CN111367305B - 一种高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制方法及系统，其中，该方法包括如下步骤：步骤一：根据星上相对导航设备所提供的测距测角信息，得到编队卫星的测量方程，根据测量方程得到编队卫星的相对位置，将编队卫星的相对位置经导航滤波算法得到编队卫星的相对速度；步骤二：根据太阳矢量在地球静止卫星轨道坐标系中的变化关系，计算描述太阳位置关系的两个角度；步骤三：根据编队卫星的轨道半长轴偏差、编队卫星的相对位置、太阳面内角和太阳面外角，建立编队卫星伴飞稳定的关系计算公式；步骤四：根据编队卫星的轨道半长轴偏差，得到为消除半长轴偏差所需要的速度增量。本发明实现了基于观测半长轴偏差均值进行精确稳定控制。

Description

一种高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制方法及系统

技术领域

本发明属于卫星制导、导航与控制技术领域，尤其涉及一种高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制方法及系统。

背景技术

近距离编队卫星飞行中，控制卫星在目标星坐标系下指定的距离段形成长期的稳定伴飞，以完成特定的空间任务。经典轨道根数描述的运动特性表明，当两颗卫星的轨道半长轴一致时，两星能够形成稳定伴飞轨迹。

低轨卫星在稳定性控制时是采用一轨自由漂移量来解算两星的半长轴偏差，进而控制轨迹稳定性。此方法只用到了导航的位置信息，代价是需要一个轨道周期时间。高轨卫星在继承此控制律中，遇到了新的情况，高轨卫星周期长，两星的面质比相差较大时，带来光压摄动对相对运动轨迹异化严重，因此如何高精度得到两颗卫星的半长轴偏差均值，是编队飞行任务稳定性控制的关键所在。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制方法及系统，实现了基于观测半长轴偏差均值进行精确稳定控制。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制方法，所述方法包括如下步骤：步骤一：根据星上相对导航设备所提供的测距测角信息，得到编队卫星的测量方程，根据测量方程得到编队卫星的相对位置，将编队卫星的相对位置经导航滤波算法得到编队卫星的相对速度；步骤二：根据太阳矢量在地球静止卫星轨道坐标系中的变化关系，计算描述太阳位置关系的两个角度，即太阳面内角和太阳面外角；步骤三：根据编队卫星的轨道半长轴偏差、步骤一中的编队卫星的相对位置、步骤二中的太阳面内角和太阳面外角，建立编队卫星伴飞稳定的关系计算公式；步骤四：根据编队卫星的轨道半长轴偏差，得到为消除半长轴偏差所需要的速度增量。

上述高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制方法中，在步骤一中，编队卫星的测量方程为：

其中，ρ为编队卫星的相对距离，α为编队卫星中的目标星在编队卫星中的伴飞卫星轨道坐标下的俯仰角，γ为目标星在伴飞卫星轨道坐标下的方位角，x、y、z分别是目标星在伴飞卫星轨道坐标下的三轴相对位置，V是观测噪声，t为相对运动时间。

上述高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制方法中，在步骤二中，太阳面内角的计算公式如下：

其中，θ为太阳面内角，S_ox，S_oy，S_oz为太阳单位矢量在轨道系下三轴的位置坐标。

上述高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制方法中，在步骤二中，太阳面外角的计算公式如下：

其中，β为太阳面外角，S_ox，S_oy，S_oz为太阳单位矢量在轨道系下三轴的位置坐标。

上述高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制方法中，在步骤三中，编队卫星伴飞稳定的关系计算公式为：

D_X＝-3πΔa+2Ccosθ

D_Z＝-Csinθ

其中，Δa为编队卫星的轨道半长轴偏差，C为一个与面质比之差以及太阳面外角β相关的系数，D_X为编队卫星间经过一个轨道周期在飞行方向拉开或接近的距离，D_Z为编队卫星间经过一个轨道周期在与星地方向拉开或接近的距离。

上述高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制方法中，当D_X＝0且θ＝90°or270°时，编队卫星的伴飞关系是稳定的。

上述高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制方法中，在步骤四中，为消除半长轴偏差所需要的速度增量的公式如下：

