基于轨道摄动模型反演的径切联控解耦迭代标定方法技术

本发明专利技术公开了基于轨道摄动模型反演的径切联控解耦迭代标定方法，其基于现有对于径切联控过程的逆过程研究很少，目前尚无基于轨道摄动模型反演的径切联控解耦标定方法。提供了一种可靠性好、可操作性强、易推广和使用的基于轨道摄动模型反演的径切联控解耦迭代标定方法，通过卫星控前、控后轨道根数和轨道摄动模型反演计算径切速度增量，从而实现对径向推力器和切向推力器的同步解耦标定，考虑到解析模型的计算精度有限，在标定中采用数值迭代确保了标定方法的有效性。所提方法可提高航天器径切联控的轨道控制精度，有效节省卫星燃料消耗，对航天器在轨运行有一定的经济效益，对任务实施有重要的指导意义。务实施有重要的指导意义。务实施有重要的指导意义。

【技术实现步骤摘要】
基于轨道摄动模型反演的径切联控解耦迭代标定方法


[0001]本专利技术属于航天器测量与控制
，涉及一种基于轨道摄动模型反演的径切联控解耦迭代标定方法。

技术介绍

[0002]轨道控制推力器系数在轨标定是根据控前实测轨道根数、控后理论轨道根数以及控后实测轨道根数，基于相关模型和算法对主要影响轨道控制效果的各种误差因素进行综合标定，如轨控推力器推力误差、卫星姿态误差等。影响轨道控制效果的因素很多，相互关系十分复杂，在工程实际中要准确的将其解耦分离是不可能的。一般而言，由于轨道控制推力器受在轨运行条件和环境等因素的影响，推力器的推力大小存在一定的偏差，并且这一偏差往往是影响轨道控制效果的主要因素。因此，需要在每次轨道控制后对推力器推力系数进行标定，以便在后续的轨道控制中使用标定后的系数，提高轨道控制精度。
[0003]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，在卫星尺寸和质量限制下，通过卫星编队能够大幅提升单星载荷的工作效能。与单星控制相比，卫星编队飞行对轨道形状和卫星位置的控制精度要求较高。为了实现编队构型的精细控制，可以采用径向控制和切向控制完成。由于径向和切向速度增量对轨道面内半长轴、偏心率、近地点幅角、平近点角等4个轨道元素有耦合作用，且径向控制效率相对切向控制效率较低，因此，一般大多采用切向控制或径切解耦控制。随着航天器编队对构型精度要求的逐渐提高，为了提高控制时效性，学者针对径切联控开展了大量研究，其思路主要是基于轨道摄动模型或相对运动模型，分析摄动因素对编队构型的影响，在此基础上实现对编队构型的高精度控制。但对于径切联控过程的逆过程研究很少，目前尚无基于轨道摄动模型反演的径切联控解耦标定方法。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的是提供一种基于轨道摄动模型反演的径切联控解耦迭代标定方法，实现对径向推力器和切向推力器的同步解耦标定。
[0005]本专利技术所采用的技术方案是基于轨道摄动模型反演的径切联控解耦迭代标定方法，按照以下步骤实施：
[0006]步骤1：确定径切联控中间时刻控前卫星轨道的参数，参数包括卫星轨道的时间T
s
、半长轴a
s
、偏心率e
s
、倾角i
s
、升交点赤经Ω
s
、近地点幅角ω
s
、平近点角M
s
；
[0007]步骤2：设置径切联控解耦迭代标定初值，包括临时轨道的时间T
t
＝T
s
、半长轴a
t
＝a
s
、偏心率e
t
＝e
s
、倾角i
t
＝i
s
、升交点赤经Ω
t
＝Ω
s
、近地点幅角ω
t
＝ω
s
、平近点角M
t
＝M
s
、径向实际控制速度增量Δv
re
＝0、切向实际控制速度增量Δv
te
＝0；
[0008]步骤3：计算J2000.0坐标系下径切联控中间时刻控前轨道卫星位置矢量和速度矢量
[0009]其中F1(t
s
,a
s
,e
s
,i
s
,Ω
s
,ω
s
,M
s
)为根据卫星轨道时间T
s
、半长轴a
s
、偏心率e
s
、倾角i
s
、升交点赤经Ω
s
、近地点幅角ω
s
和平近点角M
s
计算卫星位置矢量和速度矢量的函数；
[0010]步骤4：根据临时轨道偏心率e
t
和平近点角M
t
，迭代计算径切联控中间时刻轨道偏近点角E
t
[0011]E
t
＝M
t
+e
t sinE
t
；
[0012]步骤5：计算径切联控中间时刻临时轨道真近点角f
t
和轨道平均角速度n
t
；
[0013]步骤6：确定径切联控中间时刻控后卫星轨道，参数包括卫星轨道的时间T
e
，半长轴a
e
，偏心率e
e
，倾角i
e
，升交点赤经Ω
e
，近地点幅角ω
e
，平近点角M
e
；
[0014]步骤7：计算J2000.0坐标系下径切联控中间时刻控后卫星位置矢量和速度矢量
