CN109189102A - 一种星上高精度计算双星半长轴偏差的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种星上高精度计算双星半长轴偏差的方法，其包含：根据当前卫星的相对位置信息，首先导航滤波计算得到双星相对轨道根数偏差，然后计算得到当前时刻t(k)双星之间的切向绕飞中心偏置量L(k)，利用该偏置量的偏差漂移率反算半长轴的偏差，极大的提高了半长轴偏差的精度。本发明能够提高半长轴偏差的获取精度，且不需要增加额外的硬件资源，计算简单，易于实现。

Description

一种星上高精度计算双星半长轴偏差的方法

技术领域

本发明涉及卫星轨道导航与控制技术领域，具体涉及一种星上高精度计算双星半长轴偏差的方法。

背景技术

航天器编队飞行是20世纪80年代后期，伴随着微小卫星的发展而出现的一种新的航天器空间运行模式。卫星编队飞行相比单个航天器具有非常突出的优势，从概念诞生伊始就得到世界各航天大国的青睐。

为了保证编队构形，需要进行编队导航与控制。其中，编队导航的双星动力学模型建立在两星半长轴应该完全一致的理论基础上。实际工程中，由于轨道摄动以及编队控制残差的影响会使得两星的半长轴并不能完全一致，即Δa不为零。Δa的存在会给编队构形的切向带来一个随时间累积的偏差，这个偏差将使得构形参数L随时间变化；因此为了保证成像对切向距离的要求，减小控制频次，星上需要对两星半长轴偏差进行精确的计算，计算结果精度越高越能提高控后精度减缓漂移速度。此外，为了实现高精度的编队构形控制，必须在轨对编队推力器进行准确的标定，这也需要输出准确的Δa估计值。

目前，双星半长轴偏差获取往往采用星上GPS接收机输出的相对位置和速度直接进行导航滤波计算得到，该方法计算得到的精度大约在米级，且有周期性变化，并随着大气阻力等外因素的影响误差更大。

发明内容

本发明的目的是提供一种星上高精度计算双星半长轴偏差的方法，能够提高半长轴偏差的获取精度，且不需要增加额外的硬件资源，计算简单，易于实现。

为达到上述目的，本发明提供了一种星上高精度计算双星半长轴偏差的方法，其包括以下步骤：

步骤1：确定当前时刻t(k)和偏置量L(k)的数据更新时间Δt；k为第k个数据，且k为大于等于0的整数；

步骤2：确定当前时刻t(k)和偏置量L(k)的最长数据记录时间T；

步骤3：计算需要记录的当前时刻t(k)和偏置量L(k)的数据个数N＝[T/Δt]；

步骤4：利用双星之间的相对位置速度信息，滤波计算得到相对的轨道六根数之差；

步骤5：计算当前时刻t(k)双星之间的切向绕飞中心偏置量L(k)；

步骤6：记录t(k)和L(k)，该数据采取滑动计数方式，即只保留最近N个数据；

步骤7：计算半长轴偏差Δa：

当k≥N时，Δa＝-(L(k)-L(k-N))/(1.5×n×(t(k)-t(k-N)))；

当k<N时，Δa＝-(L(k)-L(0))/(1.5×n×(t(k)-t(0)))；

其中n为利用主星平根计算得到的轨道角速度；

步骤8：重复步骤4～7，得到当前滑动窗口周期内的半长轴偏差Δa。

上述的星上高精度计算双星半长轴偏差的方法，其中，步骤1中，数据更新时间Δt能够通过注数修改。

上述的星上高精度计算双星半长轴偏差的方法，其中，步骤2中，最长数据记录时间T能够通过注数修改。

相对于现有技术，本发明具有以下有益效果：

(1)过程明确，物理意义清楚，算法实现简单；(2)提高了半长轴偏差的计算精度；(3)考虑了必要参数的在轨注入，易于在各种工况下实现；(4)本发明不需要增加硬件资源，易于星上实现和地面操作。

附图说明

图1为编队动力学模型中偏置量L与半长轴偏差Δa的示意图。

具体实施方式

以下结合附图通过具体实施例对本发明作进一步的描述，这些实施例仅用于说明本发明，并不是对本发明保护范围的限制。

如图1所示，为编队动力学模型中偏置量L与半长轴偏差Δa的示意图。本发明提供一种星上高精度计算双星半长轴偏差的方法，其该方法应用于卫星姿轨控分系统中。所述的星上高精度计算双星半长轴偏差的方法具体包含：

