CN115072006B - 基于空间摄动主动利用的双模式轨道重构控制方法及系统 - Google Patents

基于空间摄动主动利用的双模式轨道重构控制方法及系统 Download PDF

Info

Publication number
CN115072006B
CN115072006B CN202210788447.4A CN202210788447A CN115072006B CN 115072006 B CN115072006 B CN 115072006B CN 202210788447 A CN202210788447 A CN 202210788447A CN 115072006 B CN115072006 B CN 115072006B
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
star
formation
orbit
track
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202210788447.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN115072006A (zh
Inventor
张德新
刘济恺
王角
杜轶琛
常乐
李威
饶小双
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Jiaotong University
Original Assignee
Shanghai Jiaotong University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Jiaotong University filed Critical Shanghai Jiaotong University
Priority to CN202210788447.4A priority Critical patent/CN115072006B/zh
Publication of CN115072006A publication Critical patent/CN115072006A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN115072006B publication Critical patent/CN115072006B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Navigation (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明提供了基于空间摄动主动利用的双模式轨道重构控制方法及系统，包括：获取两卫星轨道倾角差；基于所述两卫星轨道倾角差，利用卫星轨道预测法，消除两卫星轨道的初始构形，获取沿航迹向预设数值的编队；通过控制所述编队，将从星移动到标定位置；对移动到所述标定位置的所述从星进行重构控制，并修正构形偏差，完成双模式轨道重构控制。本发明在有效降低点火控制频率和燃料消耗量的同时，大幅提升主动漂移过程中的三维成像基线可用性。

