[发明专利]一种编队卫星协同轨道控制方法

说明书

一种编队卫星协同轨道控制方法，通过遍历主星轨道控制点对应的纬度幅角，利用该纬度幅角计算所得轨道控制后的编队构形偏心率矢量相位角与当前实际编队卫星编队构形状态参数进行比较，最终选取最能满足条件的纬度幅角作为控制点对应的纬度幅角，并利用选取的纬度幅角计算编队卫星中主星与其他辅星的起控喷气时刻，本发明尽可能减少了轨道控制对编队构形破坏，采用同时启动，控制量相同的方法，能够通过星上自主实现，流程清晰，计算精度高。

技术领域

本发明涉及一种编队卫星协同轨道控制方法，属于卫星高精度编队及轨道控制领域。

背景技术

卫星运行时受到大气阻力影响，卫星高度不断下降，运行周期不断变短，实际状态不断偏离标称状态。因此，对常规单颗卫星而言，往往基于地面轨迹漂移或者地方时漂移等约束条件定期对轨道保持控制。轨道保持控制通过抬升轨道半长轴来实现。同样的，对于编队卫星而言，同样存在轨道保持要求。当单星变化成多星编队时，编队卫星的轨道保持就存在了基于编队构形和星间安全约束的多星协同控制需求。目前，针对编队卫星多星协同轨道控制的研究存在工程约束过于简单或者假设前提条件过多等不足，缺乏贴近实际应用的有效设计。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中，对编队卫星多星协同轨道控制的约束及控制方法过于简单导致控制精度不足的问题，提出了一种编队卫星协同轨道控制方法。

本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：

一种编队卫星协同轨道控制方法，步骤如下：

(1)根据编队卫星中编队主星的当前轨道半长轴a，轨道衰减率地面轨迹的范围L,主星轨道角速度n，计算得到编队主星所需的速度增量Δv；

(2)根据当前编队卫星构形状态，确定编队卫星控制点位置坐标，将该控制点的纬度幅角由0°开始逐渐增加至360°，并实时计算所选纬度幅角对应轨道控制后的编队构形偏心率矢量相位角θ_FFc；

(3)将所有纬度幅角对应轨道控制后的编队构形偏心率矢量相位角θ_FFc与当前实际编队卫星编队构形状态参数θ_FF0进行比较，选取相对于当前实际编队卫星编队构形状态参数θ_FF0最接近90°或270°的轨道控制后的编队构形偏心率矢量相位角θ_FFc，以该轨道控制后的编队构形偏心率矢量相位角θ_FFc对应的纬度幅角作为编队卫星控制点对应的该控制点实施速度增量控制的纬度幅角u_c；

(4)根据编队主星的当前星上时间T₀、实际纬度幅角u₀及编队主星所选控制点的纬度幅角u_c计算编队主星的喷气中间时刻T_p，保证编队卫星于T_p时刻进行轨道控制，并同时计算其他卫星的起控喷气时刻；

(5)根据编队卫星中各卫星各自实际推力器推力F_i及卫星质量M_i计算各卫星喷气时长T_Li和喷气起控时刻T_pi，根据所得各卫星起控喷气时刻及喷气时长进行轨道控制。

所述步骤(1)中，对编队主星所需的速度增量Δv的计算方法为：

所述步骤(2)中，当前纬度幅角对应轨道控制后的编队构形偏心率矢量相位角θ_FFc的计算方法如下：

θ_FFc＝atan2([p₀·sin(θ_FF0)+2·Δv/n·sin(u_c)],[p₀·cos(θ_FF0)+2·Δv/n·cos(u_c)])