其中，n为卫星的平均轨道角速度，e为卫星的偏心率，f为真近点角，Δv_x为在地球静止卫星轨道坐标系下X轴的速度增量。

一种高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制系统，包括：第一模块，用于根据星上相对导航设备所提供的测距测角信息，得到编队卫星的测量方程，根据测量方程得到编队卫星的相对位置，将编队卫星的相对位置经导航滤波算法得到编队卫星的相对速度；第二模块，用于根据太阳矢量在地球静止卫星轨道坐标系中的变化关系，计算描述太阳位置关系的两个角度，即太阳面内角和太阳面外角；第三模块，用于根据编队卫星的轨道半长轴偏差、第一模块中的编队卫星的相对位置、第二模块中的太阳面内角和太阳面外角，建立编队卫星伴飞稳定的关系计算公式；第四模块，用于根据编队卫星的轨道半长轴偏差，得到为消除半长轴偏差所需要的速度增量。

上述高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制系统中，编队卫星的测量方程为：

其中，ρ为编队卫星的相对距离，α为编队卫星中的目标星在编队卫星中的伴飞卫星轨道坐标下的俯仰角，γ为目标星在伴飞卫星轨道坐标下的方位角，x、y、z分别是目标星在伴飞卫星轨道坐标下的三轴相对位置，V是观测噪声，t为相对运动时间。

上述高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制系统中，太阳面内角的计算公式如下：

太阳面外角的计算公式如下：

其中，θ为太阳面内角，S_ox，S_oy，S_oz为太阳单位矢量在轨道系下三轴的位置坐标。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

本发明实现了高轨光压作用下导引伴飞稳定控制，避免了光压差摄动对稳定性控制的影响，并且减轻了因轨道控制对地面测控资源的依赖。

附图说明

通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：

图1是本发明实施例提供的高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制示意图；

图2是本发明实施例提供的太阳矢量在轨道坐标系中面内角、面外角定义图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

本实施例提供了一种高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制方法，该方法包括如下步骤：

步骤一、先要获得卫星之间的相对位置、相对速度

根据星上相对导航设备所提供的测距测角信息，去得到卫星之间相对位置、相对速度；例如卫星上安装的微波雷达或是光电组合

步骤二、获得太阳矢量在轨道坐标系下的两个角度

根据太阳矢量在地球静止卫星轨道坐标系中的变化关系，计算描述太阳位置关系的两个角度面内角和面外角；将惯性系下太阳矢量坐标乘上坐标转换矩阵得到轨道系下太阳矢量，根据面内角和面外角定义以及太阳矢量解算面内角和面外角。

步骤三、实现编队卫星相对运动轨迹的稳定，建立编队卫星相对位置与半长轴偏差及太阳面内角的关系

利用编队卫星上相对测量设备，获得编队卫星相对位置速度信息，根据太阳矢量面内角关系，构造两星的半长轴偏差，实现编队卫星相对运动轨迹的稳定；利用一个轨道周期两颗卫星拉开或是接近的距离以及太阳矢量面内角为90°或270°时可以得到两星的半长轴偏差均值。

步骤四、建立喷气量与两星半长轴偏差之间的控制关系

根据当前编队卫星的半长轴偏差，解算为消除半长轴偏差所需要施加的喷气量；根据经典轨道摄动方程，轨道半长轴偏差与喷气控制量成比例关系，结合上一步建立的每轨漂移量与半长轴偏差均值的关系，得到每轨漂移量与喷气量的关系。

高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制目的要实现指定范围内的稳定伴飞控制。当编队卫星之间的面值比差异较大时，两星受到的太阳光压力存在10^-8～10^-7量级的压力差，结合高轨一个轨道周期24小时的特点，光压力差的长时间累计影响显著。本发明给出了以相对位置、相对速度信息构建相对轨道根数偏差的表达式，结合太阳光压差摄动影响规律，建立了以星上相对导航数据控制轨道根数偏差的理论依据，基于此设计了光压作用下伴飞稳定控制规律。

