本發(fā)明屬于微小衛(wèi)星編隊
技術(shù)領(lǐng)域：
，具體涉及一種基于在軌參數(shù)辨識和偏置的衛(wèi)星跟飛長期攝動補償方法。
背景技術(shù)：
：編隊衛(wèi)星為了實現(xiàn)航天任務(wù)，尤其是實現(xiàn)長時間跟飛任務(wù)，關(guān)鍵在于使參與編隊的跟飛衛(wèi)星精確的保持相對構(gòu)型。然而跟飛衛(wèi)星在實際在軌運行過程中受各種攝動力及控制誤差影響，相對運動狀態(tài)呈現(xiàn)發(fā)散態(tài)勢，需要構(gòu)型維持控制才能保持其相對構(gòu)型，給長期在軌工作帶來挑戰(zhàn)。為此，需要開展衛(wèi)星跟飛的攝動規(guī)律研究，并通過盡可能少的補償控制實現(xiàn)跟飛相對運動的長期穩(wěn)定。目前衛(wèi)星跟飛運動的穩(wěn)定控制方法，其核心思想是：利用編隊運動的相對運動模型，根據(jù)跟飛運動中衛(wèi)星的當前狀態(tài)，計算出所需的控制量。由于當前測量數(shù)據(jù)的誤差、相對運動模型的不精確等原因，在軌工程采用的反復(fù)邊界控制方法存在控制燃耗大、控制頻率高的缺點，不利于編隊的長期自然穩(wěn)定。技術(shù)實現(xiàn)要素：針對現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本發(fā)明提供一種基于在軌參數(shù)辨識和偏置的衛(wèi)星跟飛長期攝動補償方法，可有效解決上述問題。本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下：本發(fā)明提供一種基于在軌參數(shù)辨識和偏置的衛(wèi)星跟飛長期攝動補償方法，包括以下步驟：步驟一：在軌辨識沿跡角相對漂移率；具體為：根據(jù)跟飛編隊衛(wèi)星一段時間內(nèi)自由飛行狀態(tài)下的沿跡角差與時間的變化關(guān)系，在軌辨識出沿跡角差相對時間的一階導(dǎo)數(shù)，即沿跡角相對漂移率；步驟二：在給定的控制時刻下，基于步驟一得到的沿跡角相對漂移率，計算跟蹤星的軌道半長軸偏置量；步驟三：給出控制時刻的跟蹤星軌道半長軸，根據(jù)軌道動力學模型，得到進行軌道半長軸偏置控制所需的跟蹤星速度增量。優(yōu)選的，步驟一具體為：通過軌道預(yù)報或者遙感，獲得一段時間內(nèi)跟飛編隊中衛(wèi)星自由飛行的軌道根數(shù)；根據(jù)軌道根數(shù)計算出沿跡角差相對時間的變化關(guān)系，利用最小二乘擬合得到沿跡角差相對時間的一階導(dǎo)數(shù)，即在軌辨識得到沿跡角相對漂移率。優(yōu)選的，步驟一具體包括：步驟1.1，讓衛(wèi)星自由飛行一段時間[t0tf]；t0為衛(wèi)星自由飛行起始時間；tf為衛(wèi)星自由飛行結(jié)束時間；其中，在[t0tf]時間內(nèi)取k個時間節(jié)點，分別為：t1、t2…tk；則：t＝[t1...tk]t(13)其中：t為矩陣的轉(zhuǎn)置；步驟1.2，通過軌道預(yù)報或者遙測獲得這k個時間節(jié)點的兩星的軌道根數(shù)；將平近點角差與近地點角矩差相加，得到這k個時間節(jié)點沿跡角差，即δλj＝δωj+δmj(j＝1,2,3,...,k)(15)其中，δλj為tj時刻的沿跡角差，δωj為tj時刻的近地點角矩差，δmj為tj時刻的平近點角差，且有其中，分別為目標星tj時刻的近地點角矩和跟蹤星tj時刻的近地點角矩，分別為目標星tj時刻的平近點角、跟蹤星tj時刻的平近點角；步驟1.3，利用最小二乘擬合，得到沿跡角差相對時間變化的一次函數(shù)，即δλ(t)＝ht+δλ0(17)其中，δλ0為初始時刻兩星的沿跡角差，δλ(t)為t時刻的沿跡角差，h為沿跡角差相對于時間的一階導(dǎo)數(shù)；步驟1.4，沿跡角差相對于時間的一階導(dǎo)數(shù)h由最小二乘擬合得到，通過下式計算滿足式(6)的h便為沿跡角相對漂移率。