【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航天器轨控推力标定，涉及一种基于星间距离和误差补偿的轨控推力自适应标定方法。
技术介绍
1、军事和民用应用需求的日益多样化，使得世界航天大国愈发重视大规模星座的发展与建设。近年来，国内外航天研究机构与企业在国家支持下相继推出几万颗小卫星组成的大规模星座计划，并加速实施建设，应用在国防军事、全球通讯、互联网等各个领域。随着星座任务规模日益庞大，在轨运行的卫星数量不断增加，卫星的轨道控制在资源调度、实现精度等方面面临诸多挑战。
2、精确的轨控推力标定是提高卫星控制精度与自主能力的关键技术之一。常用的轨控推力标定手段分为两种：地面标定测试和在轨迭代修正方法。地面标定测试方法，通常在地面真空室中开展海量全覆盖实验获取推力器性能参数，通常测试时间长，研制成本高。由于地面环境和空间环境存在较大差异性，受到温度、辐射、压力等复杂因素影响，无法保证标定结果的可靠性和精确性。采用高比冲电推进器进行高精度轨道控制与维持，由于其提供的推力量级小，地面测试更是难以严格完成高精度的推力标定。在轨迭代修正方法，基于地基测控信息或星上gps信息，通过动力学模型进行轨控迭代，直到迭代计算的控后轨道与测控所得的控后精密轨道一致，进而得到标定的控制效果及相关参数。该方法通常受地面站位置及数量的制约，需要地面持续提供高精度定轨数据，无法满足高精度、全实时的轨道参数测量需求。
3、与此同时，环境摄动力作为系统误差，是干扰近地轨道卫星轨道演化的重要因素之一，其量级与发动机推力相当。如果卫星所受到的摄动力模型建模不准确，同样将造成较大
4、因此，为了使卫星更好地进行复杂的轨道控制，需要建立精确的动力学模型，设法弥补测量设备和发动机等硬件缺陷造成的多源误差，通过滤波算法进行实时在轨估计，实现推力精确标定。如何摆脱对地面测控站、星上gps等定轨数据的依赖，利用星间状态信息，在测量条件有限的情况下进行误差自适应补偿，获取精准的推力估计值，是亟待突破的瓶颈。
技术实现思路
1、本专利技术所要解决的问题是：现有轨控推力自适应标定方法环境不确定因素多、样本需求大、实时性差、发动机硬件缺陷带来的不确定性、标定精度低。
2、本专利技术提供了一种基于星间实时测距信息，利用自适应估计方法进行推力误差补偿，实现卫星星上自主、高精度、多方向的轨控推力标定方法。
3、本专利技术的技术方案如下。
4、一种基于星间距离和误差补偿的轨控推力自适应标定方法，包括：
5、步骤一，根据卫星在参考星轨道坐标系内的相对距离与速度，建立推力标定系统；
6、步骤二，以卫星的星间距离与相对速度信息作为观测量，建立无迹卡尔曼滤波过程的状态方程、无迹卡尔曼滤波过程的演化方程和无迹卡尔曼滤波过程的观测方程；
7、步骤三，基于步骤二的无迹卡尔曼滤波过程的状态方程、无迹卡尔曼滤波过程的演化方程和无迹卡尔曼滤波过程的观测方程，根据无迹变化，运用对称采样方法选取样本点集及其权重值，确定推力标定系统的状态更新方程和观测更新方程；
8、步骤四，基于步骤三的推力标定系统的状态更新方程和观测更新方程，根据残差协方差估计值，计算噪声协方差自适应矩阵，通过噪声协方差自适应矩阵对观测噪声协方差和系统噪声协方差进行自适应更新，进而得到卫星相对轨道状态估计值；
9、步骤五，根据步骤四的卫星相对轨道状态估计值，计算卫星轨控推力矢量的最小二乘解，即为卫星轨控推力的在轨实时标定结果，从而实现卫星轨控推力的自适应标定。
10、说明：推力标定系统指的是用于卫星推力标定的动力学系统；并不特指某个方程，而是标定过程中遵循的动力学本质，主要由卫星运动方程和基于高斯摄动方程的相对动力学方程表示。
11、作为本专利技术的一个方面，步骤一中，卫星在参考星轨道坐标系内的相对距离与速度，包括：
12、定义卫星在参考星轨道坐标系内的相对距离与速度表示为(x,y,z,vx,vy,vz)，其中，x为相对距离沿坐标系x方向分量，y为相对距离沿坐标系y方向分量，z为相对距离沿坐标系z方向分量，vx为相对速度沿坐标系x方向分量，vy为相对速度沿坐标系y方向分量，vz为相对速度沿坐标系z方向分量，将卫星与参考星的轨道根数差，即相对轨道根数，表示为(δa,δe,δi,δω,δω,δu)，其中δa,δe,δi,δω,δω,δu分别为相对半长轴、相对偏心率、相对轨道倾角、相对升交点赤经、相对近地点幅角和相对纬度幅角；
13、步骤一中，建立推力标定系统，推力标定系统包括基于相对轨道根数的卫星运动方程和基于高斯摄动方程的相对动力学方程；
14、基于相对轨道根数的卫星运动方程为：
15、
16、其中，x为相对距离沿坐标系x方向分量，y为相对距离沿坐标系y方向分量，z为相对距离沿坐标系z方向分量，vx为相对速度沿坐标系x方向分量，vy为相对速度沿坐标系y方向分量，vz为相对速度沿坐标系z方向分量；a、i、u和v分别为卫星半长轴、轨道倾角、纬度幅角和轨道速度，u0为卫星初始位置的纬度幅角；δa、δe、δi、δω、δω、δu分别为相对半长轴、相对偏心率、相对轨道倾角、相对升交点赤经、相对近地点幅角和相对纬度幅角；将卫星与参考星相对偏心率矢量δe＝[δex,δey]t代替δe,δω；δex和δey分别为相对偏心率δe沿坐标系x方向分量和坐标系y方向分量；
