CN105353767B - 一种提高有效载荷观测效率的卫星编队构形保持控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种提高有效载荷观测效率的卫星编队构形保持控制方法，其包括如下步骤：据工程实际建立具体约束条件；通过相对导航信息获取编队参数调整量(Δa，Δe，Δu)，计算编队保持控制量；根据工程约束条件确定γ可行的取值范围；根据评价方程优化γ，然后计算编队控制量，对编队构形进行保持控制，实现燃料消耗优化。本发明能在近圆非赤道轨道条件下的编队卫星构形保持控制，同时满足实际有效载荷的观测需求。

Description

一种提高有效载荷观测效率的卫星编队构形保持控制方法
技术领域
本发明涉及卫星相对导航技术，具体涉及一种提高有效载荷观测效率的卫星编队构形保持控制方法。
背景技术
全球测绘由于具有广泛的应用前景，目前已经成为地球观测卫星的重要任务需求。而编队卫星在可靠性、灵活性以及经济性具有一定优势，使其成为地球观测卫星的重要工作状态。由于轨道摄动对编队构形的发散影响，卫星编队需要通过构形保持控制保证卫星全寿命期间的任务顺利开展。一方面，对于近地近圆轨道的编队卫星而言，编队构形的发散主要表现在相对偏心率矢量的变化，因此编队控制时刻对应的纬度幅角由相对偏心率矢量决定；另一方面，有效载荷的观测范围也是确定的，这就存在编队控制时刻刚好与有效载荷的工作时间相重叠。目前的解决方案是编队控制与有效载荷在不同圈次工作，即编队控制时有效载荷不工作。
卫星编队构形控制方法按照相对动力学模型的不同，可以分为基于C-W方程控制方法以及基于轨道根数的控制方法。这些方法存在共性的问题就是往往仅仅从控制系统自身角度出发，给出较为理论化或约束条件不充分的控制方法，未能考虑有效载荷成像需求等实际工程实现约束。
发明内容
针对上述问题，本发明提供了一种提高有效载荷测绘效率的卫星编队构形保持控制方法，能在近圆非赤道轨道条件下的编队卫星构形保持控制，同时满足实际有效载荷的观测需求。
本发明的目的通过以下技术方案来实现：一种提高有效载荷观测效率的卫星编队构形保持控制方法，包括如下步骤：
步骤一、根据工程实际建立具体约束条件；
步骤二、根据相对导航信息获取编队参数调整量(Δa，Δe，Δu)，代入下式计算编队保持控制量：
此时的 控制量为γ的函数；
其中，第一次喷气是在纬度幅角为时刻，喷气量将产生的切向速度增量是ΔV1；第二次喷气是在纬度幅角为时刻，喷气量将产生的切向速度增量是ΔV2；第三次喷气是在纬度幅角为时刻，喷气量将产生的切向速度增量是ΔV3；第四次喷气是在纬度幅角为时刻，喷气量将产生的切向速度增量是ΔV4。可以看出γ就是相对于u0(arctan(δΔeY/δΔeX))偏置的角度，从而保证编队控制的纬度幅角不会在有效载荷的观测范围。同时考虑触发时间与起控时间存在时间差的影响，记触发时间对应的纬度幅角为u0，起控时间对应的纬度幅角为u1，则
du＝-1.5(u1-u0)Δa
步骤三、根据步骤1所得的工程约束条件确定γ可行的取值范围；
考虑极端情况，成像区域为[u0，u0+β°]，则根据前述约束条件得到γ必须满足如下条件才能保证4次脉冲控制均不在有效载荷观测范围
γ≥γ1°，其中，(90>γ1>0)
步骤四、得到最优γ(即γ＝γ1°)，代入以下优化方程，实现燃料消耗优化；
fmin＝|ΔV1|+|ΔV2|+|ΔV3|+|ΔV4|。
其中，约束条件包括编队控制与有效载荷工作之间最小间隔约束和载荷观测弧段约束。
其中，编队控制与有效载荷工作之间最小间隔约束为从编队控制开始到有效载荷观测状态建立之间至少需要时间间隔T；对应的Δu为α°。
其中，所述载荷观测弧段约束为每次实际工作弧段，按照有效载荷最长开机T1min计算，对应纬度幅角范围为β°。
与现有技术相比，本发明具有以下优点：
1)符合工程实际，这种方法不仅从控制任务本身出发，考虑有效载荷成像需求，避免了编队控制对卫星有效载荷工作效率的影响，提高有效载荷工作效率10％～30％；特别的,不需要知道有效载荷具体观测范围，只需要在有效载荷在工作前一段时间发送信号告知控制系统切换成当前4脉冲控制方式即可，便于星上自主实现，不增加地面测控任务。
2)控制公式计算简单，意义明确，能够实现编队控制的同时不影响有效载荷观测。算法不受具体编队构形的影响具有普遍性，即不受编队卫星颗数以及编队构形几何尺度影响。
3)由于有效载荷成像约束使常规3脉冲能够完成的编队控制任务变成了4脉冲，同时建立评价方程通过优化，使得燃料消耗最少。
附图说明
图1为本发明实施例的编队控制流程图
图2为本发明实施例的的4脉冲编队控制与常规3脉冲编队控制对比图
图3为本发明实施例中编队坐标系示意图
图4为本发明实施例一种提高有效载荷观测效率的卫星编队构形保持控制方法的流程图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
为了描述目辅星相对于主星的相对运动，需要定义基于开普勒轨道根数相对轨道根数矢量：
式中，下标1表示主星绝对轨道根数，下标2表示辅星绝对轨道根数。
编队卫星的相对运动是由卫星的相对轨道根数决定的，那么对卫星构形的控制最终将通过对卫星相对轨道根数的控制实现。从相对轨道控制的观点看，参考星是被动的，相对轨道控制是由目标星执行的。针对近圆非赤道轨道卫星，可以采用如下高斯方程：
式中：v是主星速度。式中的速度分量描述是在编队坐标系，坐标系定义见附图3。从上式可以看出，通过对卫星三轴方向的控制，可以实现对编队卫星6个相对轨道根数的控制。
下面进一步对本发明的工作过程进行描述：
本发明的方法原理如图1所示。
如图4所示，本发明实施例提供了一种提高有效载荷观测效率的卫星编队构形保持控制方法，包括如下步骤：
步骤一、根据工程实际建立具体约束条件；
步骤二、根据相对导航信息获取编队参数调整量(Δa，Δe，Δu)，代入下式计算编队保持控制量：
此时的 控制量为γ的函数；
其中，第一次喷气是在纬度幅角为时刻，喷气量将产生的切向速度增量是ΔV1；第二次喷气是在纬度幅角为时刻，喷气量将产生的切向速度增量是ΔV2；第三次喷气是在纬度幅角为时刻，喷气量将产生的切向速度增量是ΔV3；第四次喷气是在纬度幅角为时刻，喷气量将产生的切向速度增量是ΔV4。可以看出γ就是相对于u0(arctan(δΔeY/δΔeX))偏置的角度，从而保证编队控制的纬度幅角不会在有效载荷的观测范围。同时考虑触发时间与起控时间存在时间差的影响，记触发时间对应的纬度幅角为u0，起控时间对应的纬度幅角为u1，则
du＝-1.5(u1-u0)Δa
步骤三、根据步骤1所得的工程约束条件确定γ可行的取值范围；
考虑极端情况，成像区域为[u0，u0+β°]，则根据前述约束条件得到γ必须满足如下条件才能保证4次脉冲控制均不在有效载荷观测范围
γ≥γ1°，其中，(90>γ1>0)
步骤四、得到最优γ(即γ＝γ1°)，代入以下优化方程，实现燃料消耗优化；
fmin＝|ΔV1|+|ΔV2|+|ΔV3|+|ΔV4|。
其中，约束条件包括编队控制与有效载荷工作之间最小间隔约束和载荷观测弧段约束。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (4)