優(yōu)選的，步驟二具體為：步驟2.1：給出控制時刻目標衛(wèi)星的軌道半長軸，由半長軸偏置引起的沿跡角隨時間變化的解析表達式為：其中，δλ0為初始時刻兩星的沿跡角差，a為軌道半長軸，δa為跟蹤星與目標星的軌道半長軸差，即為跟蹤星的軌道半長軸偏置量；n為目標星的軌道角速度；由于：其中：adep為目標衛(wèi)星的軌道半長軸；aref為跟蹤星的軌道半長軸；μ為地球引力常數(shù)，μ＝3.986005×1014；步驟2.2：通過半長軸偏置補償攝動引起的沿跡角變化，即步驟2.3：將控制時間的目標星半長軸、步驟一得到的沿跡角相對漂移率h代入到式(9)，得到實現(xiàn)攝動補償?shù)母櫺堑能壍腊腴L軸偏置量為：優(yōu)選的，步驟三具體為：步驟3.1，圓軌道下，由速度增量引起的軌道根數(shù)改變?yōu)椋浩渲校篴為軌道半長軸，i為軌道傾角，λ為沿跡角，λ＝f+ω，f為真近點角，ω為近地點角矩，q1和q2為無奇點軌道根數(shù)，q1＝ecosω，q2＝esinω,e為偏心率，δλ,δq1,δq2分別為λ,q1,q2的改變量，δvx,δvy,δvz分別為徑向、切向、軌道平面法向的速度沖量；步驟3.2，將式(10)代入到式(11)，跟蹤星半長軸調(diào)整量所需的最小速度可表示為：其中，a′為控制時刻跟蹤星的軌道半長軸，δa為步驟二得到的跟蹤星軌道半長軸偏置量。本發(fā)明提供的基于在軌參數(shù)辨識和偏置的衛(wèi)星跟飛長期攝動補償方法具有以下優(yōu)點：(1)對控制時間沒有要求，提高了編隊保持控制的靈活性；(2)控制燃耗低，有效減少了衛(wèi)星編隊的燃料載荷；(3)控制一次可以實現(xiàn)長期的自然保持，降低了控制頻率。附圖說明圖1為本發(fā)明提供的基于在軌參數(shù)辨識和偏置的衛(wèi)星跟飛長期攝動補償方法的流程示意圖。圖2為本發(fā)明提供的速度增量方向示意圖。圖3為本發(fā)明的仿真驗證結(jié)果圖。具體實施方式為了使本發(fā)明所解決的技術(shù)問題、技術(shù)方案及有益效果更加清楚明白，以下結(jié)合附圖及實施例，對本發(fā)明進行進一步詳細說明。應(yīng)當理解，此處所描述的具體實施例僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。本發(fā)明針對現(xiàn)有方法的不足，針對編隊中的相對距離保持問題，提出了一種基于在軌參數(shù)辨識和偏置的衛(wèi)星跟飛長期攝動補償方法，具體的，本發(fā)明屬于微小衛(wèi)星編隊
技術(shù)領(lǐng)域：