Description

基于空间摄动主动利用的双模式轨道重构控制方法及系统
技术领域
本发明属于航天技术领域，尤其涉及基于空间摄动主动利用的双模式轨道重构控制方法及系统。
背景技术
空间三维成像技术对地质体及其地形地貌形成可视化三维图像，对分析地球演变，地球表面特征，以及地下埋藏物探测等方面都有着巨大的应用潜力。为了满足卫星三维成像的要求，三维成像数据通常以太阳同步回归轨道的方式获取，需要频繁的轨道转移控制，会导致燃料消耗的增加。同时在大气和太阳光压等摄动因素动态影响下，主动漂移控制发散速度快，进一步增加了燃料的消耗，决定了卫星的使用寿命。目前现有技术中，集中在优化燃料消耗中，而对摄动因素的动态特征，以及其对轨道状态的影响分析较少，具有一定的缺陷。现有技术集中于考虑单模式的情形，仅适用于从跟飞到绕飞模式的重构控制方法或者从绕飞到跟飞模式的重构控制方法，没有系统化的重构技术。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提出了基于空间摄动主动利用的双模式轨道重构控制方法及系统，以主动漂移量模型生成的控制指令为初值，引入牛顿迭代优化思想，利用高精度卫星轨道预测技术，在保障三维成像基线空间状态要求的基础上，以点火周期最大为优化目标，完成主动漂移量控制指令的优化处理，通过对空间设动力的主动利用，有效降低点火控制频率和燃料消耗量，大幅提升主动漂移过程中的三维成像基线可用性。
一方面为实现上述目的，本发明提供了基于空间摄动主动利用的双模式轨道重构控制方法，包括：
获取两卫星轨道倾角差；
基于所述两卫星轨道倾角差，利用卫星轨道预测法，消除两卫星轨道的初始构形，获取沿航迹向预设数值的编队；
通过控制所述编队，将从星移动到标定位置；
对移动到所述标定位置的所述从星进行重构控制，并修正构形偏差，完成双模式轨道重构控制。
可选地，获取两卫星轨道倾角差包括：
根据平面轨道平面外脉冲，对所述从星进行第一半长轴控制；
基于所述第一半长轴控制，控制所述从星沿轨迹方向移动，获得两卫星轨道倾角差。
可选地，消除所述初始构形包括：
基于所述卫星轨道预测法，获取卫星的点火指令；
基于所述点火指令，预设所述卫星控制动作，消除所述初始构形。
可选地，预设所述卫星控制动作包括：对所述卫星施加方向相反，大小相等的两次沿航迹向脉冲，将所述从星和所述卫星移动至主星后方预设位置处。
可选地，获取沿航迹向预设数值的所述编队包括：对所述从星进行第二半长轴控制，利用平面内三脉冲重构法将所述从星形成编队构形平面内运动，获得沿航迹向预设数值的所述编队。
可选地，控制所述编队包括：对所述编队施加所述两次沿航迹向脉冲。
另一方面为实现上述目的，本发明还提供了基于空间摄动主动利用的双模式轨道重构控制系统，包括：获取模块、消除模块、移动模块和重构模块；
所述获取模块用于获取两卫星轨道倾角差；
所述消除模块用于基于所述两卫星轨道倾角差，利用卫星轨道预测法，消除两卫星轨道的初始构形，获取沿航迹向预设数值的编队；
所述移动模块用于通过控制所述编队，将从星移动到标定位置；
所述重构模块用于对移动到所述标定位置的所述从星进行重构控制，并修正构形偏差，完成双模式轨道重构控制。
可选地，所述获取模块中获取所述两卫星轨道倾角差的方式为：
根据平面轨道平面外脉冲，对所述从星进行第一半长轴控制；
基于所述第一半长轴控制，控制所述从星沿轨迹方向移动，获得两卫星轨道倾角差。
与现有技术相比，本发明具有如下优点和技术效果：
本发明通过对相对倾角进行主动偏置，解决了测高编队与三维成像主动漂移轨道模式变换的轨道重构问题，实现了利用J2摄动影响进行平面外自然漂移的低消耗高精度控制效果，有效降低点火控制频率和燃料消耗量的同时，大幅提升主动漂移过程中的三维成像基线可用性。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本申请的进一步理解，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1为本发明实施例的基于空间摄动主动利用的双模式轨道重构控制方法流程示意图。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请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申请。
需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。
实施例
如图1所示，本发明提供了基于空间摄动主动利用的双模式轨道重构控制方法，包括：
获取两卫星轨道倾角差；
基于所述两卫星轨道倾角差，利用卫星轨道预测法，消除两卫星轨道的初始构形，获取沿航迹向预设数值的编队；
通过控制所述编队，将从星移动到标定位置；
对移动到所述标定位置的所述从星进行重构控制，并修正构形偏差，完成双模式轨道重构控制。
进一步地，获取两卫星轨道倾角差包括：
根据平面轨道平面外脉冲，对所述从星进行第一半长轴控制；
基于所述第一半长轴控制，控制所述从星沿轨迹方向移动，获得两卫星轨道倾角差。
进一步地，消除所述初始构形包括：
基于所述卫星轨道预测法，获取卫星的点火指令；
基于所述点火指令，对所述卫星进行预设控制动作，消除所述初始构形。
进一步地，对所述卫星进行所述预设控制动作包括：对所述卫星施加方向相反，大小相等的两次沿航迹向脉冲，将所述从星和所述卫星移动至主星后方预设位置处。
进一步地，获取沿航迹向预设数值的所述编队包括：对所述从星进行第二半长轴控制，利用平面内三脉冲重构法将所述从星形成编队构形平面内运动，获得沿航迹向预设数值的所述编队。
进一步地，控制所述编队包括：对所述编队施加大小相等，方向相反的两次沿航迹向脉冲。
本实施例的具体数据流程如下所示：
步骤一、首先施加平面轨道平面外脉冲，从星半长轴控制，控制沿轨迹方向漂移，造成两卫星轨道倾角差，以便利用J2摄动自然消除大部分待改变的轨道平面外运动幅值；
步骤二、根据两卫星轨道倾角差，利用高精度卫星轨道预测技术，获取到点火指令，施加方向相反，大小相等的两次沿航迹向脉冲，使从卫星拉近至主星后方约20km处，消除初始构形；
步骤三、消除初始构形后，对从星进行半长轴控制，利用平面内三脉冲重构方法形成编队构形平面内运动，形成沿航迹向-20km的编队；
步骤四、当形成沿航迹向-20km的编队后，通过施加大小相等，方向相反的两次沿航迹向脉冲，将从星拉开到标称位置；
步骤五、当从星在标称位置时，对从星进行精确重构控制，多次迭代修正构形偏差，直到满足精度要求。
其中，在步骤三中、绕飞到跟飞过程为摆式运动，而跟飞到绕飞为绕飞编队；在步骤四中、绕飞到跟飞过程将从星拉开至主星后方平近点角差约45°处；跟飞到绕飞是将从星拉开沿航迹向偏置为零处，该发明是双模式，分别是指绕飞到跟飞，或者跟飞到绕飞。在步骤3和步骤4中，控制特征具有不同特性。
在本实施例中，以主动漂移量模型生成的控制指令为初值(用模型生成控制信号，然后控制信号发布到卫星，卫星进行施行)，引入牛顿迭代优化思想(通过步骤一和步骤二迭代式生成控制指令)，利用高精度卫星轨道预测技术，在保障三维成像基线空间状态要求的基础上，以点火周期最大为优化目标，完成主动漂移量控制指令的优化处理，通过对空间设动力的主动利用，有效降低点火控制频率和燃料消耗量，大幅提升主动漂移过程中的三维成像基线可用性。
本实施例通过对相对倾角进行主动偏置(步骤三和步骤四中对卫星进行控制，会实现相对倾角的偏置)，解决了测高编队与三维成像主动漂移轨道模式变换的轨道重构问题，实现了利用J2摄动影响进行平面外自然漂移的低消耗高精度控制效果，有效降低点火控制频率和燃料消耗量的同时，大幅提升主动漂移过程中的三维成像基线可用性。
实施例2
本实施例提供了基于空间摄动主动利用的双模式轨道重构控制系统，包括：获取模块、消除模块、移动模块和重构模块；
所述获取模块用于获取两卫星轨道倾角差；
所述消除模块用于基于所述两卫星轨道倾角差，利用卫星轨道预测法，消除初始构形，获取沿航迹向预设数值的编队；
所述移动模块用于通过控制所述编队，将从星移动到标定位置；
所述重构模块用于对移动到所述标定位置的所述从星进行重构控制，并修正构形偏差，完成双模式轨道重构控制。
进一步地，所述获取模块中获取所述两卫星轨道倾角差的方式为：
根据平面轨道平面外脉冲，对所述从星进行第一半长轴控制；
基于所述第一半长轴控制，控制所述从星沿轨迹方向移动，获得两卫星轨道倾角差。
以上，仅为本申请较佳的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (2)

