨道预报时间T_预报，加上当前时刻T_当前，即得到第二通道执行时刻

B）根据Δa_估计计算第二通道的速度脉冲量为

第三通道TD₃：是指第一次更改从星F与主星M的相对偏心率矢量[Δe_x,Δe_y]的 通道；

步骤301：依据当前时刻T_当前的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量 计算估计时刻T_估计的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量 然后计算估计相对偏心率角度β_估计；

步骤302：依据当前时刻T_当前的主星M纬度幅角计算估计时刻T_估计的主星 纬度幅角

步骤303：将估计相对偏心率角度β_估计与设定的相对偏心率角度 作比，若β_估计＞β_目标，则第三通道不更新执行时刻和速度 脉冲量若β_估计≤β_目标，则：

A）根据计算出主星M到达指定纬度幅角时所需要的到达时间然后加上轨道预报时间T_预报，加上当前时刻T_当前，即得到第三通道执行时刻

B）计算第三通道的速度脉冲量为

第四通道TD₄：是指第二次更改从星F与主星M的相对偏心率矢量[Δe_x,Δe_y]的 通道；

步骤401：依据当前时刻T_当前的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量 计算估计时刻T_估计的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量 然后计算估计相对偏心率角度β_估计；

步骤402：依据当前时刻T_当前的主星M纬度幅角计算估计时刻T_估计的主星 纬度幅角

步骤403：将估计相对偏心率角度β_估计与设定的相对偏心率角度 作比，若β_估计＞β_目标，则第四通道不更新执行时刻和速度 脉冲量若β_估计≤β_目标，则：

A）根据计算出主星M到达指定纬度幅角时所需要的到达时间然后加上轨道预报时间T_预报，加上当前时刻T_当前，即得到第三通道执行时刻

B）计算第四通道的速度脉冲量为

第五通道TD₅：是指将从星F与主星M的相对倾角Δi更改为正值的通道；

步骤501：依据当前时刻T_当前的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ_当前计 算估计时刻T_估计的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ_估计；

步骤502：依据当前时刻T_当前的主星M纬度幅角计算估计时刻T_估计的主星 M纬度幅角

步骤503：依据当前时刻T_当前的相对倾角Δi_当前计算估计时刻T_估计的相对倾角 Δi_估计；

步骤504：将ΔΩ_估计与设定的最小升交点赤经ΔΩ_min作比，若ΔΩ_估计＞ΔΩ_min， 则第五通道不更新执行时刻和速度脉冲量

若ΔΩ_估计≤ΔΩ_min，则：

A）根据计算出主星M到达指定纬度幅角时所需要的到达时间然后加上轨道预报时间T_预报，加上当前时刻T_当前，即得到第五通道执行时刻

B）根据Δa_估计计算第五通道的速度脉冲量记为

第六通道TD₆：是指将从星F与主星M的相对倾角Δi更改为负值的通道；

步骤601：依据当前时刻T_当前的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ_当前计 算估计时刻T_估计的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ_估计；

步骤602：依据当前时刻T_当前的主星M纬度幅角计算估计时刻T_估计的主星 M纬度幅角

步骤603：依据当前时刻T_当前的相对倾角Δi_当前计算估计时刻T_估计的相对倾角 Δi_估计；

步骤604：将ΔΩ_估计与设定的最大升交点赤经ΔΩ_max作比，若ΔΩ_估计＜ΔΩ_max， 则第六通道不更新执行时刻和速度脉冲量

若ΔΩ_估计≥ΔΩ_max，则：

A）根据计算出主星M到达指定纬度幅角时所需要的到达时间然后加上轨道预报时间T_预报，加上当前时刻T_当前，即得到第六通道执行时刻

B）根据Δa_估计计算第六通道的速度脉冲量记为

通道更新模块依据五个准则进行是否通道的更新；

准则A：各通道仅在上一步脉冲量情况下允许更新指令，其中ε为规 避计算误差而设定的小量，ε=1×10^-5；若上一步脉冲量则该通道禁止更 新指令；

准则B：第三通道TD₃和第四通道TD₄触发指令的条件相同，拟更新内容是同时 生成；

准则C：由于偏心率矢量调整期间将引起相位变化，从生成至执行期间禁止触发 第一通道TD₁和第二通道TD₂，但允许触发第五通道TD₅和第六通道TD₆；

准则D：第一通道TD₁和第二通道TD₂从生成到执行期间允许触发第三通道TD₃和第四通道TD₄；第一通道TD₁和第二通道TD₂从生成到执行期间允许触发第五通 道TD₅和第六通道TD₆；

准则E：第五通道TD₅和第六通道TD₆从生成到执行期间允许触发第三通道TD₃和第四通道TD₄；第五通道TD₅和第六通道TD₆从生成到执行期间允许触发第一通 道TD₁和第二通道TD₂；

通道排序模块用于选取当前执行通道；

步骤701：通道排序模块先接收各个通道发出的执行时刻速度脉冲量和通道标识TD_k；

所述$t_{{\mathrm{TD}}_k}=\{t_{{\mathrm{TD}}_1},t_{{\mathrm{TD}}_2},t_{{\mathrm{TD}}_3},t_{{\mathrm{TD}}_4},t_{{\mathrm{TD}}_5},t_{{\mathrm{TD}}_6}\};$

所述$v_{{\mathrm{TD}}_k}=\{v_{{\mathrm{TD}}_1},v_{{\mathrm{TD}}_2},v_{{\mathrm{TD}}_3},v_{{\mathrm{TD}}_4},v_{{\mathrm{TD}}_5},v_{{\mathrm{TD}}_6}\};$

