一种卫星编队构形目标摄动自适应修正高精度保持方法

1.本发明属于卫星编队构型领域，特别是涉及一种卫星编队构形目标摄动自适应修正高精度保持方法。

背景技术：

2.针对编队构形保持技术，sparks采用lqr控制器对圆参考轨道的编队卫星构形进行控制，vaddi基于线性化的t-h方程研究了椭圆参考轨道编队卫星的构形保持问题。由于编队卫星之间的运动本质上是非线性的，基于线性化动力学方程设计的控制器难免带来方法误差。queiroz等基于非线性动力学方程提出了非线性自适应控制器，用于非线性条件下编队卫星的控制与构形保持。已有文献大多将自然空间的摄动力作为一种干扰因素，应用编队卫星自身携带的推进剂消除这种干扰因素，消耗了过多的能量，导致燃料过度消耗。本发明研究了自然空间摄动对卫星编队的影响，通过主动利用自然摄动力的方式，提出目标摄动自适应的构形保持控制方法。

技术实现要素：

3.本发明的目的是提供一种卫星编队构形目标摄动自适应修正高精度保持方法，以解决上述现有技术存在的问题。
4.为实现上述目的，本发明提供了一种卫星编队构形目标摄动自适应修正高精度保持方法，包括：
5.基于近圆轨道e/i向量相对运动方程，建立卫星编队构形受摄发散模型，通过开展卫星编队构形受摄发散量化仿真分析，分析编队构形受摄发散机理，获取编队构形受摄发散机理研究结果；
6.基于所述编队构形受摄发散机理研究结果，分别建立卫星编队构形受摄偏心率矢量和半长轴差目标预测模型，获取编队构形受摄目标预测目标；
7.以所述编队构形受摄目标预测目标为对象，基于高斯摄动方程，对编队构形平面内的燃料最优两脉冲位置控制方案进行设计，基于所述燃料最优两脉冲位置控制方案对卫星编队构形目标进行自适应修正。
8.可选地，建立卫星编队构形受摄发散模型的过程包括：
9.假设脉冲点火条件下，相对位置改变量为零，构建常用轨道控制高斯摄动方程；
10.设置理论设计的标称构形参数，编队任意时刻的参数，获取编队构形维持控制目标。
11.可选地，所述常用轨道控制高斯摄动方程为：
[0012][0013]
所述编队构形维持控制目标为：
[0014][0015]
式中，是编队构形维持相对标称参数允许的最大发散量，为标称构形参数，δαi为编队任意时刻的参数。
[0016]
可选地，分别建立卫星编队构形受摄偏心率矢量和半长轴差目标预测模型的过程包括：
[0017]
针对构形平面内e向量维持控制要求给定阈值δe
max
，当编队构形实时状态δe满足下式时
[0018]
||δe-δe
nom
||≥δe
max
[0019]
启动编队构形维持控制操作，将编队构形参数保持在使用范围内；取e向量发散阈值相对标称值的对称值为目标，对维持控制目标进行计算。
[0020]
可选地，所述维持控制目标的计算方法为：
[0021][0022]
式中，δe
man
为维持控制目标，是相对偏心率e矢量幅角维持控制最大允许发散量，计算为
[0023][0024]
式中，δum为两脉冲维持控制过程中的主星纬度幅角差。
[0025]
可选地，建立编队构形目标半长轴差的预测模型的过程包括：
[0026]
两脉冲维持控制过程中，在沿航迹方向造成常值偏移量；
[0027]
两次维持控制之间，使沿航迹常值偏移量以近似稳定的速率发散；
[0028]
计算半长轴主动偏置目标，使所述半长轴主动偏置目标δa
man
达到抑制点火后的常值偏移量，并使所述半长轴主动偏置目标保持在应用范围内的目标内。
[0029]
可选地，所述半长轴主动偏置目标的计算方法为：
[0030][0031]
式中，δt是控制周期，δu
tot
是本周期第二次脉冲与下一个周期第一次脉冲的时间间隔(δt-π/n)内编队星间相对纬度幅角的变化量，表示为
[0032]
δu
tot
＝δu
t-δu-δu
δv-δu
δa-δu
j2-δu
d-δu
env
[0033]
式中，δu是第一次脉冲前的编队星间相对纬度幅角；δu
δv
表示δv
t1
在u
m2
～u
m1
间隔内导致的δu变化量，表示为
[0034][0035]
δu
δa
表示第一次脉冲前δa在u
m2
～u
m1
间隔内导致的δu变化量，表示为
[0036][0037]
表示j2项摄动在单个维持控制周期内导致的δu变化量，表示为
[0038][0039]
δud表示大气阻力在单个维持控制周期内导致的δu变化量，表示为
[0040][0041]
δu
t
是单个维持控制周期结束时期望的星间相对纬度幅角，δu
env
是除去j2摄动和大气阻力摄动之外的环境力摄动引起的相对纬度幅角变化量；本着与标称目标δu
nom
对称的理念，近似为
[0042][0043]
最终可求解得δa
man
[0044][0045]
可选地，对编队构形平面内的燃料最优两脉冲位置控制方案进行设计的过程包括：
[0046]
将所述燃料最优两脉冲维持控制方案表示为：
[0047][0048]
本发明的技术效果为：