17、基于高斯摄动方程的相对动力学方程为：
18、
19、其中，t为时间，为物理量随时间的导数，n是卫星轨道角速度，fu、fr和fh分别为卫星轨控推力沿迹向、径向和法向分量；a、e、i、ω、ω、u分别为卫星半长轴，偏心率，轨道倾角，升交点赤经，近地点幅角，纬度幅角；v为卫星轨道速度；ex和ey分别为卫星偏心率沿坐标系x方向分量和坐标系y方向分量。
20、作为本专利技术的一个方面，步骤二中，卫星的星间距离与相对速度信息包括：
21、以星间测量的起点时间作为初始时刻t0，获取tk(k＝0,1,…,n)时刻的星间距离与相对速度作为观测量，卫星相对轨道根数作为滤波器的待估量；
22、设置采样时间为δt，设xk为tk时刻的系统状态估计量，即卫星的相对轨道根数，xk＝[δak,δik,δωk,δex,k,δey,k,δuk]t，xk+1为tk+1时刻的系统状态估计量；zk为tk时刻的系统观测量，即卫星的星间距离与相对速度，f(·)和h(·)分别为系统状态转移函数和系统测量函数；ωk,υk分别为tk时刻的系统噪声和观测噪声，为相互独立的零均值高斯白噪声，二者在tk时刻的噪声协方差矩阵分别为qk和rk。
23、作为本专利技术的一个方面，步骤二中，建立无迹卡尔曼滤波过程的状态方程、无迹卡尔曼滤波过程的演化方程和无迹卡尔曼滤波过程的观测方程，包括：
24、将基于高斯摄动方程的相对动力学方程本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种基于星间距离和误差补偿的轨控推力自适应标定方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的一种基于星间距离和误差补偿的轨控推力自适应标定方法，其特征在于，所述步骤一中，卫星在参考星轨道坐标系内的相对距离与速度，包括：
3.根据权利要求2所述的一种基于星间距离和误差补偿的轨控推力自适应标定方法，其特征在于，所述步骤二中，卫星的星间距离与相对速度信息，包括：
4.根据权利要求3所述的一种基于星间距离和误差补偿的轨控推力自适应标定方法，其特征在于，所述步骤二中，建立无迹卡尔曼滤波过程的状态方程、无迹卡尔曼滤波过程的演化方程和无迹卡尔曼滤波过程的观测方程，包括：
5.根据权利要求3所述的一种基于星间距离和误差补偿的轨控推力自适应标定方法，其特征在于，所述基于步骤二的无迹卡尔曼滤波过程的状态方程、无迹卡尔曼滤波过程的演化方程和无迹卡尔曼滤波过程的观测方程，根据无迹变化，运用对称采样方法选取样本点集及其权重值，确定推力标定系统的状态更新方程和观测更新方程，包括以下步骤：
6.根据权利要求1所述的一种基于星间距离和误差补偿的
7.根据权利要求6所述的一种基于星间距离和误差补偿的轨控推力自适应标定方法，其特征在于，所述步骤S042中，根据残差协方差估计值，计算观测噪声协方差自适应更新的估计值，包括：
8.根据权利要求6所述的一种基于星间距离和误差补偿的轨控推力自适应标定方法，其特征在于，所述步骤S043中，根据残差协方差估计值，计算系统噪声协方差自适应更新的估计值，包括：
9.根据权利要求6所述的一种基于星间距离和误差补偿的轨控推力自适应标定方法，其特征在于，所述根据步骤四的卫星相对轨道状态估计值，计算卫星轨控推力矢量的最小二乘解，即为卫星轨控推力的在轨实时标定结果，从而实现卫星轨控推力的在轨实时标定，包括：
...【技术特征摘要】
1.一种基于星间距离和误差补偿的轨控推力自适应标定方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的一种基于星间距离和误差补偿的轨控推力自适应标定方法，其特征在于，所述步骤一中，卫星在参考星轨道坐标系内的相对距离与速度，包括：
3.根据权利要求2所述的一种基于星间距离和误差补偿的轨控推力自适应标定方法，其特征在于，所述步骤二中，卫星的星间距离与相对速度信息，包括：
4.根据权利要求3所述的一种基于星间距离和误差补偿的轨控推力自适应标定方法，其特征在于，所述步骤二中，建立无迹卡尔曼滤波过程的状态方程、无迹卡尔曼滤波过程的演化方程和无迹卡尔曼滤波过程的观测方程，包括：
5.根据权利要求3所述的一种基于星间距离和误差补偿的轨控推力自适应标定方法，其特征在于，所述基于步骤二的无迹卡尔曼滤波过程的状态方程、无迹卡尔曼滤波过程的演化方程和无迹卡尔曼滤波过程的观测方程，根据无迹变化，运用对称采样方法选取样本点集及其权重值，确定推力标定系统的状态更新方程和观测更新方程，包括以下步骤：
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【专利技术属性】
技术研发人员：徐明，白雪，陈曦，桂海潮，黄美丽，李林澄，孙秀聪，杨志，唐歌实，赵磊，周欢，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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