所述TD_k＝{TD₁,TD₂,TD₃,TD₄,TD₅,TD₆}；

步骤702：提取出各个通道的执行时刻的时间值，然后按照执行时刻的 时间值先后对各个通道进行升序排序，得到排序后通道 Sk_j＝{STD₁,STD₂,STD₃,STD₄,STD₅,STD₆}；k_j为地面上注配置的通道编号；

步骤703：将排序后通道Sk_j＝{STD₁,STD₂,STD₃,STD₄,STD₅,STD₆}中第一通道 作为当前执行通道；

步骤704：将排序后通道Sk_j＝{STD₁,STD₂,STD₃,STD₄,STD₅,STD₆}中的速度脉 冲量与最小执行当量ε＝1×10^-5比较，若则选取该所对应的通道 更新为当前执行通道，当前执行通道的通道标识记为

若则递进选取排序后通道Sk_j＝{STD₁,STD₂,STD₃,STD₄,STD₅,STD₆}中 下一通道的速度脉冲量继续与最小执行当量ε＝1×10^-5比较，直至或递 进完所有通道结束；

步骤705：通道排序模块将当前执行通道控制指令信息输出给 执行机构；

步骤706：待当前时刻达到当前执行通道的执行时刻通道排序模块将该执 行通道的执行时刻和速度脉冲量进行清零。

本发明卫星自主控制系统的优点在于：

①与姿控依靠动量轮、磁力矩器等电气设备将测量电信号直接转换为执行电信号以 提供连续的闭环实时反馈控制量不同，本发明系统提前产生轨控指令，为发动机 催化床加热、姿态机动、地面校验等提供准备时间。

②在现有卫星控制器中，通道控制指令集被存储于RAM中，而更新通道指令保存 于动态数据流中，运行各个通道时，通过循环调用所述通道控制指令来更新通道 指令，有效地避免了自主策略对数据库和数据查询等星上资源的占用。

③考虑以往研究没有涉及控制器的软件实现问题，针对现有卫星平台技术和设备体 制，本发明系统以相对独立的子程序形式被加以调用，即管控系统在每个采样周 期轮询自主轨控进程；本发明系统作为现有卫星星上管控系统的补充，而无需重 新设计管控软件架构，是较为友好的接口软件。

④六个通道内嵌在卫星控制器中，并与卫星控制器采用统一软件架构，设计合适的 逻辑入口使得上述各阶段控制共享相同的程序主体，将有效地提高代码利用率和 减少“if”等判断语句使用机率，进而增强软件抵御程序跑飞的能力；而且六个 通道并行完成编队飞行任务，从而提高了代码利用率，具有良好的软件自我封装 特点。

⑤在执行一次轨控任务前，需要催化床加热、姿态机动、地面校验等一系列操作； 本发明系统充分考虑现有卫星平台在实施编队飞行任务期间对自主轨道控制的软 件要求，通过调用通道指令最大限度地适应现有星务、姿轨控以及热控等分系统 的软硬件需求。

附图说明

图1是本发明实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统的结构框图。

图2是卫星轨道要素的定义示意图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。

卫星编队飞行具有和传统单卫星不同的轨道控制思路（或称轨控思路），要求具 有一定的自主权限以维持编队飞行的几何构型，为了实现卫星的分布式编队飞行，本 发明针对现有卫星平台技术和设备体制，提出自主轨控的通过软件实现以作为现有星 上管控系统的补充，而无需重新设计管控软件架构。本发明在被控的从星上设置了自 主轨道控制系统，所述的自主轨道控制系统是在Matlab R2008a－Simulink基础 平台上开发得到。本发明自主轨道控制系统内嵌在星载计算机中，在现有卫星的姿轨 控系统（或称姿轨控计算机）下，能够实现在轨道预报时间T_预报内的一次轨控任务， 从而辅助卫星进行分布式编队飞行。该系统通过将通道控制指令集 存储于姿轨控计算机的RAM中，其中被循环调用的通道控制指令保存于动态数据流 中，这就避免了对数据库和数据查询星上资源的占用。由于本发明系统内嵌在星载计 算机中，可作为现有星上管控系统的补充，而无需针对原有软件系统重新设计。

为了最大限度地继承星上管控系统，本发明设计的自主轨道控制系统将以相对独 立的子程序形式加以调用，即管控系统在每个时刻轮询自主轨控进程；因此，作为现 有管控系统的补充，本发明系统尽量不占用数据库和数据查询等星上资源。为了实现 上述功能，通道控制指令集将被临时存储于星载计算机（姿轨控计算机）的RAM中， 并通过循环调用将更新指令保存于动态数据流。与程控指令存储于内存单元不同，本 发明系统所设计的存储方式避免了对数据库的访问以及查询进程对指令集的读取，具 有良好的软件自我封装。星上软件种类繁多且需实现多种功能模式，设计统一的软件 架构是降低程序出错的有效途径。编队飞行任务一般包括构型捕获、维持和重构等阶 段，设计合适的逻辑入口使得上述各阶段控制共享相同的程序主体，将有效地提高代 码利用率和减少“if（如果）”等判断语句使用机率，进而增强星上软件抵御程序跑 飞的能力。

在本发明中，利用卫星采集到的数据有相对相位（Δu）、相对偏心率矢量（Δe_x和Δe_y）、相对倾角（Δi）和升交点赤经（ΔΩ），并将这些数据作为本发明自主轨 道控制系统的输入所需量。经本发明自主轨道控制系统处理后输出的控制指令集以集 合形式表达为参见图1所示，地面上注的遥控指令 GCI＝(k_g,t_b,t_d,k_j,Δv)用来强制更新通道指令集

