[发明专利]一种考虑复杂摄动的星座长期保持控制频次估计方法

说明书

本发明公开了一种考虑复杂摄动的星座长期保持控制频次估计方法，首先对星座运行过程中受到的摄动力进行建模；采用轨道六根数的描述方式描述卫星的轨道位置；然后计算初始轨道根数与理论值之间的偏差，认为该初始轨道偏差服从正态分布规律，并且六个轨道根数均互相独立，且平均值为标称值；求星座中卫星的初始轨道偏差，通过状态转移矩阵，得到初始的轨道偏差传播到任意时刻的状态，得到任意时刻的轨道偏差；最后求卫星的初始轨道偏差经过状态转移矩阵后估计星座的长期保持控制频次。本发明解决了现有技术中存在的为了达到卫星轨道控制精度而导致能源浪费和效率降低的问题。

技术领域

本发明属于航空航天技术领域，具体涉及一种考虑复杂摄动的星座长期保持控制频次估计方法。

背景技术

随着航天技术的发展，航天器的入轨精度和捕获精度得到了很大的提高，同时卫星载荷和任务也对卫星的轨道控制精度尤其是长期保持控制精度提出了更高的要求。但是一味的追求高精度的控制效果会造成卫星能源的浪费和卫星实际工作时间的减少。因此这是不实际的也是很不经济的。解决这个问题的一个方法就是，根据任务需求为卫星的控制系统设计一个合理的误差范围，使得卫星的轨道偏差在一个合理的范围之内，当轨道根数在这个范围内时既不会影响到卫星任务和卫星载荷的工作，又可以使得卫星能够尽可能的利用自然摄动因素而减少控制的频次。

由于卫星在太空中飞行时，在多种不同性质的力的作用下，卫星的轨道动力学是一个非线性动力学问题，因此初始的轨道偏差对卫星的轨道具有互相耦合且复杂的影响。本文提出了一种考虑复杂摄动的星座长期保持控制频次估计方法，通过该方法能够估计在既有的轨道偏差下卫星的控制概率或者星座的控制频次，也可以根据任务要求的控制概率或控制频次估计初始轨道根数所需要达到的精度。

发明内容

本发明的目的是提供一种考虑复杂摄动的星座长期保持控制频次估计方法，解决了现有技术中存在的为了达到卫星轨道控制精度而导致能源浪费和效率降低的问题。

本发明所采用的技术方案是，一种考虑复杂摄动的星座长期保持控制频次估计方法，具体按照以下步骤实施：

步骤1、对星座运行过程中受到的摄动力进行建模；

步骤2、采用轨道六根数的描述方式描述卫星的轨道位置；

步骤3、计算初始轨道根数与理论值之间的偏差，认为该初始轨道偏差服从正态分布规律，并且六个轨道根数均互相独立，且平均值为标称值；

步骤4、求星座中卫星的初始轨道偏差，通过状态转移矩阵，得到初始的轨道偏差传播到任意时刻的状态，得到任意时刻的轨道偏差；

步骤5、求卫星的初始轨道偏差经过状态转移矩阵后估计星座的长期保持控制频次。

本发明的特点还在于，

步骤1中星座运行过程中受到的摄动力包括中心天体的非球形摄动力和三体摄动力，非球形摄动力即星座围绕的中心天体为地球或其他具有与地球相似引力场的其他天体，三体摄动力来源为太阳和月球。

非球形摄动力建模具体如下：

中心天体的引力场用球谐函数描述，如下式所示：

其中，为中心天体引力场的摄动势函数，r为卫星到中心天体质心的距离，为卫星的地心纬度，λ为卫星的地心经度，为为地球引力常数，J_l为带谐系数，相对应的项为待谐项，和称为田谐系数，相对应的项称为田谐项；为地球的平均赤道半径，P_i(sinα)为i次勒让德函数；

由于地球引力场中的田谐项摄动小于带谐项摄动，因此忽略田谐项，将地球看作绕自转轴旋转对称，则引力势函数用下式表示：