本发明分析了光压摄动影响规律，建立含光压摄动的相对运动方程，基于星上相对测距测角设备信息，解决了对半长轴偏差均值的观测问题，设计了导引伴飞稳定性控制方法。

如图1所示，为高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制示意图，图中第一轨未施加任何控制，让其自由漂移一轨，为接下来的两次控制作参考，实际控制律实施过程中没有这过程。考虑到上述高精度稳定性控制方法需要一轨后才控制，若初始半长轴差异太大，可能导致在这一轨过程中相撞等安全性问题，在工程应用中一开始进行是否需要实施粗控制判断，若两星CW稳定性条件计算得到的漂移量大于阈值K，就先使用CW稳定性条件进行粗控制，控后一轨漂移量为K1，一轨后进行精控制，控后一轨漂移量为K2，其中参数K可由地面注数修改，K1，K2可根据稳定控制算法由星上或地面估计其范围，这些参数受到导航精度，轨道周期等因素的影响。具体通过以下实施步骤，实现编队卫星高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制。

一、先要获得卫星之间的相对位置、相对速度

相对量测方程为星载测量设备的输出，例如微波雷达量测的相对距离，相对视线方位角和相对视线仰角，对于其它种类的测量设备，测量原理相似，只是精度不同，由此得到测量方程为

其中，ρ为两星的相对距离，α为目标星在伴飞卫星轨道坐标下下的俯仰角，γ为目标星在伴飞卫星轨道坐标下的方位角，x、y、z分别是目标星伴飞卫星轨道坐标下的三轴相对位置，V是观测噪声，t为相对运动时间。

设计导航滤波算法，根据姿态测量系统提供的相对参考轨道系的姿态和相对导航敏感器的输出完成滤波计算。最终输出得到两星的相对位置相对速度信息。

二、获得太阳矢量在轨道坐标系下的两个角度

在静止轨道卫星轨道坐标中，对于任意位置的太阳矢量So(注：太阳矢量方向定义为卫星指向太阳)，可以用两个角度θ(面内角)和β(面外角)描述其位置关系(见图2)。

θ定义为：太阳矢量在轨道面内的投影矢量与轨道坐标系z轴正向的夹角(取值范围，如图2所示，顺时针增大)，其物理意义：太阳相对于静止轨道卫星，一天内均匀绕卫星旋转一圈。

β定义为：太阳矢量与追踪星轨道坐标系轨道面的夹角，即太阳矢量与轨道面法向(Y轴负向)夹角的余角(取值范围-i_s～i_s，i_s为黄赤交角，常值23.45°)。其物理意义是：在一年太阳直射点在地球的南北回归线间来回一周，太阳光相对地球赤道面(即静止轨道卫星的轨道面)的夹角(面外角)变化周期为一年的长周期运动，变化范围为-23.45°～23.45°。

建立面内角和面外角与轨道系下太阳矢量的关系计算公式为：

式中：S_ox，S_oy，S_oz为太阳单位矢量在轨道系下三轴的位置坐标。

步骤三、实现编队卫星相对运动轨迹的稳定，建立编队卫星相对位置与半长轴偏差及太阳面内角的关系

考虑到上述稳定性控制方法需要一轨后才控制，若初始半长轴差异太大，可能导致在这一轨过程中相撞等安全性问题，因此，考虑先对其进行粗控制，使得漂移量在一定范围内，然后再实施精控制，实现高轨编队卫星的稳定伴飞，下面分别对这两个控制进行描述：

三-1、基于CW稳定条件的粗控制；在工程应用中一开始进行判断，若两星CW稳定性条件计算得到的漂移量大于阈值K，就先使用CW稳定性条件进行粗控制，控制量为dx＝(6nz₀-3v_x0)T，其中，n为卫星的平均轨道角速度，z₀为两星z方向相对位置，v_x0为两星X方向相对速度，根据半长轴差与相对位置关系即可实现粗控制，使得控后一轨漂移量在K1范围内，K1主要由导航精度和周期决定。