，涉及編隊的跟飛距離保持的基線保持方法，特指一種以衛(wèi)星跟飛基線長度保持為目的的低燃耗的基于在軌辨識的衛(wèi)星軌道跟飛長期攝動補償方法，主要思路為：首先通過在軌辨識得到沿跡角相對漂移率，然后利用漂移率得到半長軸偏置量，最后求解控制所需的速度增量?；谠摲椒ǖ母w相對距離保持的工程在軌實驗獲得圓滿成功，驗證了該方法的有效性。本發(fā)明針對衛(wèi)星編隊保持的任務(wù)需求，提出了利用一段時間內(nèi)，編隊衛(wèi)星的相對漂移率計算控制量的思路，實現(xiàn)了衛(wèi)星的跟飛距離的長期保持，降低了控制燃耗和控制頻率，且對控制時間沒有要求，提高了衛(wèi)星編隊的穩(wěn)定性的靈活性。本發(fā)明基于該設(shè)計思路，建立了衛(wèi)星在攝動作用下的相對運動數(shù)學模型；得到了相對距離漂移率相對軌道根數(shù)偏差的解析表達式；分析了半長軸、偏心率、軌道傾角偏差對相對漂移率的影響；最終得到了半長軸偏置的攝動補償方法的控制速度增量。具體的，參考圖1和圖2，本發(fā)明提供的基于在軌參數(shù)辨識和偏置的衛(wèi)星跟飛長期攝動補償方法，包括以下步驟：步驟一：在軌辨識沿跡角相對漂移率；具體為：根據(jù)跟飛編隊衛(wèi)星一段時間內(nèi)自由飛行狀態(tài)下的沿跡角差與時間的變化關(guān)系，在軌辨識出沿跡角差相對時間的一階導(dǎo)數(shù)，即沿跡角相對漂移率；本步驟具體為：通過軌道預(yù)報或者遙感，獲得一段時間內(nèi)跟飛編隊中衛(wèi)星自由飛行的軌道根數(shù)；根據(jù)軌道根數(shù)計算出沿跡角差相對時間的變化關(guān)系，利用最小二乘擬合得到沿跡角差相對時間的一階導(dǎo)數(shù)，即在軌辨識得到沿跡角相對漂移率。本步驟詳細步驟為：步驟1.1，讓衛(wèi)星自由飛行一段時間[t0tf]；t0為衛(wèi)星自由飛行起始時間；tf為衛(wèi)星自由飛行結(jié)束時間；其中，在[t0tf]時間內(nèi)取k個時間節(jié)點，分別為：t1、t2…tk；則：t＝[t1...tk]t(25)其中：t為矩陣的轉(zhuǎn)置；步驟1.2，通過軌道預(yù)報或者遙測獲得這k個時間節(jié)點的兩星的軌道根數(shù)；將平近點角差與近地點角矩差相加，得到這k個時間節(jié)點沿跡角差，即δλj＝δωj+δmj(j＝1,2,3,...,k)(27)其中，δλj為tj時刻的沿跡角差，δωj為tj時刻的近地點角矩差，δmj為tj時刻的平近點角差，且有其中，分別為目標星tj時刻的近地點角矩和跟蹤星tj時刻的近地點角矩，分別為目標星tj時刻的平近點角、跟蹤星tj時刻的平近點角；步驟1.3，利用最小二乘擬合，得到沿跡角差相對時間變化的一次函數(shù)，即δλ(t)＝ht+δλ0(29)其中，δλ0為初始時刻兩星的沿跡角差，δλ(t)為t時刻的沿跡角差，h為沿跡角差相對于時間的一階導(dǎo)數(shù)；步驟1.4，沿跡角差相對于時間的一階導(dǎo)數(shù)h由最小二乘擬合得到，通過下式計算滿足式(6)的h便為沿跡角相對漂移率。步驟二：在給定的控制時刻下，基于步驟一得到的沿跡角相對漂移率，計算跟蹤星的軌道半長軸偏置量；本步驟具體步驟如下：步驟2.1：給出控制時刻目標衛(wèi)星的軌道半長軸，由半長軸偏置引起的沿跡角隨時間變化的解析表達式為：其中，δλ0為初始時刻兩星的沿跡角差，a為軌道半長軸，δa為跟蹤星與目標星的軌道半長軸差，即為跟蹤星的軌道半長軸偏置量；n為目標星的軌道角速度；由于：其中：adep為目標衛(wèi)星的軌道半長軸；aref為跟蹤星的軌道半長軸；μ為地球引力常數(shù)，μ＝3.986005×1014；步驟2.2：通過半長軸偏置補償攝動引起的沿跡角變化，即步驟2.3：將控制時間的目標星半長軸、步驟一得到的沿跡角相對漂移率h代入到式(9)，得到實現(xiàn)攝動補償?shù)母櫺堑能壍腊腴L軸偏置量為：步驟三：給出控制時刻的跟蹤星軌道半長軸，根據(jù)軌道動力學模型，得到進行軌道半長軸偏置控制所需的跟蹤星速度增量。