参见图1所示，本发明是一种能够实现分布式编队飞行的卫星自主控制系统， 该系统内嵌在卫星的姿轨控计算机中。该自主控制系统由第一通道TD₁、第二通道 TD₂、第三通道TD₃、第四通道TD₄、第五通道TD₅、第六通道TD₆、通道更新模块和 通道排序模块组成；每个通道依据各自的编队飞行姿态指令进行通道处理，然后在通 道排序模块中进行通道执行时刻的升序排序，然后将排序后的通道与最小执行时刻的 通道的指令信息输出。每一个通道均接收卫星采集的相对相位（Δu）、相对偏心率 矢量（Δe_x和Δe_y）、相对倾角（Δi）和升交点赤经（ΔΩ）；每一个通道的输出量 包括有执行时刻速度脉冲量和通道标识TD_k。在初始时刻下每一个通道的 执行时刻和速度脉冲量设置为零。

卫星编队飞行具有和传统单卫星不同的轨控思路，要求具有一定的自主权限以维 持特定的几何构型。本发明自主控制系统针对现有卫星平台技术和设备体制，提出一 种自主轨控的软件实现方法以作为现有星上管控系统的补充，而无需重新设计管控软 件架构。本发明自主控制系统与姿控采取实时反馈控制不同，本发明根据外测数据预 先生成控制指令，为催化床加热、姿态机动、地面校验等一系列操作提供准备时间。 通过将通道控制指令临时存储于RAM并循环调用，将更新指令保存于动态数据流中， 有效避免了本发明自主控制系统对数据库和数据查询等星上资源的占用。

（一）构建通道

参见图2所示，在本发明中，卫星在星上自主轨道控制下，卫星依据相对轨道 根数法来定义实现分布式指令下发的多通道设置。在航天器轨道的要素（1995年12 月第1版《航天器飞行动力学原理》，肖业伦编著，第44页）介绍中，是在地心坐 标系O-x_iy_iz_i（轴线Ox_i是以地心O指向春分点的轴线）下，编队飞行轨道控制一 般包括主星、从星间的相对相位、相对偏心率矢量、相对升交点赤经，而相对相位通 过相对半长轴予以控制；考虑到“切向控制偏心率矢量是径向控制效率的两倍”以及 “轨控发动机大多安装在卫星本体坐标系的+X面或-X面”等事实，偏心率矢量采 用双脉冲切向控制。相对升交点赤经通过相对倾角予以控制。

在卫星的编队飞行中，将主星用符号M表示，从星用符合F表示，依据相对轨 道根数：

主星M的轨道半长轴记为a^M，从星F的轨道半长轴记为a^F，单位为米；因此， 从星F与主星M之间的相对半长轴记为Δa，即Δa＝a^F-a^M。

主星M的轨道偏心率记为e^M，从星F的轨道偏心率记为e^F，单位为无量纲； 因此，从星F与主星M在轨道要素定义的坐标系的x_i轴上的偏心率记为相对偏心率矢量记为Δe_x，即Δe_x＝e^Fcosω^F-e^Mcosω^M；从星F与主星M在轨道要 素定义的坐标系的y_i轴上的偏心率记为相对偏心率矢量记为Δe_y，即 Δe_y＝e^Fcosω^F-e^Mcosω^M。

主星M的近地点幅角记为ω^M，从星F的近地点幅角记为ω^F，单位为度；因此， 从星F与主星M之间的相对近地点幅角记为Δω。

主星M的轨道倾角记为i^M，从星F的轨道倾角记为i^F，单位为度；因此，从星 F与主星M之间的相对倾角记为Δi，即Δi＝i^F-i^M。

主星M的纬度幅角记为u^M，从星F的纬度幅角记为u^F，单位为度；因此，从 星F与主星M之间的相对纬度幅角记为Δu，即Δu＝u^F-u^M。

主星M的轨道升交点赤经记为Ω^M，从星F的轨道升交点赤经记为Ω^F，单位为 度；因此，从星F与主星M之间的相对轨道升交点赤经记为ΔΩ。

在本发明中，对于主星M、从星F的运行时间里包括有当前时刻T_当前、下一时 刻T_后和估计时刻T_估计；所述下一时刻T_后是指当前时刻T_当前之后的时刻称为下一时 刻；所述估计时刻T_估计是指当前时刻T_当前之后的预计到来的时刻，所述估计时刻T_估计的时间值是当前时刻T_当前的时间值加上轨道预报时间T_预报。

参见图1、图2所示，为了实现从星F逼近主星M组成不同构型的编队任务， 在本发明中，卫星控制器中设置有能够辅助完成分布式编队飞行任务的六个通道，所 述的六个通道的编队飞行控制的通道指令为：

第一通道TD₁：是指将从星F与主星M的相对半长轴Δa更改为正值的通道。

步骤101：依据当前时刻T_当前的从星F与主星M之间的相对距离ΔD_当前计算估 计时刻T_估计的从星F与主星M之间的相对距离ΔD_估计；

步骤102：依据当前时刻T_当前的主星M纬度幅角计算估计时刻T_估计的主星 M纬度幅角

步骤103：依据当前时刻T_当前的相对半长轴Δa_当前计算估计时刻T_估计的相对半长 轴Δa_估计；

在第一通道中，估计的相对半长轴Δa_估计等于当前的相对半长轴Δa_当前；且所述估 计时刻T_估计的时间值是当前时刻T_当前的时间值加上轨道预报时间T_预报。例如T_预报设 置为43200秒或86400秒。

