卫星编队控制的推力器标定方法技术

本发明专利技术公开了卫星编队控制的推力器标定方法，具体为，首先，根据双星轨道平根数计算控前控后的理论构型参数；理论构型参数包括x

【技术实现步骤摘要】
卫星编队控制的推力器标定方法


[0001]本专利技术属于航天测量与控制
，具体涉及卫星编队控制的推力器标定方法。

技术介绍

[0002]随着卫星应用技术的不断发展，卫星编队是一种常用的卫星应用模式。与传统卫星的控制相比，编队卫星的控制对星间距离的控制精度要求较高，经常涉及轨道平面内和平面外的小量控制，基于单星定轨结果的传统的推力器标定方法往往因为单星轨道测量精度不够，导致推力器标定结果不准确。考虑到编队卫星星间有高精度的相对轨道测量信息，可用于小控制量情况下的推力器标定，能有效提高标定精度。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的是提供卫星编队控制的推力器标定方法，解决了半长轴小量控制时推力器标定不准确的问题。
[0004]本专利技术所采用的技术方案是，卫星编队控制的推力器标定方法，具体按照以下步骤实施：
[0005]步骤1，根据双星轨道平根数计算控前控后的理论构型参数；理论构型参数包括x
‑
y平面内投影椭圆的短半轴p；z方向运动的振幅s；相对偏心率矢量的相位角θ；相对倾角矢量的相位角ψ；航迹方向距离l；
[0006]步骤2，根据编队构型参数控前控后的变化量以及控制策略选择对应的标定方法，根据推力器标定方法的解算推力器标定系数。
[0007]本专利技术的特点还在于，
[0008]步骤1中，控前控后的理论构型参数可根据双星的轨道六根数计算得到，其中，轨道六根数是指轨道半长轴a，偏心率e，倾角i，升交点赤经Ω，近地点幅角ω，平近点角M；构型参数通过下面公式计算得到：
[0009][0010][0011][0012][0013]Δu＝ω2+M2‑
(ω1+M1)；
[0014]Δe
x
和Δe
y
为相对偏心率矢量的两个分量，Δi
x
和Δi
y
为相对倾角矢量的两个分量；e1是主星的偏心率，e2是辅星的偏心率；ω1是主星的近地点幅角，ω2是辅星的近地点幅角；Ω1是主星的升交点赤经，Ω2是辅星的升交点赤经；i1是主星的倾角，i2是辅星的倾角，M1是主星的平近点角，M2是辅星的平近点角。
[0015]步骤2中，如果需要调整构型参数l，则主要通过改变半长轴来实现；考虑到切向控制一般会改变偏心率和半长轴，当半长轴与偏心率的改变量满足：
[0016](Δa/a2)2>(Δe)2[0017]式中，Δa为辅星半长轴的控制量，Δe为辅星偏心率矢量的改变量的模值，即这种情况下主要控制量为半长轴，采用相对半长轴标定方法；
[0018]考虑到轨道根数瞬平转换的误差，控前双星的平半长轴差是通过轨道外推一段时间Δt0，根据航迹方向距离漂移量Δl0来反演得到的，即利用下面公式计算控前双星平半长轴差的理论值；
[0019][0020]其中，Δl0为轨控前Δt0时间内由于双星半长轴差引起的航迹方向距离漂移量，可通过轨道外推得到，n为编队主星的轨道平均角速度，可通过主星的定轨数据得到，双星平半长轴控后的理论值也是通过这种方法得到；
[0021]控后双星半长轴差的实际值需要根据遥测的航迹向距离l的变化量反演得到，即
[0022][0023]其中，Δl
′
f
为轨控后Δt
f
时间内由于双星半长轴差引起的航迹方向距离漂移量，进一步计算相对半长轴控制的标定系数η
f
；
[0024][0025]其中，η0为上次控后的标定系数；Δa0和Δa
f
和分别为双星半长轴差控前控后的理论值；Δa
′0和Δa
′
f
分别为双星半长轴差控前控后的实际值。
[0026]步骤2中，如果需要调整构型参数为p和θ，则主要通过改变偏心率来实现，此时半长轴与偏心率的改变量满足：
[0027](Δa/a2)2<(Δe)2[0028]即主要控制量为偏心率矢量，这种情况下采用相对偏心率矢量标定方法；
[0029]相对偏心率矢量模δe的控前理论值和控后理论值可通过双星的轨道根数计算得到，控后实际值可通过如下公式计算得到
[0030][0031]其中，p
′
f
为控后编队构型在平面内投影椭圆的短半轴，相对偏心率矢量控制的标定系数κ
f
；
[0032][0033]其中，κ0为上次控后的标定系数；δe0和δe
f
分别为相对偏心率矢量模值控前和控后的理论值；δe
′0和δe
′
f
分别为相对偏心率矢量模值控前和控后的实际值；θ0和θ
