[發明專利]一種衛星自主編隊飛行控制方法

有效

• 申請號: 201410339135.0
• 申請日: 2014-07-16
• 公開（公告）號: CN104142686A
• 公開（公告）日: 2014-11-12
• 發明（設計）人: 韓冬;王穎;諶穎;郭明姝;楊彬;劉潔;劉濤;車汝才;湯文瀾;張怡;畢鵬波;褚楠;董筠
• 申請（專利權）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 褚鵬蛟

1.一種衛星自主編隊飛行控制方法，其特征在于，包括如下步驟：

(1)根據A星絕對軌道GPS數據獲得A星絕對位置、速度；根據差分GPS數據獲得A星和B星的相對位置、速度；根據A星絕對位置、速度與所述相對位置、速度得到B星的絕對位置、速度；

(2)根據A星絕對位置、速度計算A星瞬時軌道根數，根據B星絕對位置、速度計算B星瞬時軌道根數；A星瞬時軌道根數包括半長軸a_A,偏心率e_A，傾角i_A，升交點赤經Ω_A，近地點幅角ω_A，平近點角M_A，緯度幅角u_A以及幅角和λ_A，λ_A＝ω_A+M_A；

(3)根據A星瞬時軌道根數計算A星平根數，根據B星瞬時軌道根數計算B星平根數；A星平根數與B星平根數的計算方法相同；A星平根數包括平半長軸平偏心率矢量和平傾角和平升交點赤經B星平根數包括平半長軸平偏心率矢量和平傾角和平升交點赤經

(4)將A星平根數和B星平根數進行處理得到兩星的平根數差，兩星的平根數差包括平半長軸差平偏心率矢量差和平傾角矢量差和Δi~y;]]>Δa~=a‾A-a‾B,Δe~x=ξ‾A-ξ‾B,Δe~y=η‾B-η‾A,Δi~x=sin(i‾A)sin(Ω‾A-Ω‾B),]]>Δi~y=-sin(i‾A)cos(i‾B)cos(Ω‾A-Ω‾B)+sin(i‾B)cos(i‾A);]]>

(5)對平根數差進行一階濾波獲得濾波后的平根數差，所述濾波后的平根數差包括平半長軸差Δa、偏心率矢量差Δe_x和Δe_y、傾角矢量差Δi_x和Δi_y；

(6)判斷是否需要進行軌道平面外控制，當大于閾值Δi_max時，轉入步驟(7)進行軌道平面外控制計算；當不大于閾值Δi_max時，不進行軌道平面外控制，轉入步驟(10)；

同時判斷是否需要進行軌道平面內控制，當x_r<X2或x_r>X3時，轉入步驟(8)進行軌道平面內控制計算；當X2≤x_r≤X3時，不進行軌道平面內控制，轉入步驟(10)；x_r為A星和B星在飛行方向上的相對位置，X2，X3為位置閾值；

(7)軌道平面外控制計算的步驟如下：

(7.1)根據公式計算平面外控制所需要的速度增量Δv_y；為平均軌道角速度，μ為地球引力常數；

(7.2)根據公式u_y＝arctan2(Δi_x,-Δi_y)計算平面外控制所需要的緯度幅角u_y；

(7.3)計算開機時間t_y和最終的軌道平面外控制所需要的速度增量Δv^y;]]>

令Δu₁＝u_y-u_A，

Δu^1=mod_2PI(Δu1,2π),]]>

Δu2=Δu^1+π,]]>

Δu^2=mod_2PI(Δu2,2π),]]>

如果Δu^1<Δu^2,]]>則令ty=t+Δu^1n‾B,]]>t為當前時間，令Δv^y=Δvy;]]>否則，令ty=t+Δu^2n‾B,Δv^y=-Δvy;]]>

(7.4)轉入步驟(9)；

(8)軌道平面內控制計算的步驟如下：

(8.1)根據如下公式計算兩個脈沖速度增量Δv_x1和Δv_x2，以及兩個脈沖對應的軌道緯度幅角和

Δva=(1/4)n‾B(Δanew-Δa),Δanew=-Δa1xr<X1-Δa2X1≤xr<X2Δa2X3<xr≤X4Δa1xr>X4,]]>Δa₁為第一半長軸差控制目標、Δa₂為第二半長軸差控制目標，Δa₁>Δa₂，X1、X4為位置閾值，X1<X2<X3<X4，