1.一种提高有效载荷观测效率的卫星编队构形保持控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一、根据工程实际建立具体约束条件；
步骤二、根据相对导航信息获取编队参数调整量(Δa，Δe，Δu)，代入下式计算编队保持控制量：
此时的控制量为γ的函数；
其中，第一次喷气时在纬度幅角为时刻，喷气量将产生的切向速度增量是ΔV1；第二次喷气时在纬度幅角为时刻，喷气量将产生的切向速度增量是ΔV2；第三次喷气时在纬度幅角为时刻，喷气量将产生的切向速度增量是ΔV3；第四次喷气时在纬度幅角为时刻，喷气量将产生的切向速度增量是ΔV4；可以看出γ就是相对于u0，即arctan(δΔeY/δΔeX)偏置的角度，从而保证编队控制的纬度幅角不会在有效载荷的观测范围；同时考虑触发时间与起控时间存在时间差的影响，记触发时间对应的纬度幅角为u0，第一次喷气时在纬度幅角为u1时刻，则
du＝-1.5(u1-u0)Δa
步骤三、根据步骤一所得的工程约束条件确定γ可行的取值范围；
考虑极端情况，成像区域为[u0，u0+β°]，则根据前述约束条件得到γ必须满足如下条件才能保证4次脉冲控制均不在有效载荷观测范围：γ≥γ1°，其中，90>γ1>0；每次实际工作弧段，按照有效载荷最长开机T1min计算，对应纬度幅角范围为β°；
步骤四、得到最优γ，即γ＝γ1°，代入以下优化方程，实现燃料消耗优化；
fmin＝|ΔV1|+|ΔV2|+|ΔV3|+|ΔV4|。
2.根据权利要求1所述的一种提高有效载荷观测效率的卫星编队构形保持控制方法，其特征在于，约束条件包括编队控制与有效载荷工作之间最小间隔约束和载荷观测弧段约束。
3.根据权利要求2所述的一种提高有效载荷观测效率的卫星编队构形保持控制方法，其特征在于，编队控制与有效载荷工作之间最小间隔约束为从编队控制开始到有效载荷观测状态建立之间至少需要时间间隔T；对应的Δu为α°。
4.根据权利要求2所述的一种提高有效载荷观测效率的卫星编队构形保持控制方法，其特征在于，所述载荷观测弧段约束为每次实际工作弧段，按照有效载荷最长开机T1min计算，对应纬度幅角范围为β°。
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