本步驟具體為：步驟3.1，圓軌道下，由速度增量引起的軌道根數(shù)改變?yōu)椋浩渲校篴為軌道半長軸，i為軌道傾角，λ為沿跡角，λ＝f+ω，f為真近點角，ω為近地點角矩，q1和q2為無奇點軌道根數(shù)，q1＝ecosω，q2＝esinω,e為偏心率，δλ,δq1,δq2分別為λ,q1,q2的改變量，δvx,δvy,δvz分別為徑向、切向、軌道平面法向的速度沖量；步驟3.2，將式(10)代入到式(11)，跟蹤星半長軸調(diào)整量所需的最小速度可表示為：其中，a′為控制時刻跟蹤星的軌道半長軸，δa為步驟二得到的跟蹤星軌道半長軸偏置量。下面介紹本發(fā)明一個具體實施例：設(shè)置初始條件如表1。表1目標星及跟蹤星的初始軌道參數(shù)aeiωωm0目標星瞬根6961.181km0.00167997.622°262.154°265.810°323.848°跟蹤星瞬根6961.086km0.00172697.622°262.188°263.930°325.152°其中，a為軌道半長軸，e為偏心率，i為軌道傾角，ω為升交點赤經(jīng)，m0為初始時刻的平近點角。將初始條件輸入到stk，利用stk進行高精度仿真，步驟如下：步驟一：給出在軌辨識時間段[t0tf]為[0,0.3]天，根據(jù)stk數(shù)據(jù)得到沿跡角相對漂移率h為h＝6.6008×10-8(rad/s)(37)步驟二：給出控制時刻為0.5天，此時目標星的軌道半長軸為a＝6945.706(km)(38)將h和a代入到式(10)中，計算得到實現(xiàn)攝動補償?shù)母櫺堑能壍腊腴L軸偏置量為δa＝280.238203(m)(39)步驟三：由仿真數(shù)據(jù)得到控制時刻跟蹤星的軌道半長軸為a′＝6968.158(km)(40)將步驟二得到的跟蹤星的軌道半長軸偏置量及控制時刻跟蹤星的軌道半長軸代入到式(12)中，得到控制的跟蹤星半長軸調(diào)整量所需的速度增量為δv＝0.152086(m/s)(41)速度方向為跟蹤星軌道切向。將計算得到的速度增量利用stk進行仿真，得到控制后的跟飛距離變化如圖3所示。其中，線1為不施加控制的跟飛距離變化，線2為利用該方法控制的跟飛距離變化。仿真結(jié)果表明，一次基線保持控制的速度增量約為0.15m/s，穩(wěn)定跟飛時間可達2天以上。綜上所示，本發(fā)明提出的基于在軌辨識的半長軸偏置的攝動補償方法在衛(wèi)星編隊中具有較高的應(yīng)用價值，工程上可實現(xiàn)衛(wèi)星軌道跟飛長期攝動補償。本發(fā)明的優(yōu)點表現(xiàn)在：(1)對控制時間沒有約束要求，提高了編隊保持控制的靈活性；(2)控制燃耗低，有效減少了衛(wèi)星編隊運行過程的燃料消耗，具有較高的應(yīng)用價值；(3)控制一次可以實現(xiàn)長期的自然保持，通常情況下，控制一次可實現(xiàn)至少兩天的基線自然穩(wěn)定，降低了控制頻率。以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應(yīng)當指出，對于本
技術(shù)領(lǐng)域：
的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應(yīng)視本發(fā)明的保護范圍。當前第1頁12