1.基于空间摄动主动利用的双模式轨道重构控制方法，其特征在于，包括：
获取两卫星轨道倾角差；其中，两卫星包括：主星和从星；
基于所述两卫星轨道倾角差，利用卫星轨道预测法，消除两卫星轨道的初始构形，获取沿航迹向预设数值的编队；
通过控制所述编队，将从星移动到标定位置；
对移动到所述标定位置的所述从星进行重构控制，并修正构形偏差，完成双模式轨道重构控制；
获取两卫星轨道倾角差包括：
根据平面轨道平面外脉冲，对所述从星进行第一半长轴控制；
基于所述第一半长轴控制，控制所述从星沿轨迹方向移动，获得两卫星轨道倾角差，以便利用J2摄动自然消除大部分待改变的轨道平面外运动幅值；
消除所述初始构形包括：
基于所述卫星轨道预测法，获取卫星的点火指令；
基于所述点火指令，预设所述卫星控制动作，消除所述初始构形；
预设所述卫星控制动作包括：对所述从星施加方向相反，大小相等的两次沿航迹向脉冲，将所述从星移动至主星后方预设位置处；
获取沿航迹向预设数值的所述编队包括：对所述从星进行第二半长轴控制，利用平面内三脉冲重构法将所述从星形成编队构形平面内运动，获得沿航迹向预设数值的所述编队；
控制所述编队包括：对所述编队施加方向相反，大小相等的所述两次沿航迹向脉冲。
2.基于空间摄动主动利用的双模式轨道重构控制系统，应用如权利要求1所述的控制方法，其特征在于，包括：获取模块、消除模块、移动模块和重构模块；
所述获取模块用于获取两卫星轨道倾角差；其中，两卫星包括：主星和从星；
所述消除模块用于基于所述两卫星轨道倾角差，利用卫星轨道预测法，消除两卫星轨道的初始构形，获取沿航迹向预设数值的编队；
所述移动模块用于通过控制所述编队，将从星移动到标定位置；
所述重构模块用于对移动到所述标定位置的所述从星进行重构控制，并修正构形偏差，完成双模式轨道重构控制；
所述获取模块中获取所述两卫星轨道倾角差的方式为：
根据平面轨道平面外脉冲，对所述从星进行第一半长轴控制；
基于所述第一半长轴控制，控制所述从星沿轨迹方向移动，获得两卫星轨道倾角差。
CN202210788447.4A 2022-07-06 2022-07-06 基于空间摄动主动利用的双模式轨道重构控制方法及系统 Active CN115072006B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210788447.4A CN115072006B (zh) 2022-07-06 2022-07-06 基于空间摄动主动利用的双模式轨道重构控制方法及系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210788447.4A CN115072006B (zh) 2022-07-06 2022-07-06 基于空间摄动主动利用的双模式轨道重构控制方法及系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN115072006A CN115072006A (zh) 2022-09-20
CN115072006B true CN115072006B (zh) 2023-04-21