f
分别为相对偏心率矢量初始相位控前和控后的理论值；θ
′0和θ
′
f
分别为相对偏心率矢量初始相位控前和控后的实际值。
[0034]步骤2中，如果编队控制是面外控制，则控制量只会改变倾角和升交点赤经，此时5个构型参数中只有轨道平面外运动的振幅s和相对倾角矢量的相位角ψ会发生变化，这种情况下采用相对倾角矢量标定方法；
[0035]面外控制的标定系数k
f
；
[0036][0037]其中，k0为上次控后的标定系数；s0和s
f
分别为相对运动面外幅值控前和控后的理论值；s
′0和s
′
f
分别为相对运动面外幅值控前和控后的实际值；ψ0和ψ
f
分别为相对倾角矢量初始相位控前和控后的理论值；ψ
′0和ψ
′
f
分别为相对倾角矢量初始相位控前和控后的实际值。
[0038]本专利技术的有益效果是，本专利技术的推力器标定方法，旨在为编队控制提供准确的标定系数，为后续编队控制提供参考，进而实现高精度的编队控制。
附图说明
[0039]图1是本专利技术方法中面内控制时相对半长轴控前控后的变化示意图；
[0040]图2是本专利技术方法中面内控制时相对偏心率矢量的理论变化和实际变化示意图；
[0041]图3是本专利技术方法中面外控制时相对倾角矢量的理论变化和实际变化示意图。
具体实施方式
[0042]下面结合具体实施方式和附图对本专利技术进行详细说明。
[0043]本专利技术一种卫星编队控制的推力器标定方法，具体按照以下步骤实施：
[0044]步骤1，根据双星轨道平根数计算控前控后的理论构型参数；
[0045]理论构型参数包括5个，其物理含义如下：
[0046]p，x
‑
y平面(轨道平面)内投影椭圆的短半轴；
[0047]s，z方向(轨道平面外)运动的振幅；
[0048]θ，相对偏心率矢量的相位角，反映了轨道平面内运动的初始相位；
[0049]ψ，相对倾角矢量的相位角，反映了轨道平面外运动的初始相位；
[0050]l，航迹方向距离，反映了编队构型中心本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.卫星编队控制的推力器标定方法，其特征在于，具体按照以下步骤实施：步骤1，根据双星轨道平根数计算控前控后的理论构型参数；理论构型参数包括x
‑
y平面内投影椭圆的短半轴p；z方向运动的振幅s；相对偏心率矢量的相位角θ；相对倾角矢量的相位角ψ；航迹方向距离l；步骤2，根据编队构型参数控前控后的变化量以及控制策略选择对应的标定方法，根据推力器标定方法的解算推力器标定系数。2.根据权利要求1所述的卫星编队控制的推力器标定方法，其特征在于，所述步骤1中，控前控后的理论构型参数可根据双星的轨道六根数计算得到，其中，轨道六根数是指轨道半长轴a，偏心率e，倾角i，升交点赤经Ω，近地点幅角ω，平近点角M；构型参数通过下面公式计算得到：式计算得到：式计算得到：式计算得到：Δu＝ω2+M2‑
(ω1+M1)；Δe
x
和Δe
y
为相对偏心率矢量的两个分量，Δi
x
和Δi
y
为相对倾角矢量的两个分量；e1是主星的偏心率，e2是辅星的偏心率；ω1是主星的近地点幅角，ω2是辅星的近地点幅角；Ω1是主星的升交点赤经，Ω2是辅星的升交点赤经；i1是主星的倾角，i2是辅星的倾角，M1是主星的平近点角，M2是主星的平近点角。3.根据权利要求2所述的卫星编队控制的推力器标定方法，其特征在于，所述步骤2中，如果需要调整构型参数l，则主要通过改变半长轴来实现；考虑到切向控制一般会改变偏心率和半长轴，当半长轴与偏心率的改变量满足：(Δa/a2)2>(Δe)2式中，Δa为辅星半长轴的控制量，Δe为辅星偏心率矢量的改变量的模值，即这种情况下主要控制量为半长轴，采用相对半长轴标定方法；考虑到轨道根数瞬平转换的误差，控前双星的平半长轴差是通过轨道外推一段时间Δ
t0，根据航迹方向距离漂移量Δl0来反演得到的，即利用下面公式计算控前双星平半长轴差的理论值；其中，Δl0为轨控前Δt0时间内由于双星半长轴差引起的航迹方向距离漂移量，可通过轨道外推得到，n为编队主星的轨道平均角速度，可通过主星的定轨数据得到，双星平半长轴控后的理论值也是通过这种方法得到；控后双星半长轴差的实际值需要根据遥测的航迹向距离l的变化量反演得到，即其中，Δl
′
f
为轨控后Δt
f
时间内...

【专利技术属性】
技术研发人员：曹静，李军锋，孙俞，陈俊收，谭炜，杜凯，
申请(专利权)人：中国西安卫星测控中心，
类型：发明
国别省市：