步骤1：确定数据更新时间Δt，该数据在星上可以通过注数修改；

该数据是指当前时刻t(k)和偏置量L(k)；k为第k个数据，且k为大于等于0的整数；一般在控后都迫切地想知道控后结果，即使是带有一定误差的初步估计，因此这里的数据更新时间Δt原则上是小一些为好，但如果时间太短则意味着一开始的数据可信度较低，且后面需要记录的数据也多，综合考虑各种因素，这里取为几百秒到几千秒比较合适。另外设置该数据在星上可以通过注数修改，这样适用不同环境与工作情况。

步骤2确定最长数据记录时间T，该数据在星上可以通过注数修改；

由于估计Δa主要影响构形参数L的变化率，Δa存在会使构形参数L随时间累积。在L的确定精度一定的情况下，累积的时间越长，Δa的估计精度就会越高。在两星面质比比较一致的情况下，Δa基本不变，这里的T可以取为略小于两次控制之间的时间间隔。反之Δa随时间变化较快，这里的T不能取得过长，需要综合考虑。

步骤3计算需要的记录的数据个数N＝[T/Δt]；

步骤4利用双星之间的相对位置速度信息，滤波计算得到相对的轨道六根数之差；

状态变量为相对平均轨道根数，定义为

X＝[△a △e_X △e_Y △i_X △i_Y △u]^T

其中，△a＝a₂-a₁，△e_X＝e₂cosω₂-e₁cosω₁，△e_Y＝e₂sinω₂-e₁sinω₁，△i_X＝i₂-i₁，△i_Y＝(Ω₂-Ω₁)sini₁，△u＝ω₂+M₂-(ω₁+M₁)，而a、e、i、Ω、ω、M表示半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点辐角和平近点角，下标2表示辅星，下标1表示主星。

步骤5计算当前时刻t(k)双星之间的切向绕飞中心偏置量L(k)；

L(k)＝a(cot i△i_Y+△u)

步骤6记录t(k)和L(k)，该数据采取滑动计数方式，即只保留最近N个数据；

步骤7计算半长轴偏差Δa：

(1)当存取的L个数k≥N时，

Δa＝-(L(k)-L(k-N))/(1.5×n×(t(k)-t(k-N)))；

(2)当存取的L个数k<N时，

Δa＝-(L(k)-L(0))/(1.5×n×(t(k)-t(0)))；

其中n为利用主星平根计算得到的轨道角速度。

步骤8重复步骤4～7，得到当前滑动窗口周期内的半长轴偏差Δa。

综上所述，本发明公开了一种星上高精度计算双星半长轴偏差的方法，其包含：根据当前卫星的相对位置信息，首先导航滤波计算得到双星相对轨道根数偏差，然后计算得到当前时刻t(k)双星之间的切向绕飞中心偏置量L(k)，利用该偏置量的偏差漂移率反算半长轴的偏差，极大的提高了半长轴偏差的精度。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (3)

1.一种星上高精度计算双星半长轴偏差的方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1：确定当前时刻t(k)和偏置量L(k)的数据更新时间Δt；k为第k个数据，且k为大于等于0的整数；

步骤2：确定当前时刻t(k)和偏置量L(k)的最长数据记录时间T；

步骤3：计算需要记录的当前时刻t(k)和偏置量L(k)的数据个数N＝[T/Δt]；

步骤4：利用双星之间的相对位置速度信息，滤波计算得到相对的轨道六根数之差；

步骤5：计算当前时刻t(k)双星之间的切向绕飞中心偏置量L(k)；

步骤6：记录t(k)和L(k)，该数据采取滑动计数方式，即只保留最近N个数据；

步骤7：计算半长轴偏差Δa：

当k≥N时，Δa＝-(L(k)-L(k-N))/(1.5×n×(t(k)-t(k-N)))；

当k<N时，Δa＝-(L(k)-L(0))/(1.5×n×(t(k)-t(0)))；

其中n为利用主星平根计算得到的轨道角速度；

步骤8：重复步骤4～7，得到当前滑动窗口周期内的半长轴偏差Δa。

2.如权利要求1所述的星上高精度计算双星半长轴偏差的方法，其特征在于，步骤1中，数据更新时间Δt能够通过注数修改。

3.如权利要求1所述的星上高精度计算双星半长轴偏差的方法，其特征在于，步骤2中，最长数据记录时间T能够通过注数修改。