三-2、基于观测半长轴偏差均值的高精度稳定控制；

根据太阳矢量在轨道坐标系中的定义，得到在轨道坐标系中太阳光压加速度表示为：

其中，k＝1,p＝4.65×10^-6N/m²，为卫星面质比，n为卫星的平均轨道角速度,

从而得到含光压摄动的相对运动方程(简称S_CW方程)：

其中，k＝1,p＝4.65×10^-6N/m²，为卫星面质比，n为卫星的平均轨道角速度,θ为面内角，β为面外角。

借鉴低轨卫星一轨漂移量的设计思路，一个轨道周期太阳光压对半长轴的影响也正好抵消，考察光压摄动影响的S_CW方程；

建立编队卫星伴飞稳定的关系计算公式为：

D_X＝-3πΔa+2Ccosθ

D_Z＝-Csinθ

式中：Δa为编队卫星间的轨道半长轴偏差均值，C为一个与面质比之差以及面外角β相关的系数，D_X为编队卫星间经过一个轨道周期在飞行方向拉开或接近的距离，D_Z为编队卫星间经过一个轨道周期在与地心方向拉开或接近的距离。当D_X＝0时，编队卫星的伴飞关系是稳定的。取θ为90度或270度处，此时屏蔽了由D_Z估计C所带来的误差，算法的精度得到提高，得到

四、建立喷气量与半长轴偏差之间的控制关系

伴飞位置保持时，根据当前半长轴偏差，解算为了消除这些偏差量所需要施加的喷气量。

可以由以下关系式解算所需要施加的脉冲量。由摄动方程可知：

其中：n为卫星的平均轨道角速度，e为卫星的偏心率，f为卫星真近点角，Δv_x为卫星X轴的速度增量。当e→0时，冲量引起的轨道根数变化方程为

于是有：

本实施例还提供了一种高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制系统，包括：第一模块，用于根据星上相对导航设备所提供的测距测角信息，得到编队卫星的测量方程，根据测量方程得到编队卫星的相对位置，将编队卫星的相对位置经导航滤波算法得到编队卫星的相对速度；第二模块，用于根据太阳矢量在地球静止卫星轨道坐标系中的变化关系，计算描述太阳位置关系的两个角度，即太阳面内角和太阳面外角；第三模块，用于根据编队卫星的轨道半长轴偏差、第一模块中的编队卫星的相对位置、第二模块中的太阳面内角和太阳面外角，建立编队卫星伴飞稳定的关系计算公式；第四模块，用于根据编队卫星的轨道半长轴偏差，得到为消除半长轴偏差所需要的速度增量。

上述实施例中，编队卫星的测量方程为：

其中，ρ为编队卫星的相对距离，α为编队卫星中的目标星在编队卫星中的伴飞卫星轨道坐标下的俯仰角，γ为目标星在伴飞卫星轨道坐标下的方位角，x、y、z分别是目标星在伴飞卫星轨道坐标下的三轴相对位置，V是观测噪声，t为相对运动时间。

上述实施例中，太阳面内角的计算公式如下：

太阳面外角的计算公式如下：

其中，θ为太阳面内角，S_ox，S_oy，S_oz为太阳单位矢量在轨道系下三轴的位置坐标。

上述实施例中，编队卫星伴飞稳定的关系计算公式为：

D_X＝-3πΔa+2Ccosθ

D_Z＝-Csinθ

其中，Δa为编队卫星的轨道半长轴偏差，C为一个与面质比之差以及太阳面外角β相关的系数，D_X为编队卫星间经过一个轨道周期在飞行方向拉开或接近的距离，D_Z为编队卫星间经过一个轨道周期在与星地方向拉开或接近的距离。当D_X＝0且θ＝90°or270°时，编队卫星的伴飞关系是稳定的。

上述实施例中，在步骤四中，为消除半长轴偏差所需要的速度增量的公式如下：

其中，n为卫星的平均轨道角速度，e为卫星的偏心率，f为真近点角，Δv_x为在地球静止卫星轨道坐标系下X轴的速度增量。

本实施例实现了高轨光压作用下导引伴飞稳定控制，避免了光压差摄动对稳定性控制的影响，并且减轻了因轨道控制对地面测控资源的依赖，数学仿真验证表明该控制规律可以满足高精度稳定控制要求。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (6)

1.一种高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：

步骤一：根据星上相对导航设备所提供的测距测角信息，得到编队卫星的测量方程，根据测量方程得到编队卫星的相对位置，将编队卫星的相对位置经导航滤波算法得到编队卫星的相对速度；