Δve=(1/4)n‾Ba‾B(Δex2+Δey2),]]>Δv_a、Δv_e為中間變量；

Δv_x1＝Δv_a+Δv_e，

Δv_x2＝Δv_a-Δv_e，

u_x1＝arctan2(-Δe_y,-Δe_x)，

u^x1=mod_2PI(ux1,2π),]]>

u_x1、u_x2為中間變量，

u^x2=mod_2PI(ux2,2π);]]>

(8.2)確定最終的第一脈沖的速度增量和第二脈沖的速度增量計算先執行的速度增量對應的軌道緯度幅角與當前軌道緯度幅角的差Δu；

如果(u^x1<π]]>且(uA>u^x2]]>或uA≤u^x1]]>))或(u^x1≥π]]>且uA>u^x2]]>且uA≤u^x1]]>)，則令Δv^x1=Δvx1,Δv^x2=Δvx2,Δu=u^x1-uA;]]>

否則，令Δv^x1=Δvx2,Δv^x2=Δvx1,Δu=u^x2-uA;]]>

(8.3)令獲得最終的緯度幅角的差根據公式計算第一脈沖的開機時間t_x1，根據公式計算第二脈沖的開機時間t_x2；

(8.4)轉入步驟(9)；

(9)速度增量脈沖執行，

根據每個方向計算的速度增量、軌控推力器的推力大小以及衛星質量確定相應方向的軌控推力器的開機時長；

根據開機時長確定軌道控制和姿態控制方式，當開機時長大于設定值時，姿態控制使用姿控推力器；在計算的開機時間，打開軌控推力器，軌控推力器連續噴氣，使用加速度計測量速度增量，進行速度增量的累積，當速度增量累積到大于計算的速度增量時關閉軌控推力器；當開機時長小于等于設定值時，姿態控制使用動量輪，在計算的開機時間，打開軌控推力器，軌控推力器在開機后的每個控制周期內執行一個短時間的噴氣，一直到噴氣時間累積到大于開機時長時關閉軌控推力器；

(10)結束。

2.根據權利要求1所述的衛星自主編隊飛行控制方法，其特征在于，根據A星瞬時軌道根數計算A星平根數方法包括如下步驟：

a.平根數賦初值

令，a‾=aA]]>

ξ‾=eAcosωA]]>

η‾=-eAsinωA]]>

i‾=iA]]>

Ω‾=ΩA]]>

λ‾=λA,]]>

其中為平半長軸中間量，和為平偏心率矢量中間量，為平傾角中間量，為平升交點赤經中間量，為λ_A的平根數中間量；

b.短周期項計算，短周期項包括半長軸短周期項a_s，傾角短周期項i_s，升交點赤經短周期項Ω_s，偏心率矢量的短周期項ξ_s和η_s，幅角和的短周期項λ_s，

p‾=a‾(1-ξ‾2-η‾2),]]>是軌道半通徑

其中R_e＝6378.137km為地球赤道半徑，J₂＝0.001623945為地球非球形J2項引力系數，是中間變量，

as=A~2a‾sin2(i‾)cos(2λ‾),]]>

is=A~24p‾2sin(2i‾)cos(2λ‾),]]>

Ωs=A~22p‾2cos(i‾)sin(2λ‾),]]>

ξs=A~2p‾2{cos(λ‾)[1-1.25sin2(i‾)]+712sin2(i‾)cos(3λ‾)},]]>

ηs=A~2p‾2{sin(λ‾)[-1+1.75sin2(i‾)]-712sin2(i‾)sin(3λ‾)},]]>

λs=A~2p‾2[-0.5+1.25sin2(i‾)]sin(2λ‾);]]>

c.平根數計算，得到一步迭代更新后的平半長軸偏心率矢量和平傾角平升交點赤經以及變量

a‾n=aA-as]]>

ξ‾n=eAcosωA-ξs]]>

η‾n=-eAsinωA-ηs]]>

i‾n=iA-is]]>

Ω‾n=ΩA-Ωs]]>

λ‾n=λA-λs]]>

d.迭代收斂判斷

如果(|a‾n-a‾|<ϵa]]>且|ξ‾n-ξ‾|<ϵξ]]>且|η‾n-η‾|<ϵη]]>且|i‾n-i‾|<ϵi]]>且|Ω‾n-Ω‾|<ϵΩ]]>且|λ‾n-λ‾|<ϵλ]]>)，ε_a、ε_ξ、ε_η、ε_i、ε_Ω、ε_λ為閾值；轉步驟e；

否則，令a‾=a‾n,ξ‾=ξ‾n,η‾=η‾n,i‾=i‾n,Ω‾=Ω‾n,λ‾=λ‾n,]]>轉步驟b；

e.輸出平根數，

令a‾A=a‾n]]>

ξ‾A=ξ‾n]]>

η‾A=η‾n]]>

i‾A=i‾n]]>

Ω‾A=Ω‾n.]]>