姿态导引律误差判断方法、系统及电子设备技术方案

本发明专利技术提供一种姿态导引律误差判断方法、系统及电子设备，包括设定伴随航天器和参考航天器在轨道面内的相对运动轨迹为参考航天器的LVLH坐标系中长半轴为短半轴两倍的横向漂移椭圆，根据C‑W方程获取姿态导引律参数与相对位置的关系式；设定伴随航天器相对参考航天器的相对运动轨迹为自前向后的准直线和横向漂移椭圆，并获取两组运动轨迹对应的伴随航天器的仿真相对运动数据；分别根据两组无误差、有误差仿真相对运动数据以及相对轨道预报数据，估计姿态导引律参数，并计算期望俯仰角与仿真俯仰角的误差。本发明专利技术的姿态导引律误差判断方法、系统及电子设备通过计算期望俯仰角误差进行，为工程应用提供依据。

【技术实现步骤摘要】
姿态导引律误差判断方法、系统及电子设备
本专利技术涉及轨道动力学中的卫星相对运动
，特别是涉及一种姿态导引律误差判断方法、系统及电子设备。
技术介绍
随着航天技术的不断发展和航天器应用领域的不断扩展，分布式卫星系统已由概念转向实际应用。多颗功能分布、信息互联的微纳卫星通过协同控制，能够代替大卫星开展航天任务。由于具有很强的灵活性和系统抗毁伤性，且在研制周期和研制成本方面具有显著优势，多颗功能分布、信息互联的微纳卫星有着十分广阔的应用前景。当前世界各国都在积极开展分布式卫星系统的相关技术研究和应用方式探索。编队飞行的航天器之间相对距离较近，可在相对运动框架下进行分析。常用的相对运动描述方法有以下两种：(1)基于两航天器轨道根数的运动学方法该方法以两航天器绝对轨道根数为输入，计算精度较高，但需要高精度数值积分，计算量较大，且抗扰动性差。(2)基于两航天器相对位置速度的动力学方法，也称C-W方程法在忽略摄动影响、参考航天器为圆轨道时，C-W方程通过线性化处理可得到解析解。C-W方程解析解以两航天器的相对状态为输入，物理含义清晰，计算量小，鲁棒性强，非常适合用于参考航天器为圆轨道、编队本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种适用于近距离航天器共面编队的姿态导引律误差判断方法，其特征在于：包括以下步骤：在轨道面内设定伴随航天器相对参考航天器的相对运动轨迹为参考航天器的LVLH坐标系中长半轴为短半轴两倍的横向漂移椭圆，根据C‑W方程获取相对位置x,y与姿态导引律参数xc0,yc0,Θ,b的关系式，其中，(xc0,yc0)为初始时刻的椭圆中心，b为椭圆短半轴，Θ为参考航天器在椭圆上的相位；设定伴随航天器相对参考航天器的相对运动轨迹为自前向后的准直线和横向漂移椭圆，并获取两组运动轨迹对应的伴随航天器的仿真相对运动数据；基于姿态导引律参数xc0,yc0,Θ,b与相对位置x,y的关系式和两组仿真相对运动数据，根据最小...

【技术特征摘要】
1.一种适用于近距离航天器共面编队的姿态导引律误差判断方法，其特征在于：包括以下步骤：在轨道面内设定伴随航天器相对参考航天器的相对运动轨迹为参考航天器的LVLH坐标系中长半轴为短半轴两倍的横向漂移椭圆，根据C-W方程获取相对位置x,y与姿态导引律参数xc0,yc0,Θ,b的关系式，其中，(xc0,yc0)为初始时刻的椭圆中心，b为椭圆短半轴，Θ为参考航天器在椭圆上的相位；设定伴随航天器相对参考航天器的相对运动轨迹为自前向后的准直线和横向漂移椭圆，并获取两组运动轨迹对应的伴随航天器的仿真相对运动数据；基于姿态导引律参数xc0,yc0,Θ,b与相对位置x,y的关系式和两组仿真相对运动数据，根据最小二乘估计原理估计姿态导引律参数xc0,yc0,Θ,b，并计算得到两组仿真相对运动数据对应的各个时刻的期望俯仰角，以及期望俯仰角与仿真俯仰角的差值；根据相对轨道预报误差经验模型对两组仿真相对运动数据进行误差修正，基于姿态导引律参数xc0,yc0,Θ,b与相对位置x,y的关系式和两组修正后的仿真相对运动数据，根据最小二乘估计原理估计姿态导引律参数xc0,yc0,Θ,b，并计算得到两组修正后的仿真相对运动数据对应的各个时刻的期望俯仰角，以及期望俯仰角与仿真俯仰角的差值；基于姿态导引律参数xc0,yc0,Θ,b与相对位置x,y的关系式和两组运动轨迹对应的相对轨道预报数据，根据最小二乘估计原理估计姿态导引律参数xc0,yc0,Θ,b，并计算得到两组相对轨道预报数据对应的各个时刻的期望俯仰角；根据两组运动轨迹对应的两组事后定轨数据计算对应的各个时刻的实际俯仰角，并计算期望俯仰角与实际俯仰角的差值。2.根据权利要求1所述的适用于近距离航天器共面编队的姿态导引律误差判断方法，其特征在于：相对位置x,y与姿态导引律参数xc0,yc0,Θ,b的关系式为：其中，n为参考航天器绝对轨道的平均运动角速度，t为自初始时刻起算的时间。3.根据权利要求2所述的适用于近距离航天器共面编队的姿态导引律误差判断方法，其特征在于：所述期望俯仰角Pitch根据下式进行计算：Pitch＝π+γγ＝arctan(x/y)或γ＝π+arctan(x/y)其中，γ的取值由和的符号共同决定，xc0,yc0,Θ,b取根据最小二乘估计原理得到的估计值。4.根据权利要求1所述的适用于近距离航天器共面编队的姿态导引律误差判断方法，其特征在于：所述相对轨道预报误差模型为线性加三角函数的模型，所述三角函数的周期为所述参考航天器的轨道周期。5.一种适用于近距离航天器共面编队的姿态导引律误差判断系统，其特征在于：包括表达式获取模块、数据获取模块、第一处理模块、第二处理模块和第三处理模块；所述表达式获取模块用于在轨...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴会英，李斌，王静，周美江，齐金玲，陈宏宇，
申请(专利权)人：上海微小卫星工程中心，
类型：发明
国别省市：上海,31