Family

ID=83258535

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210788447.4A Active CN115072006B (zh) 2022-07-06 2022-07-06 基于空间摄动主动利用的双模式轨道重构控制方法及系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115072006B (zh)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103257653A (zh) * 2013-05-22 2013-08-21 上海新跃仪表厂 一种基于燃料消耗优化的卫星编队构形控制方法
CN108438255A (zh) * 2018-03-14 2018-08-24 上海航天控制技术研究所 一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法
CN109375648A (zh) * 2018-12-07 2019-02-22 北京理工大学 一种多约束条件下椭圆轨道卫星编队构形初始化方法
CN109582039A (zh) * 2019-01-09 2019-04-05 北京空间飞行器总体设计部 一种采用相对导航信息的j2摄动下最优队形重构方法
CN112235034A (zh) * 2020-10-08 2021-01-15 军事科学院系统工程研究院网络信息研究所 一种空间分布式星群设计方法
CN114229038A (zh) * 2021-12-13 2022-03-25 中山大学 一种基于j2摄动主动利用的编队构形重构控制方法
CN114253291A (zh) * 2021-12-15 2022-03-29 北京航空航天大学 基于线性伪谱模型预测控制的航天器编队制导方法和系统

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6963795B2 (en) * 2002-07-16 2005-11-08 Honeywell Interntaional Inc. Vehicle position keeping system
WO2020157807A1 (ja) * 2019-01-28 2020-08-06 三菱電機株式会社 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、デブリ除去方式、衛星コンステレーション構築方式、および地上設備
CN112124626B (zh) * 2020-08-27 2022-02-15 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种Walker星座构型维持方法和终端设备

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103257653A (zh) * 2013-05-22 2013-08-21 上海新跃仪表厂 一种基于燃料消耗优化的卫星编队构形控制方法
CN108438255A (zh) * 2018-03-14 2018-08-24 上海航天控制技术研究所 一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法
CN109375648A (zh) * 2018-12-07 2019-02-22 北京理工大学 一种多约束条件下椭圆轨道卫星编队构形初始化方法
CN109582039A (zh) * 2019-01-09 2019-04-05 北京空间飞行器总体设计部 一种采用相对导航信息的j2摄动下最优队形重构方法
CN112235034A (zh) * 2020-10-08 2021-01-15 军事科学院系统工程研究院网络信息研究所 一种空间分布式星群设计方法
CN114229038A (zh) * 2021-12-13 2022-03-25 中山大学 一种基于j2摄动主动利用的编队构形重构控制方法
CN114253291A (zh) * 2021-12-15 2022-03-29 北京航空航天大学 基于线性伪谱模型预测控制的航天器编队制导方法和系统

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
曹喜滨等.J2摄动下编队构形保持脉冲控制方法.系统仿真学报.2007,19(23),全文. *

Also Published As

Publication number Publication date
CN115072006A (zh) 2022-09-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110077626B (zh) 一种三脉冲地月L2点Halo轨道的捕获方法
WO2017113567A1 (zh) 火星探测器自主导航方法
CN103112600B (zh) 一种星际转移轨道设计方法
CN103983254A (zh) 一种新型敏捷卫星机动中成像方法
CN103136444B (zh) 一种导航卫星不同控制模式下太阳帆板的受照分析方法
CN109031297A (zh) 主星位于中心、辅星cartwheel编队的分布式SAR构型
CN106595674A (zh) 基于星敏感器和星间链路的heo卫星编队飞行自主导航方法
CN103033188A (zh) 基于综合孔径观测的导航卫星自主时间同步方法
CN103678787A (zh) 一种星下点圆迹地球同步轨道设计方法
CN110329544B (zh) 一种用于自主快速交会对接的单脉冲制导方法、可读介质
Theil et al. ATON (Autonomous Terrain-based Optical Navigation) for exploration missions: recent flight test results
CN115343960B (zh) 一种地月系统中航天器光照阴影规避控制方法
CN102878997A (zh) 一种大偏心率轨道的星上快速高精度外推方法
CN115072006B (zh) 基于空间摄动主动利用的双模式轨道重构控制方法及系统
Feng et al. Autonomous orbit determination and its error analysis for deep space using X-ray pulsar
CN115373423A (zh) 一种用于商业卫星的编队捕获方法
Edlerman et al. Cluster-keeping algorithms for the satellite swarm sensor network project
CN107506505B (zh) 高精度地月自由返回轨道设计方法
CN112526518B (zh) 分布式InSAR卫星全球无缝测绘设计方法和系统
CN105573332A (zh) 延长空间仪器太阳测量时间的太阳跟踪系统姿态调整方法
CN112537463B (zh) 卫星姿态控制方法及系统
Pitjeva et al. Masses of the Trojan groups of Jupiter
CN105387861A (zh) 采用大动态暗弱目标成像敏感器的多天体观测自主导航系统
CN103217982A (zh) 一种基于轮控模式的轨道控制方法
CN112327302B (zh) 装载激光测高仪的分布式InSAR系统

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant