[發明專利]一種高軌光壓作用下導引伴飛穩定性控制方法及系統

有效

• 申請號: 202010121039.4
• 申請日: 2020-02-26
• 公開（公告）號: CN111367305B
• 公開（公告）日: 2023-08-01
• 發明（設計）人: 王靜吉;黃京梅;陳占勝;朱虹
• 申請（專利權）人: 上海航天控制技術研究所
• 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: 高志瑞

本發明公開了一種高軌光壓作用下導引伴飛穩定性控制方法及系統，其中，該方法包括如下步驟：步驟一：根據星上相對導航設備所提供的測距測角信息，得到編隊衛星的測量方程，根據測量方程得到編隊衛星的相對位置，將編隊衛星的相對位置經導航濾波算法得到編隊衛星的相對速度；步驟二：根據太陽矢量在地球靜止衛星軌道坐標系中的變化關系，計算描述太陽位置關系的兩個角度；步驟三：根據編隊衛星的軌道半長軸偏差、編隊衛星的相對位置、太陽面內角和太陽面外角，建立編隊衛星伴飛穩定的關系計算公式；步驟四：根據編隊衛星的軌道半長軸偏差，得到為消除半長軸偏差所需要的速度增量。本發明實現了基于觀測半長軸偏差均值進行精確穩定控制。

技術領域

本發明屬于衛星制導、導航與控制技術領域，尤其涉及一種高軌光壓作用下導引伴飛穩定性控制方法及系統。

背景技術

近距離編隊衛星飛行中，控制衛星在目標星坐標系下指定的距離段形成長期的穩定伴飛，以完成特定的空間任務。經典軌道根數描述的運動特性表明，當兩顆衛星的軌道半長軸一致時，兩星能夠形成穩定伴飛軌跡。

低軌衛星在穩定性控制時是采用一軌自由漂移量來解算兩星的半長軸偏差，進而控制軌跡穩定性。此方法只用到了導航的位置信息，代價是需要一個軌道周期時間。高軌衛星在繼承此控制律中，遇到了新的情況，高軌衛星周期長，兩星的面質比相差較大時，帶來光壓攝動對相對運動軌跡異化嚴重，因此如何高精度得到兩顆衛星的半長軸偏差均值，是編隊飛行任務穩定性控制的關鍵所在。

發明內容

本發明解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供了一種高軌光壓作用下導引伴飛穩定性控制方法及系統，實現了基于觀測半長軸偏差均值進行精確穩定控制。

本發明目的通過以下技術方案予以實現：一種高軌光壓作用下導引伴飛穩定性控制方法，所述方法包括如下步驟：步驟一：根據星上相對導航設備所提供的測距測角信息，得到編隊衛星的測量方程，根據測量方程得到編隊衛星的相對位置，將編隊衛星的相對位置經導航濾波算法得到編隊衛星的相對速度；步驟二：根據太陽矢量在地球靜止衛星軌道坐標系中的變化關系，計算描述太陽位置關系的兩個角度，即太陽面內角和太陽面外角；步驟三：根據編隊衛星的軌道半長軸偏差、步驟一中的編隊衛星的相對位置、步驟二中的太陽面內角和太陽面外角，建立編隊衛星伴飛穩定的關系計算公式；步驟四：根據編隊衛星的軌道半長軸偏差，得到為消除半長軸偏差所需要的速度增量。

上述高軌光壓作用下導引伴飛穩定性控制方法中，在步驟一中，編隊衛星的測量方程為：

其中，ρ為編隊衛星的相對距離，α為編隊衛星中的目標星在編隊衛星中的伴飛衛星軌道坐標下的俯仰角，γ為目標星在伴飛衛星軌道坐標下的方位角，x、y、z分別是目標星在伴飛衛星軌道坐標下的三軸相對位置，V是觀測噪聲，t為相對運動時間。

上述高軌光壓作用下導引伴飛穩定性控制方法中，在步驟二中，太陽面內角的計算公式如下：

其中，θ為太陽面內角，S_ox，S_oy，S_oz為太陽單位矢量在軌道系下三軸的位置坐標。

上述高軌光壓作用下導引伴飛穩定性控制方法中，在步驟二中，太陽面外角的計算公式如下：

其中，β為太陽面外角，S_ox，S_oy，S_oz為太陽單位矢量在軌道系下三軸的位置坐標。

上述高軌光壓作用下導引伴飛穩定性控制方法中，在步驟三中，編隊衛星伴飛穩定的關系計算公式為：

D_X＝-3πΔa+2Ccosθ

D_Z＝-Csinθ