ΔD_估计＝a^M(Δu_估计+ΔΩ_估计sini^M)   （1）

Δu_估计=Δω_估计+ΔQ_估计   （2）

步骤104：将ΔD_估计与最小设定距离D_min作比，所述D_min是指从星F与主星M 之间的最小设定距离；

若ΔD_估计＞D_min，则第一通道不更新执行时刻和速度脉冲量

若ΔD_估计≤D_min，则：

A）根据计算出主星M到达指定纬度幅角时所需要的到达时间然后加上轨道预报时间T_预报，加上当前时刻T_当前，即得到第一通道执行时刻

在本发明中，考虑到编队机动尽可能在中国境内执行，执行位置选在纬度幅角等 于30度的位置进行，根据当前纬度幅角计算出主星M到达纬度幅角等于 30度时所需要的到达时间。

B）根据Δa_估计计算第一通道的速度脉冲量为

在本发明中，调整从星F与主星M之间的相对距离ΔD是为了规避碰撞风险， 先确定出从星F相对主星M是否在规避碰撞风险的安全距离范围内。

第二通道TD₂：是指将从星F与主星M的相对半长轴Δa更改为负值的通道。

步骤201：依据当前时刻T_当前的从星F与主星M之间的相对距离ΔD_当前计算估 计时刻T_估计的从星F与主星M之间的相对距离ΔD_估计；

步骤202：依据当前时刻T_当前的主星M纬度幅角计算估计时刻T_估计的主星 M纬度幅角

步骤203：依据当前时刻T_当前的相对半长轴Δa_当前计算估计时刻T_估计的相对半长 轴Δa_估计；

在第二通道中，估计的相对半长轴Δa_估计等于当前的相对半长轴Δa_当前；且所述估 计时刻T_估计的时间值是当前时刻T_当前的时间值加上轨道预报时间T_预报。例如T_预报设 置为43200秒或86400秒；

步骤204：将ΔD_估计与最大设定距离D_max作比，所述D_max是指从星F与主星 M之间的最大设定距离；

若ΔD_估计＜D_max，则第二通道不更新执行时刻和速度脉冲量

若ΔD_估计≥D_max，则：

A）根据计算出主星M到达指定纬度幅角时所需要的到达时间然后加上轨道预报时间T_预报，加上当前时刻T_当前，即得到第二通道执行时刻

在本发明中，考虑到编队机动尽可能在中国境内执行，执行位置选在纬度幅角等 于30度的位置进行，根据当前纬度幅角计算出主星M到达纬度幅角等于 30度时所需要的到达时间。

B）根据Δa_估计计算第二通道的速度脉冲量为

在本发明中，第一通道和第二通道为互异指令，即两者不可能同时出现且两者的 执行时刻间隔至少大于一个轨道预报时间T_预报，例如43200秒或86400秒；

第三通道TD₃：是指第一次更改从星F与主星M的相对偏心率矢量[Δe_x,Δe_y]的 通道。

步骤301：依据当前时刻T_当前的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量 计算估计时刻T_估计的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量 然后计算估计相对偏心率角度β_估计；

步骤302：依据当前时刻T_当前的主星M纬度幅角计算估计时刻T_估计的主星 纬度幅角

在第三通道中，所述估计时刻T_估计的时间值是当前时刻T_当前的时间值加上轨道 预报时间T_预报。例如T_预报设置为43200秒或86400秒。

步骤303：将估计相对偏心率角度β_估计与设定的相对偏心率角度 作比，若β_估计＞β_目标，则第三通道不更新执行时刻和速度 脉冲量若β_估计≤β_目标，则：

A）根据计算出主星M到达指定纬度幅角时所需要的到达时间然后加上轨道预报时间T_预报，加上当前时刻T_当前，即得到第三通道执行时刻

在第三通道中，所述的主星M到达指定纬度幅角记为

B）计算第三通道的速度脉冲量为

第四通道TD₄：是指第二次更改从星F与主星M的相对偏心率矢量[Δe_x,Δe_y]的 通道。

步骤401：依据当前时刻T_当前的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量 计算估计时刻T_估计的从星F与主星M之间的相对偏心率矢量 然后计算估计相对偏心率角度β_估计；

步骤402：依据当前时刻T_当前的主星M纬度幅角计算估计时刻T_估计的主星 纬度幅角

在第四通道中，所述估计时刻T_估计的时间值是当前时刻T_当前的时间值加上轨道 预报时间T_预报。例如T_预报设置为43200秒或86400秒。

步骤403：将估计相对偏心率角度β_估计与设定的相对偏心率角度 作比，若β_估计＞β_目标，则第四通道不更新执行时刻和速度 脉冲量若β_估计≤β_目标，则：

A）根据计算出主星M到达指定纬度幅角时所需要的到达时间然后加上轨道预报时间T_预报，加上当前时刻T_当前，即得到第三通道执行时刻

在第四通道中，所述的主星M到达指定纬度幅角记为

B）计算第四通道的速度脉冲量为

在本发明中，第三通道和第四通道为孪生指令且执行间隔为半个轨道周期。

第五通道TD₅：是指将从星F与主星M的相对倾角Δi更改为正值的通道。

步骤501：依据当前时刻T_当前的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ_当前计 算估计时刻T_估计的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ_估计；

步骤502：依据当前时刻T_当前的主星M纬度幅角计算估计时刻T_估计的主星 M纬度幅角

步骤503：依据当前时刻T_当前的相对倾角Δi_当前计算估计时刻T_估计的相对倾角 Δi_估计；

在第五通道中，所述估计时刻T_估计的时间值是当前时刻T_当前的时间值加上轨道 预报时间T_预报。例如T_预报设置为43200秒或86400秒。

表示在第五通道中当前时刻T_当前与估计时刻T_估计之间的间隔时间。

步骤504：将ΔΩ_估计与设定的最小升交点赤经ΔΩ_min作比，若ΔΩ_估计＞ΔΩ_min， 则第五通道不更新执行时刻和速度脉冲量

若ΔΩ_估计≤ΔΩ_min，则：

A）根据计算出主星M到达指定纬度幅角时所需要的到达时间然后加上轨道预报时间T_预报，加上当前时刻T_当前，即得到第五通道执行时刻

在第五通道中，所述的主星M到达指定纬度幅角记为且

B）根据Δa_估计计算第五通道的速度脉冲量记为

第六通道TD₆：是指将从星F与主星M的相对倾角Δi更改为负值的通道。

步骤601：依据当前时刻T_当前的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ_当前计 算估计时刻T_估计的从星F与主星M之间的相对升交点赤经ΔΩ_估计；

步骤602：依据当前时刻T_当前的主星M纬度幅角计算估计时刻T_估计的主星 M纬度幅角

步骤603：依据当前时刻T_当前的相对倾角Δi_当前计算估计时刻T_估计的相对倾角 Δi_估计；

在第六通道中，所述估计时刻T_估计的时间值是当前时刻T_当前的时间值加上轨道 预报时间T_预报。例如T_预报设置为43200秒或86400秒。

表示在第六通道中当前时刻T_当前与估计时刻T_估计之间的间隔时间。

步骤604：将ΔΩ_估计与设定的最大升交点赤经ΔΩ_max作比，若ΔΩ_估计＜ΔΩ_max， 则第六通道不更新执行时刻和速度脉冲量

若ΔΩ_估计≥ΔΩ_max，则：

A）根据计算出主星M到达指定纬度幅角时所需要的到达时间然后加上轨道预报时间T_预报，加上当前时刻T_当前，即得到第六通道执行时刻

在第六通道中，所述的主星M到达指定纬度幅角记为且

B）根据Δa_估计计算第六通道的速度脉冲量记为

（二）通道更新模块

卫星编队飞行过程中，按照任务规划需要，不同时间段完成编队构型捕获、编队 构型维持、编队构型重构以及故障模块撤离等功能。基于本发明的自主轨道控制系统 设计在星载计算机的统一架构软件，本发明设计的6个通道则有6个通道指令，则 这6个通道指令采用与通道标识号相同。通道更新模块依据五个准则来判断是否对 通道进行通道指令更新。

尽管6个控制通道所实现的功能模式类似，但各自优先级不同：

第三通道TD₃和第四通道TD₄为孪生通道指令，即两者同时触发且执行间隔为半 个轨道周期；

第一通道TD₁和第二通道TD₂为互异通道指令，即两者不可能同时触发且执行 间隔至少大于轨道预报时间T_预报；

第五通道TD₅和第六通道TD₆亦为互异通道指令，即两者不可能同时触发且执 行间隔至少大于轨道预报时间T_预报。

此外，相对半长轴(即第一通道TD₁和第二通道TD₂)、相对偏心率(即第三通道 TD₃和第四通道TD₄)以及相对倾角（即第五通道TD₅和第六通道TD₆)的生成过程要 求相互独立，故功能模式设计需满足如下5个准则：

准则A：各通道仅在上一步脉冲量情况下允许更新指令，其中ε为规 避计算误差而设定的小量，例如1×10^-5；若上一步脉冲量则该通道禁止 更新指令，直至该通道指令执行完毕，尽管在此期间控制边界逐渐接近阈值。

准则B：第三通道TD₃和第四通道TD₄触发通道指令的条件相同，拟更新内容是 同时生成的。

准则C：由于偏心率矢量调整期间将引起相位变化，通道指令从生成至执行期间 禁止触发第一通道TD₁和第二通道TD₂，但允许触发第五通道TD₅和第六通道TD₆。

准则D：第一通道TD₁和第二通道TD₂从生成到执行期间允许触发第三通道TD₃和第四通道TD₄；第一通道TD₁和第二通道TD₂从生成到执行期间允许触发第五通 道TD₅和第六通道TD₆。

准则E：第五通道TD₅和第六通道TD₆从生成到执行期间允许触发第三通道TD₃和第四通道TD₄；第五通道TD₅和第六通道TD₆从生成到执行期间允许触发第一通 道TD₁和第二通道TD₂。

在本发明中，准则A可通过增加各通道触发条件予以实现：

若则调用该通道轨控业务进程以判断外推轨道是否达到阈值，以及 达到通道阈值后的执行时刻和通道执行的脉冲量为任意一通道执行脉 冲量，k为通道的标识号；为到达通道阈值后的执行时刻。

若ε为规避计算误差而设定的小量，例如1×10^-5。

在本发明中，准则B可通过触发第三通道TD₃时予以实现：

为第三通道TD₃的执行时刻；为第四通道TD₄的执行 时刻；T_ord为轨道周期。

在本发明中，准则C可通过如下方式实现：

第三通道TD₃执行完毕后由执行机构反馈执行结束标识符，随后对通道指令集内 的第一通道TD₁、第二通道TD₂和第三通道TD₃予以清空；

第四通道TD₄执行完毕后由执行机构反馈执行结束标识符，随后对模式指令集内 的第一通道TD₁、第二通道TD₂、第三通道TD₃和第四通道TD₄予以清空。

在本发明中，准则D通过如下方式实现：

第一通道TD₁或者第二通道TD₂，通道执行完毕后由执行机构反馈执行结束标 识符，仅清空各自通道。

在本发明中，准则E通过如下方式实现：

第五通道TD₅或者第六通道TD₆，通道执行完毕后由执行机构反馈执行结束标 识符，仅清空各自通道。

在本发明中，强制执行地面上注指令GCI＝(k_g,t_b,t_d,k_j,Δv)，k_g为待执行地面指 令的某一从星，t_b为上注时刻，t_d为上注时刻相距执行时刻的时间间隔，k_j为地面上 注配置通道编号，j为地面上注通道数，Δv为地面上注的速度脉冲量。是否执行 GCI＝(k_g,t_b,t_d,k_j,Δv)的条件为T_当前＜t_b+t_d&T_后＞t_b+t_d。

若T_当前＜t_b+t_d&T_后＞t_b+t_d满足条件，则将通道k_j的执行时刻和速度脉冲更 新为当前时刻和Δv。

若T_当前＜t_b+t_d&T_后＞t_b+t_d不满足条件，则保持原通道k_j。

在本发明中，对控制指令集的存储约束，是将指令集以串行数组形式动态存储于 信息流中，所述初始化指令集CIS＝[1,0,0;2,0,0;...;6,0,0;1,0,0]。

（三）通道排序模块

步骤701：通道排序模块先接收各个通道发出的执行时刻速度脉冲量和通道标识TD_k；

步骤702：提取出各个通道的执行时刻然后按照执行时刻的先后对各 个通道进行升序排序，得到排序后通道Sk_j＝{STD₁,STD₂,STD₃,STD₄,STD₅,STD₆}；

步骤703：将排序后通道Sk_j＝{STD₁,STD₂,STD₃,STD₄,STD₅,STD₆}中第一通道 作为当前执行通道；

步骤704：将排序后通道Sk_j＝{STD₁,STD₂,STD₃,STD₄,STD₅,STD₆}中的速度脉 冲量与最小执行当量ε＝1×10^-5比较，若则选取该所对应的通道 更新为当前执行通道，当前执行通道的通道标识记为

若则递进选取排序后通道Sk_j＝{STD₁,STD₂,STD₃,STD₄,STD₅,STD₆}中 下一通道的速度脉冲量继续与最小执行当量ε＝1×10^-5比较，直至或递 进完所有通道结束；

步骤705：通道排序模块将当前执行通道控制指令信息输出给 执行机构；

步骤706：待当前时刻达到当前执行通道的执行时刻通道排序模块将该执 行通道的执行时刻和速度脉冲量进行清零。

在本发明中，在当前时刻下处理完成的指令信息将作为下一时 刻的初始值。

在本发明中，为了方便表述任意一通道执行的通道指令，六个通道在设置的轨道 预报时间T_预报内，同时进行各自通道的工作模式调整，以满足编队飞行中的重构任 务或维持任务。六个通道采用并行处理方式完成编队飞行任务。

从星在执行卫星编队任务时，通过地面上注指令GCI来控制从星相对于主星的编 队构型；其中上注指令包括：GCI＝(k_g,t_b,t_d,k_j,Δv)，k_g代表第几颗从星，且k_g∈[1,N] 的正整数，N为编队集群中的从星总数；t_b代表上注时间；t_d代表上注执行时刻； k_j∈[TD₁,TD₂,TD₃,TD₄,TD₅,TD₆]的正整数；Δv代表上注速度脉冲，也是该卫星在该 通道需要执行的速度脉冲。

相对导航或定轨软件根据外测敏感器改进控制器输入参数；相对控制软件根据准 备时间（例如43200或86400秒）数据并依次调用六个通道子程序，若某通道达 到边界阈值则更新指令集，否则维持指令集不变；将指令集内最小执行时刻的通道指 令传递给姿控软件，并判断是否预执行姿态机动等操作；同时亦将该通道指令传递给 轨控发动机，待指令执行完毕后发动机需向控制软件逆向发送当前执行控制的通道以 及关机标识符。

重构时序定义为$A=\left(\begin{array}{ccc}{C}_1& ...& C_n\\ t_1& ...& t_n\end{array}\right),$其中C_n为构型标识符，t_n为该构型开启时刻， C₁为第一个构型标识符，t₁为该构型开启的第一个时刻。

（四）编队飞行捕获

集群飞行建立初期，卫星进行编队飞行捕获功能。

卫星控制器通过选择上注通道k_j来对相对半长轴Δa、相对偏心率矢量Δe、相 对轨道倾角Δi进行控制，具体步骤如下：

101.对从星F与主星M的轨道根数进行轨道预报时间T_预报的处理；

102.调用第一通道TD₁，为规避碰撞风险，先确定从星F相对主星M是否在 规避碰撞风险的安全距离范围，调整主星M与从星F的相对距离ΔD；

103.记录第一通道TD₁的速度脉冲量为

104.记录下第一通道TD₁的执行时刻

105.调用第二通道TD₂，并保持在从星F与主星M的相对距离ΔD中；实现 了主星M与从星F之间的距离稳定；

106.记录第二通道TD₂的速度脉冲量为

107.记录下第二通道TD₂的执行时刻

108.调用第三通道TD₃，进行相对偏心率矢量Δe的第一次调整；

109.记录第三通道TD₃的速度脉冲量为

1010.记录第三通道TD₃的执行位置

1011.记录第三通道TD₃的执行时刻

1012.调用第四通道TD₄，进行相对偏心率矢量Δe的第二次调整；

1013.记录第四通道TD₄的速度脉冲量为

1014.记录第四通道TD₄的执行位置

1015.记录第四通道TD₄的的执行时刻

1016.调用第五通道TD₅，相对升交点赤经的调整；

1017.记录第五通道TD₅的速度脉冲量为

1018.记录第五通道TD₅的执行位置

1019.记录第五通道TD₅的执行时刻

1020.调用第六通道TD₆：相对倾角的调整；

1021.记录第六通道TD₆的速度脉冲量为

1022.记录第六通道TD₆的执行位置

1023.记录第六通道TD₆的执行时刻

1024.所有通道调用完成后，通过记录的执行时刻从小到大进行通道排序，得 到排序后通道Sk_j＝{STD₁,STD₂,STD₃,STD₄,STD₅,STD₆}；

1025.选取出所述排序后通道Sk_j＝{STD₁,STD₂,STD₃,STD₄,STD₅,STD₆}中的执 行时刻最短的通道作为当前通道，记为

1026.自主控制系统输出通道控制指令信息给执行机构；

1027.若T_当前＜t_b+t_d&T_后＞t_b+t_d满足条件，则将GCI＝(k_g,t_b,t_d,k_j,Δv)给执 行机构；若T_当前＜t_b+t_d&T_后＞t_b+t_d不满足条件，则不输出GCI＝(k_g,t_b,t_d,k_j,Δv)；

1028.待当前时刻达到当前执行通道的执行时刻通道排序模块将该执行通 道的执行时刻和速度脉冲量进行清零。

（五）编队飞行维持

依靠管控系统实时检测时序$A=\left(\begin{array}{ccc}{C}_1& ...& C_n\\ t_1& ...& t_n\end{array}\right),$当前构型标识符和上一时刻 的构型标识符C_n相同时，集群卫星进行编队飞行维持功能。

卫星控制器通过选择上注通道k_j来对相对半长轴Δa、相对偏心率矢量Δe和相 对轨道倾角Δi进行控制，具体步骤如下：

201.对从星F与主星M的轨道根数进行轨道预报时间T_预报的设置；

202.调用第一通道TD₁，调整从星F主星M与的相对距离ΔD；

203.记录第一通道TD₁的速度脉冲量为

204.记录下第一通道TD₁的执行时刻

205.调用第二通道TD₂，调整从星F主星M与的相对距离ΔD；

206.记录第二通道TD₂的速度脉冲量为

207.记录下第二通道TD₂的执行时刻

208.调用第三通道TD₃，进行相对偏心率矢量[Δe_x,Δe_y]的第一次调整；

209.记录第三通道TD₃的速度脉冲量为

2010.记录第三通道TD₃的执行位置

2011.记录第三通道TD₃的执行时刻

2012.调用第四通道TD₄，进行相对偏心率矢量[Δe_x,Δe_y]的第二次调整；

2013.记录第四通道TD₄的速度脉冲量为

2014.记录第四通道TD₄的执行位置

2015.记录第四通道TD₄的的执行时刻

2016.调用第五通道TD₅，相对升交点赤经ΔΩ的调整；

2017.记录第五通道TD₅的速度脉冲量为

2018.记录第五通道TD₅的执行位置

2019.记录第五通道TD₅的执行时刻

2020.调用第六通道TD₆：相对倾角Δi的调整；

2021.记录第六通道TD₆的速度脉冲量为

2022.记录第六通道TD₆的执行位置

2023.记录第六通道TD₆的执行时刻；

2024.所有通道调用完成后，通过记录的执行时刻从小到大进行通道排序，得 到排序后通道Sk_j＝{STD₁,STD₂,STD₃,STD₄,STD₅,STD₆}；

2025.将排序后通道Sk_j＝{STD₁,STD₂,STD₃,STD₄,STD₅,STD₆}中第一通道作为 当前执行通道；

2026.将排序后通道Sk_j＝{STD₁,STD₂,STD₃,STD₄,STD₅,STD₆}中的速度脉冲量 与最小执行当量ε＝1×10^-5比较，若则选取该所对应的通道更新 为当前执行通道，当前执行通道的通道标识记为

若则递进选取排序后通道Sk_j＝{STD₁,STD₂,STD₃,STD₄,STD₅,STD₆}中 下一通道的速度脉冲量继续与最小执行当量ε＝1×10^-5比较，直至或递 进完所有通道结束；

2027.通道排序模块将当前执行通道控制指令信息输出给执 行机构；

2028.若T_当前＜t_b+t_d&T_后＞t_b+t_d满足条件，则将GCI＝(k_g,t_b,t_d,k_j,Δv)给执 行机构；若T_当前＜t_b+t_d&T_后＞t_b+t_d不满足条件，则不输出GCI＝(k_g,t_b,t_d,k_j,Δv)；

2029.待当前时刻达到当前执行通道的执行时刻通道排序模块将该执行通 道的执行时刻和速度脉冲量进行清零。

（六）编队飞行重构

依靠管控系统实时检测时序$A=\left(\begin{array}{ccc}{C}_1& ...& C_n\\ t_1& ...& t_n\end{array}\right),$当前构型标识符和上一时刻 的构型标识符C_n不相同时，集群卫星进行编队飞行构型重构功能。

卫星控制器通过选择上注通道k_j来对相对半长轴Δa、相对偏心率矢量Δe和相 对升交点赤经ΔΩ进行控制，具体步骤如下：

301.对k_j通道的速度脉冲量做清零操作；

302.对从星F与主星M的轨道根数进行轨道预报时间T_预报的处理；

303.调用第一通道TD₁，为规避碰撞风险，先确定从星F相对主星M是否在 规避碰撞风险的安全距离范围，调整主星M与从星F的相对距离ΔD；

304.记录第一通道TD₁的速度脉冲量为

305.记录下第一通道TD₁的执行时刻

306.调用第二通道TD₂，并保持在从星F与主星M的相对距离ΔD中；实现 了主星M与从星F之间的距离稳定；

307.记录第二通道TD₂的速度脉冲量为

308.记录下第二通道TD₂的执行时刻

309.调用第三通道TD₃，进行相对偏心率矢量Δe的第一次调整；

3010.记录第三通道TD₃的速度脉冲量为

3011.记录第三通道TD₃的执行位置

3012.记录第三通道TD₃的执行时刻

3013.调用第四通道TD₄，进行相对偏心率矢量Δe的第二次调整；

3014.记录第四通道TD₄的速度脉冲量为

3015.记录第四通道TD₄的执行位置

3016.记录第四通道TD₄的的执行时刻

3017.调用第五通道TD₅，相对升交点赤经的调整；

3018.记录第五通道TD₅的速度脉冲量为

3019.记录第五通道TD₅的执行位置

3020.记录第五通道TD₅的执行时刻

3021.调用第六通道TD₆：相对倾角的调整；

3022.记录第六通道TD₆的速度脉冲量为

3023.记录第六通道TD₆的执行位置

3024.记录第六通道TD₆的执行时刻

3025.所有通道调用完成后，通过记录的执行时刻从小到大进行通道排序，得 到排序后通道Sk_j＝{STD₁,STD₂,STD₃,STD₄,STD₅,STD₆}；

3026.选取出所述排序后通道Sk_j＝{STD₁,STD₂,STD₃,STD₄,STD₅,STD₆}中的执 行时刻最短的通道作为当前通道，记为

3027.自主控制系统输出通道控制指令信息给执行机构；

3028.若T_当前＜t_b+t_d&T_后＞t_b+t_d满足条件，则将GCI＝(k_g,t_b,t_d,k_j,Δv)给执 行机构；若T_当前＜t_b+t_d&T_后＞t_b+t_d不满足条件，则不输出GCI＝(k_g,t_b,t_d,k_j,Δv)；

3029.待当前时刻达到当前执行通道的执行时刻，通道排序模块将该执行通 道的执行时刻和速度脉冲量进行清零。

（七）故障模块撤离

集群中如果出现模块故障情况，从集群安全角度考虑，需要及时把该故障模块撤 离集群。

卫星控制器通过选择第一通道来对相对半长轴Δa进行调整，完成故障模块从集 群中撤离任务。具体步骤如下：

401.对k_j通道的速度脉冲量做清零操作；

402.对从星F与主星M的轨道根数进行轨道预报时间T_预报的处理；

403.调用第一通道TD₁，调整从星F主星M与的相对距离ΔD；

404.记录第一通道TD₁的速度脉冲量为

405.记录下第一通道TD₁的执行时刻

406.其他通道依次调用，其它各通道的速度脉冲量为零；

407.所有通道调用完成后，通过记录的执行时刻从小到大进行通道排序，得 到排序后通道Sk_j＝{STD₁,STD₂,STD₃,STD₄,STD₅,STD₆}；

408.选取出所述排序后通道Sk_j＝{STD₁,STD₂,STD₃,STD₄,STD₅,STD₆}中的执 行时刻最短的通道作为当前通道，记为自主控制系统输出通道控制指令信息 $\mathrm{GIS}=\{k_j,{\mathrm{Sk}}_j^{\min }\}$给执行机构；

409.若T_当前＜t_b+t_d&T_后＞t_b+t_d满足条件，则将GCI＝(k_g,t_b,t_d,k_j,Δv)给执 行机构；若T_当前＜t_b+t_d&T_后＞t_b+t_d不满足条件，则不输出GCI＝(k_g,t_b,t_d,k_j,Δv)；

4010.待当前时刻达到当前执行通道的执行时刻，通道排序模块将该执行通 道的执行时刻和速度脉冲量进行清零。

本发明设计的卫星自主轨道控制系统，在卫星控制器启动或重启时，初始化指令 集CIS＝[1,0,0;2,0,0;...;6,0,0;1,0,0]；当卫星控制器采集到从星与主星的相对相 位（Δu）、相对偏心率矢量（Δe_x和Δe_y）、相对倾角（Δi）和升交点赤经（ΔΩ） 时，各通道依次触发以得到执行时刻和速度脉冲量，并根据指令更新模块中的更新准 则和GIS判断是否更新原有指令集CIS；若满足更新条件，则更新相应通道的执行 时刻和速度脉冲量；若不满足更新条件，则维持原有通道；然后在通道排序模块中进 行各通道的控制指令的排序，选取最小执行时刻的通道输出至执行机构以判断是否预 执行姿态机动等操作；并将排序后的通道指令集作为下一时刻的待更新指令集。待指 令执行完毕后执行机构需向本发明自主轨道控制系统逆向发送当前执行控制的通道 以及关机标识符。

在本发明中，引用字母的物理意义见下表所示：