自主实时反馈补偿姿控喷气影响的高精度轨控方法及系统技术方案

本发明专利技术公开了一种自主实时反馈补偿姿控喷气影响的高精度轨控方法及系统，其中，该方法包括如下步骤：(1)预设本次轨道控制喷气剩余时长为L；(2)得到当前控制周期轨控推力器的喷气时长；(3)星上根据当前控制周期的卫星姿态角计算当前控制周期内轨控推力器工作产生的等效轨控时长；(4)得到下次轨道控制喷气剩余时长；(5)判断下次轨道控制喷气剩余时长与轨控推力器的最小脉冲宽度的大小。本发明专利技术结合当前卫星的三轴姿态信息，实时计算出当前姿控喷气对轨道的作用，并更新当前的轨控喷气策略对姿控喷气产生的作用进行补偿，从而实现对卫星轨道的精确控制。

A high precision orbit control method and system with autonomous real-time feedback compensation for the influence of attitude control jet

【技术实现步骤摘要】
自主实时反馈补偿姿控喷气影响的高精度轨控方法及系统
本专利技术属于卫星高精度轨道控制
，尤其涉及一种自主实时反馈补偿姿控喷气影响的高精度轨控方法及系统。
技术介绍
受卫星质心位置计算偏差和整星布局约束的影响，轨控推力器工作会引起对卫星姿态的扰动，需要姿控喷气来抵消，进而对卫星的轨道产生影响。当前大多数卫星在进行轨控时常忽略姿控喷气的影响，导致轨控存在较大的偏差，特别是对于质量小、轨控精度要求高的卫星来说，姿控喷气引起的轨控偏差更加严重，需要地面实施多次轨控才能满足轨控精度的要求，降低了轨控的实时性，同时增加了地面测控的负担；对于多星共位、高精度编队飞行、交会对接等卫星来说，需要星上自主进行轨道控制，姿控喷气的附加作用将使得控制误差增大，使轨控变得更加频繁，影响有效载荷的正常工作，同时增加了燃料的消耗，直接关系到任务的成败。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种自主实时反馈补偿姿控喷气影响的高精度轨控方法及系统，结合当前卫星的三轴姿态信息，实时计算出当前姿控喷气对轨道的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种自主实时反馈补偿姿控喷气影响的高精度轨控方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：/n(1)预设本次轨道控制喷气剩余时长为L；/n(2)根据本次轨道控制喷气剩余时长、控制周期和轨控推力器的最小脉冲宽度得到当前控制周期轨控推力器的喷气时长；/n(3)轨控推力器执行当前控制周期轨控推力器的喷气时长，星上根据当前控制周期的卫星姿态角计算当前控制周期内轨控推力器工作产生的等效轨控时长；/n(4)根据步骤(3)中的当前控制周期内轨控推力器工作产生的等效轨控时长和本次轨道控制喷气剩余时长得到下次轨道控制喷气剩余时长；/n(5)判断下次轨道控制喷气剩余时长与轨控推力器的最小脉冲宽度的大小，当下次轨道控...

【技术特征摘要】
1.一种自主实时反馈补偿姿控喷气影响的高精度轨控方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
(1)预设本次轨道控制喷气剩余时长为L；
(2)根据本次轨道控制喷气剩余时长、控制周期和轨控推力器的最小脉冲宽度得到当前控制周期轨控推力器的喷气时长；
(3)轨控推力器执行当前控制周期轨控推力器的喷气时长，星上根据当前控制周期的卫星姿态角计算当前控制周期内轨控推力器工作产生的等效轨控时长；
(4)根据步骤(3)中的当前控制周期内轨控推力器工作产生的等效轨控时长和本次轨道控制喷气剩余时长得到下次轨道控制喷气剩余时长；
(5)判断下次轨道控制喷气剩余时长与轨控推力器的最小脉冲宽度的大小，当下次轨道控制喷气剩余时长大于等于轨控推力器的最小脉冲宽度时，返回步骤(2)；当下次轨道控制喷气剩余时长小于轨控推力器的最小脉冲宽度，结束本次轨控。


2.根据权利要求1所述的自主实时反馈补偿姿控喷气影响的高精度轨控方法，其特征在于：在步骤(2)中，根据本次轨道控制喷气剩余时长、控制周期和轨控推力器的最小脉冲宽度得到当前控制周期轨控推力器的喷气时长包括如下步骤：
当本次轨道控制喷气剩余时长大于控制周期时，则当前控制周期轨控推力器的喷气时长为控制周期；
当本次轨道控制喷气剩余时长小于控制周期且大于轨控推力器的最小脉冲宽度时,则当前控制周期轨控推力器的喷气时长为本次轨道控制喷气剩余时长L；
当本次轨道控制喷气剩余时长小于轨控推力器的最小脉冲宽度时,则当前控制周期轨控推力器的喷气时长为0。


3.根据权利要求1所述的自主实时反馈补偿姿控喷气影响的高精度轨控方法，其特征在于：在步骤(3)中，星上根据当前控制周期的卫星姿态角计算当前控制周期内轨控推力器工作产生的等效轨控时长通过以下方法得到：
设在第k个控制周期即当前控制周期姿轨控计算机向姿控推力器i发送的喷气时间长度为ti(k)，其中，i为推力器编号，当前卫星的三轴姿态角分别为θ(k),ψ(k)，则当前控制周期内轨控推力器工作产生的等效轨控时长teq(k)计算如下：






其中，j＝x,y,z，x为轨道系中的切向坐标，飞行方向为正，y为轨道系中的法向坐标，轨道面的负法向为正，z为轨道系中的径向坐标，指向地心方向为正；为姿控推力器当前拍喷气产生的冲量，Px,Py,Pz为推力器产生的冲量在轨道系中的三轴坐标值；Ao←b为当前拍卫星本体相对轨道坐标系的姿态矩阵；为推力器i在卫星本体系中产生的推力矢量，N为姿控推力器的总个数；F0为轨控标称推力。


4.根据权利要求1所述的自主实时反馈补偿姿控喷气影响的高精度轨控方法，其特征在于：在步骤(4)中，下次轨道控制喷气剩余时长由以下公式得到：
L(k+1)＝L(k)-teq(k)；
其中，L(k+1)为第k+1个控制周期轨控剩余时长即下次轨道控制喷气剩余时长；L(k)为当前控制周期的轨控剩余时长即本次轨道控...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭正勇，朱虹，王静吉，丰保民，叶利军，黄京梅，戴维宗，修艳红，刘笑，邵志杰，陈敏花，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：上海;31