[0049]
本发明基于构形保持控制目标对称设置思想，提出编队受摄发散量的构形目标预测方法，采用摄动量主动全补偿控制方法，实现燃料最优长周期的编队保持控制效果，通过采用编队构形受摄发散量补偿的控制目标预测方法，解决了两脉冲点火控制策略部分参数不可精确控制的问题，实现了两脉冲点火频率低且控制周期长的效果。
附图说明
[0050]
构成本技术的一部分的附图用来提供对本技术的进一步理解，本技术的示意性实施例及其说明用于解释本技术，并不构成对本技术的不当限定。在附图中：
[0051]
图1为本发明实施例中的卫星编队构形目标摄动自适应修正高精度保持方法流程图。
具体实施方式
[0052]
需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术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技术。
[0053]
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。
[0054]
实施例一
[0055]
如图1所示，本实施例中提供一种卫星编队构形目标摄动自适应修正高精度保持方法，包括：
[0056]
步骤一，根据近圆轨道e/i向量相对运动方程，建立卫星编队构形受摄发散模型；
[0057]
假设脉冲点火条件下，相对位置改变量为零，则可得常用轨道控制高斯摄动方程为
[0058][0059]
编队构形维持是消除空间扰动对构形造成的发散量，使得编队构形参数始终满足一定的应用要求。假设理论设计的标称构形参数为编队任意时刻的参数为δαi，则编队构形维持控制目标可描述为
[0060][0061]
式中，是编队构形维持相对标称参数允许的最大发散量。
[0062]
步骤二，基于卫星编队构形形成机理及受摄发散特性，建立偏心率矢量构形目标预测模型；
[0063]
在编队构形e向量平面内(δe平面)，受j2项主要摄动力影响，编队平面内相对偏心率矢量(e向量)呈幅度近似不变，仅相位变化的圆周运动。
[0064]
针对构形平面内e向量维持控制要求给定阈值δe
max
，当编队构形构形实时状态δe满足下式时
[0065]
||δe-δe
nom
||≥δe
max
[0066]
需启动编队构形维持控制操作，将编队构形参数保持在使用范围内。取e向量发散
阈值相对标称值的对称值为目标，即计算维持控制目标δe
man
为
[0067][0068]
式中，是相对偏心率e矢量幅角维持控制最大允许发散量，可计算为
[0069][0070]
式中，δum为两脉冲维持控制过程中的主星纬度幅角差。
[0071]
步骤三，依据编队构形参数受j2项摄动力和大气阻力影响的发散原理，建立编队构形目标半长轴差的预测模型；
[0072]
两脉冲维持控制过程中，为消除编队平面内相对偏心率矢量(e向量)的发散量，会在沿航迹方向造成常值偏移量。两次维持控制间，受半长轴维持控制残差和j2项摄动影响，沿航迹常值偏移量会以近似稳定的速率发散。半长轴主动偏置目标δa
man
如果能够达到抑制点火后常值偏移量，且能够保证其在应用范围内的目标，即可满足任务应用需求。
[0073]
按半长轴主动偏置应用需求，依据编队半长轴造成沿航迹长期漂移的原理，可求解得δa
man
为
[0074][0075]
式中，δt是控制周期，δu
tot
是本周期第二次脉冲与下一个周期第一次脉冲的时间间隔(δt-π/n)内编队星间相对纬度幅角的变化量，可表示为
[0076][0077]
式中，δu是第一次脉冲前的编队星间相对纬度幅角；δu
δv
表示δv
t1
在u
m2
～u
m1
间隔内导致的δu变化量，可表示为
[0078][0079]
δu
δa
表示第一次脉冲前δa在u
m2
～u
m1
间隔内导致的δu变化量，可表示为
[0080][0081]
表示j2项摄动在单个维持控制周期内导致的δu变化量，可表示为
[0082][0083]
δud表示大气阻力在单个维持控制周期内导致的δu变化量，可表示为
[0084][0085]
δu
t
是单个维持控制周期结束时期望的星间相对纬度幅角，δu
env
是除去j2摄动和大气阻力摄动之外的环境力摄动引起的相对纬度幅角变化量。本着与标称目标δu
nom
对称的理念，可近似为
[0086][0087]
最终可求解得δa
man
[0088][0089]
步骤四，基于高斯摄动方程，编队构形平面内燃料最优两脉冲位置控制方法设计；
[0090]
编队构形平面内燃料最优两脉冲维持控制方法可表示为
[0091][0092]
以上所述，仅为本技术较佳的具体实施方式，但本技术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技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

