基于在轨参数辨识和偏置的卫星跟飞长期摄动补偿方法技术

本发明专利技术提供一种基于在轨参数辨识和偏置的卫星跟飞长期摄动补偿方法，包括以下步骤：步骤一：在轨辨识沿迹角相对漂移率；步骤二：在给定的控制时刻下，基于步骤一得到的沿迹角相对漂移率，计算跟踪星的轨道半长轴偏置量；步骤三：给出控制时刻的跟踪星轨道半长轴，根据轨道动力学模型，得到进行轨道半长轴偏置控制所需的跟踪星速度增量。具有以下优点：(1)对控制时间没有要求，提高了编队保持控制的灵活性；(2)控制燃耗低，有效减少了卫星编队的燃料载荷；(3)控制一次可以实现长期的自然保持，降低了控制频率。

A method of satellite long term perturbation compensation based on in orbit parameter identification and offset

The present invention provides a fly with long-term perturbation compensation method based on parameter identification and bias of the satellite in orbit, comprises the following steps: in orbit identification along the track angle drift rate; step two: in control time given, based on the steps of a track angle along the relative drift rate calculation, tracking satellite orbit the semi major axis offset; step three: tracking the orbit control moment given semi major axis, based on orbit dynamics model, the tracking velocity increment of star orbital semimajor axis offset control required. Has the following advantages: (1) no requirement to control the time, improve the formation keeping control flexibility; (2) low fuel consumption control, effectively reducing the fuel load of satellite formation; (3) a control can achieve long-term natural keep reduced control frequency.

【技术实现步骤摘要】
基于在轨参数辨识和偏置的卫星跟飞长期摄动补偿方法
本专利技术属于微小卫星编队
，具体涉及一种基于在轨参数辨识和偏置的卫星跟飞长期摄动补偿方法。
技术介绍
编队卫星为了实现航天任务，尤其是实现长时间跟飞任务，关键在于使参与编队的跟飞卫星精确的保持相对构型。然而跟飞卫星在实际在轨运行过程中受各种摄动力及控制误差影响，相对运动状态呈现发散态势，需要构型维持控制才能保持其相对构型，给长期在轨工作带来挑战。为此，需要开展卫星跟飞的摄动规律研究，并通过尽可能少的补偿控制实现跟飞相对运动的长期稳定。目前卫星跟飞运动的稳定控制方法，其核心思想是：利用编队运动的相对运动模型，根据跟飞运动中卫星的当前状态，计算出所需的控制量。由于当前测量数据的误差、相对运动模型的不精确等原因，在轨工程采用的反复边界控制方法存在控制燃耗大、控制频率高的缺点，不利于编队的长期自然稳定。
技术实现思路
针对现有技术存在的缺陷，本专利技术提供一种基于在轨参数辨识和偏置的卫星跟飞长期摄动补偿方法，可有效解决上述问题。本专利技术采用的技术方案如下：本专利技术提供一种基于在轨参数辨识和偏置的卫星跟飞长期摄动补偿方法，包括以下步骤：本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于在轨参数辨识和偏置的卫星跟飞长期摄动补偿方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一：在轨辨识沿迹角相对漂移率；具体为：根据跟飞编队卫星一段时间内自由飞行状态下的沿迹角差与时间的变化关系，在轨辨识出沿迹角差相对时间的一阶导数，即沿迹角相对漂移率；步骤二：在给定的控制时刻下，基于步骤一得到的沿迹角相对漂移率，计算跟踪星的轨道半长轴偏置量；步骤三：给出控制时刻的跟踪星轨道半长轴，根据轨道动力学模型，得到进行轨道半长轴偏置控制所需的跟踪星速度增量。

【技术特征摘要】
1.一种基于在轨参数辨识和偏置的卫星跟飞长期摄动补偿方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一：在轨辨识沿迹角相对漂移率；具体为：根据跟飞编队卫星一段时间内自由飞行状态下的沿迹角差与时间的变化关系，在轨辨识出沿迹角差相对时间的一阶导数，即沿迹角相对漂移率；步骤二：在给定的控制时刻下，基于步骤一得到的沿迹角相对漂移率，计算跟踪星的轨道半长轴偏置量；步骤三：给出控制时刻的跟踪星轨道半长轴，根据轨道动力学模型，得到进行轨道半长轴偏置控制所需的跟踪星速度增量。2.根据权利要求1所述的基于在轨参数辨识和偏置的卫星跟飞长期摄动补偿方法，其特征在于，步骤一具体为：通过轨道预报或者遥感，获得一段时间内跟飞编队中卫星自由飞行的轨道根数；根据轨道根数计算出沿迹角差相对时间的变化关系，利用最小二乘拟合得到沿迹角差相对时间的一阶导数，即在轨辨识得到沿迹角相对漂移率。3.根据权利要求2所述的基于在轨参数辨识和偏置的卫星跟飞长期摄动补偿方法，其特征在于，步骤一具体包括：步骤1.1，让卫星自由飞行一段时间[t0tf]；t0为卫星自由飞行起始时间；tf为卫星自由飞行结束时间；其中，在[t0tf]时间内取k个时间节点，分别为：t1、t2…tk；则：t＝[t1...tk]T(1)其中：T为矩阵的转置；步骤1.2，通过轨道预报或者遥测获得这k个时间节点的两星的轨道根数；将平近点角差与近地点角矩差相加，得到这k个时间节点沿迹角差，即Δλj＝Δωj+ΔMj(j＝1,2,3,...,k)(3)其中，Δλj为tj时刻的沿迹角差，Δωj为tj时刻的近地点角矩差，ΔMj为tj时刻的平近点角差，且有其中，分别为目标星tj时刻的近地点角矩和跟踪星tj时刻的近地点角矩，分别为目标星tj时刻的平近点角、跟踪星tj时刻的平近点角；步骤1.3，利用最小二乘拟合，得到沿迹角差相对时间变化的一次函数，即Δλ(t)＝Ht+Δλ0(5)其中，Δλ0为初始时刻两星的沿迹角差，Δλ(t)为t时刻的沿迹角差，H为沿迹角差相对于时间的一阶导数；步骤1.4，沿迹角差相对于时间的一阶导数H由最小二乘拟合得到，通过下式计算1满足式(6)的H便为沿迹角相对漂移率。4.根据权利要求3所述的基于在轨参数辨识和偏置的卫星跟飞长期摄动补偿方法，其特征在于，步骤二具体为：步骤2.1：给出控制时刻目...

【专利技术属性】
技术研发人员：王兆魁，蒋超，范丽，李泰博，
申请(专利权)人：清华大学，
类型：发明
国别省市：北京,11