步骤二：根据太阳矢量在地球静止卫星轨道坐标系中的变化关系，计算描述太阳位置关系的两个角度，即太阳面内角和太阳面外角；

步骤三：根据编队卫星的轨道半长轴偏差、步骤一中的编队卫星的相对位置、步骤二中的太阳面内角和太阳面外角，建立编队卫星伴飞稳定的关系计算公式；

步骤四：根据编队卫星的轨道半长轴偏差，得到为消除半长轴偏差所需要的速度增量；

在步骤二中，太阳面内角的计算公式如下：

其中，θ为太阳面内角，S_ox，S_oy，S_oz为太阳单位矢量在轨道系下三轴的位置坐标；

在步骤二中，太阳面外角的计算公式如下：

其中，β为太阳面外角，S_ox，S_oy，S_oz为太阳单位矢量在轨道系下三轴的位置坐标；

在步骤三中，编队卫星伴飞稳定的关系计算公式为：

D_X＝-3πΔa+2Ccosθ

D_Z＝-Csinθ

其中，Δa为编队卫星的轨道半长轴偏差，C为一个与面质比之差以及太阳面外角β相关的系数，D_X为编队卫星间经过一个轨道周期在飞行方向拉开或接近的距离，D_Z为编队卫星间经过一个轨道周期在与星地方向拉开或接近的距离。

2.根据权利要求1所述的高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制方法，其特征在于：在步骤一中，编队卫星的测量方程为：

其中，ρ为编队卫星的相对距离，α为编队卫星中的目标星在编队卫星中的伴飞卫星轨道坐标下的俯仰角，γ为目标星在伴飞卫星轨道坐标下的方位角，x、y、z分别是目标星在伴飞卫星轨道坐标下的三轴相对位置，V是观测噪声，t为相对运动时间。

3.根据权利要求1所述的高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制方法，其特征在于：当D_X＝0且θ＝90°or270°时，编队卫星的伴飞关系是稳定的。

4.根据权利要求1所述的高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制方法，其特征在于：在步骤四中，为消除半长轴偏差所需要的速度增量的公式如下：

其中，n为卫星的平均轨道角速度，e为卫星的偏心率，f为真近点角，Δv_x为在地球静止卫星轨道坐标系下X轴的速度增量。

5.一种高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制系统，其特征在于包括：

第一模块，用于根据星上相对导航设备所提供的测距测角信息，得到编队卫星的测量方程，根据测量方程得到编队卫星的相对位置，将编队卫星的相对位置经导航滤波算法得到编队卫星的相对速度；

第二模块，用于根据太阳矢量在地球静止卫星轨道坐标系中的变化关系，计算描述太阳位置关系的两个角度，即太阳面内角和太阳面外角；

第三模块，用于根据编队卫星的轨道半长轴偏差、第一模块中的编队卫星的相对位置、第二模块中的太阳面内角和太阳面外角，建立编队卫星伴飞稳定的关系计算公式；

第四模块，用于根据编队卫星的轨道半长轴偏差，得到为消除半长轴偏差所需要的速度增量；

太阳面内角的计算公式如下：

其中，θ为太阳面内角，S_ox，S_oy，S_oz为太阳单位矢量在轨道系下三轴的位置坐标；

太阳面外角的计算公式如下：

其中，β为太阳面外角，S_ox，S_oy，S_oz为太阳单位矢量在轨道系下三轴的位置坐标；

编队卫星伴飞稳定的关系计算公式为：

D_X＝-3πΔa+2Ccosθ

D_Z＝-Csinθ

其中，Δa为编队卫星的轨道半长轴偏差，C为一个与面质比之差以及太阳面外角β相关的系数，D_X为编队卫星间经过一个轨道周期在飞行方向拉开或接近的距离，D_Z为编队卫星间经过一个轨道周期在与星地方向拉开或接近的距离。

6.根据权利要求5所述的高轨光压作用下导引伴飞稳定性控制系统，其特征在于：编队卫星的测量方程为：

其中，ρ为编队卫星的相对距离，α为编队卫星中的目标星在编队卫星中的伴飞卫星轨道坐标下的俯仰角，γ为目标星在伴飞卫星轨道坐标下的方位角，x、y、z分别是目标星在伴飞卫星轨道坐标下的三轴相对位置，V是观测噪声，t为相对运动时间。