技术特征：

1.一种卫星编队构形目标摄动自适应修正高精度保持方法，其特征在于，包括以下步骤：基于近圆轨道e/i向量相对运动方程，建立卫星编队构形受摄发散模型，通过开展卫星编队构形受摄发散量化仿真分析，分析编队构形受摄发散机理，获取编队构形受摄发散机理研究结果；基于所述编队构形受摄发散机理研究结果，分别建立卫星编队构形受摄偏心率矢量和半长轴差目标预测模型，获取编队构形受摄目标预测目标；以所述编队构形受摄目标预测目标为对象，基于高斯摄动方程，对编队构形平面内的燃料最优两脉冲位置控制方案进行设计，基于所述燃料最优两脉冲位置控制方案对卫星编队构形目标进行自适应修正。2.根据权利要求1所述的卫星编队构形目标摄动自适应修正高精度保持方法，其特征在于，建立卫星编队构形受摄发散模型的过程包括：假设脉冲点火条件下，相对位置改变量为零，构建常用轨道控制高斯摄动方程；设置理论设计的标称构形参数，编队任意时刻的参数，获取编队构形维持控制目标。3.根据权利要求2所述的卫星编队构形目标摄动自适应修正高精度保持方法，其特征在于，所述常用轨道控制高斯摄动方程为：所述编队构形维持控制目标为：式中，是编队构形维持相对标称参数允许的最大发散量，为标称构形参数，δα
i
为编队任意时刻的参数。4.根据权利要求1所述的卫星编队构形目标摄动自适应修正高精度保持方法，其特征在于，分别建立卫星编队构形受摄偏心率矢量和半长轴差目标预测模型的过程包括：针对构形平面内e向量维持控制要求给定阈值δe
max
，当编队构形实时状态δe满足下式时||δe-δe
nom
||≥δe
max
启动编队构形维持控制操作，将编队构形参数保持在使用范围内；取e向量发散阈值相对标称值的对称值为目标，对维持控制目标进行计算。5.根据权利要求4所述的卫星编队构形目标摄动自适应修正高精度保持方法，其特征在于，所述维持控制目标的计算方法为：
式中，δe
man
为维持控制目标，是相对偏心率e矢量幅角维持控制最大允许发散量，计算为式中，δu
m
为两脉冲维持控制过程中的主星纬度幅角差。6.根据权利要求1所述的卫星编队构形目标摄动自适应修正高精度保持方法，其特征在于，建立编队构形目标半长轴差的预测模型的过程包括：两脉冲维持控制过程中，在沿航迹方向造成常值偏移量；两次维持控制之间，使沿航迹常值偏移量以近似稳定的速率发散；计算半长轴主动偏置目标，使所述半长轴主动偏置目标δa
man
达到抑制点火后的常值偏移量，并使所述半长轴主动偏置目标保持在应用范围内的目标内。7.根据权利要求6所述的卫星编队构形目标摄动自适应修正高精度保持方法，其特征在于，所述半长轴主动偏置目标的计算方法为：式中，δt是控制周期，δu
tot
是本周期第二次脉冲与下一个周期第一次脉冲的时间间隔(δt-π/n)内编队星间相对纬度幅角的变化量，表示为式中，δu是第一次脉冲前的编队星间相对纬度幅角；δu
δv
表示δv
t1
在u
m2
～u
m1
间隔内导致的δu变化量，表示为δu
δa
表示第一次脉冲前δa在u
m2
～u
m1
间隔内导致的δu变化量，表示为间隔内导致的δu变化量，表示为表示j2项摄动在单个维持控制周期内导致的δu变化量，表示为δu
d
表示大气阻力在单个维持控制周期内导致的δu变化量，表示为δu
t
是单个维持控制周期结束时期望的星间相对纬度幅角，δu
env
是除去j2摄动和大气阻力摄动之外的环境力摄动引起的相对纬度幅角变化量；本着与标称目标δu
nom
对称的理念，近似为
最终可求解得δa
man
8.根据权利要求1所述的卫星编队构形目标摄动自适应修正高精度保持方法，其特征在于，对编队构形平面内的燃料最优两脉冲位置控制方案进行设计的过程包括：将所述燃料最优两脉冲维持控制方案表示为：

技术总结

本发明公开了一种卫星编队构形目标摄动自适应修正高精度保持方法，包括：基于近圆轨道E/I向量相对运动方程，建立卫星编队构形受摄发散模型；基于卫星编队构形形成机理及受摄发散特性，建立偏心率矢量构形目标预测模型；基于编队构形参数的发散原理，建立编队构形目标半长轴差的预测模型；基于高斯摄动方程，对编队构形平面内的燃料最优两脉冲位置控制方案进行设计，基于燃料最优两脉冲位置控制方案对卫星编队构形目标进行自适应修正。通过采用编队构形受摄发散量补偿的控制目标预测方法，解决了两脉冲点火控制策略部分参数不可精确控制的问题，实现了两脉冲点火频率低且控制周期长的效果。期长的效果。期长的效果。