[0015]步骤8：计算径切联控轨道半长轴变化量Δa、偏心率变化量Δe和平近点角变化量ΔM；
[0016]步骤9：根据轨道摄动模型反演计算径向控制速度增量修正量δv
re
和切向控制速度增量修正量δv
te
；
[0017]步骤10：计算径向实际控制速度增量Δv
re
和切向实际控制速度增量Δv
te
；
[0018]步骤11：计算J2000.0坐标系下临时轨道卫星位置矢量和速度矢量
[0019]步骤12：根据卫星临时轨道的时间T
t
、位置速度计算卫星临时轨道根数；
[0020]步骤13：计算临时轨道与控后卫星轨道综合偏差J；
[0021]步骤14：判断综合偏差J是否满足精度需求，如果满足要求，即J<δ，其中δ是迭代计算阈值，其可以根据需要人工选取，则进行步骤15，否则转至步骤4；
[0022]步骤15：解耦标定径向推力器和切向推力器系数，继而实现径切联控的解耦迭代标定。
[0023]本专利技术的特点还在于：
[0024]步骤5的计算公式为：
[0025][0026]其中，arctan2(*,*)是反正切计算函数，μ是地球引力常数。
[0027]步骤7的计算公式为：
[0028][0029]步骤8的计算公式为：
[0030][0031]步骤9的具体的计算过程为：
[0032]当径切联控中间时刻位置不在近地点或远地点，即sinf
t
≠0时，
[0033][0034]当径切联控中间时刻位置在近地点或远地点，即sinf
t
＝0时，
[0035][0036]步骤10的计算公式为：
[0037][0038]步骤11的计算公式为：
[0039][0040]其中M是径切联控中间时刻卫星径切法坐标系向J2000.0坐标系的转换矩阵。
[0041]步骤12的计算公式为：
[0042][0043]其中，是根据卫星轨道时间T
t
、位置速度计算卫星轨道根数的函数。
[0044]步骤1本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.基于轨道摄动模型反演的径切联控解耦迭代标定方法，其特征在于，按照以下步骤实施：步骤1：确定径切联控中间时刻控前卫星轨道的参数，参数包括卫星轨道的时间T
s
、半长轴a
s
、偏心率e
s
、倾角i
s
、升交点赤经Ω
s
、近地点幅角ω
s
、平近点角M
s
；步骤2：设置径切联控解耦迭代标定初值，包括临时轨道的时间T
t
＝T
s
、半长轴a
t
＝a
s
、偏心率e
t
＝e
s
、倾角i
t
＝i
s
、升交点赤经Ω
t
＝Ω
s
、近地点幅角ω
t
＝ω
s
、平近点角M
t
＝M
s
、径向实际控制速度增量Δv
re
＝0、切向实际控制速度增量Δv
te
＝0；步骤3：计算J2000.0坐标系下径切联控中间时刻控前轨道卫星位置矢量和速度矢量和速度矢量其中F1(t
s
,a
s
,e
s
,i
s
,Ω
s
,ω
s
,M
s
)为根据卫星轨道时间T
s
、半长轴a
s
、偏心率e
s
、倾角i
s
、升交点赤经Ω
s
、近地点幅角ω
s
和平近点角M
s
计算卫星位置矢量和速度矢量的函数；步骤4：根据临时轨道偏心率e
t
和平近点角M
t
，迭代计算径切联控中间时刻轨道偏近点角E
t
E
t
＝M
t
+e
t
sinE
t
；步骤5：计算径切联控中间时刻临时轨道真近点角f
t
和轨道平均角速度n
t
；步骤6：确定径切联控中间时刻控后卫星轨道，参数包括卫星轨道的时间T
e
，半长轴a
e
，偏心率e
e
，倾角i
e
，升交点赤经Ω
e
，近地点幅角ω
e
，平近点角M
e
；步骤7：计算J2000.0坐标系下径切联控中间时刻控后卫星位置矢量和速度矢量步骤8：计算径切联控轨道半长轴变化量Δa、偏心率变化量Δe和平近点角变化量ΔM；步骤9：根据轨道摄动模型反演计算径向控制速度增量修正量δv
re
和切向控制速度增量修正量δv
te
；步骤10：计算径向实际控制速度增量Δv
re
和切向实际控制速度增量Δv
te
；步骤11：计算J2000.0坐标系下临时轨道卫星位置矢量和速度矢量步骤12：根据卫星临时轨道的时间T
t
、位置速度计算卫星临时轨道根数；步骤13：计算临时轨道与控后卫星轨道综合偏差J；步骤14：判断综合偏差J是否满足精度需求，如果满足要求，即J...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙守明，曹静，何雨帆，马宏，李军锋，王勇，张杨，匡冬梅，韩月，静雪凌子，
申请(专利权)人：中国西安卫星测控中心，
类型：发明
国别省市：