[发明专利]卫星编队控制的推力器标定方法

说明书

本发明公开了卫星编队控制的推力器标定方法，具体为，首先，根据双星轨道平根数计算控前控后的理论构型参数；理论构型参数包括x‑y平面内投影椭圆的短半轴p；z方向运动的振幅s；相对偏心率矢量的相位角θ；相对倾角矢量的相位角ψ；航迹方向距离l；根据编队构型参数控前控后的变化量以及控制策略选择对应的标定方法，根据推力器标定方法的解算推力器标定系数。本发明的推力器标定方法，旨在为编队控制提供准确的标定系数，为后续编队控制提供参考，进而实现高精度的编队控制。

技术领域

本发明属于航天测量与控制技术领域，具体涉及卫星编队控制的推力器标定方法。

背景技术

随着卫星应用技术的不断发展，卫星编队是一种常用的卫星应用模式。与传统卫星的控制相比，编队卫星的控制对星间距离的控制精度要求较高，经常涉及轨道平面内和平面外的小量控制，基于单星定轨结果的传统的推力器标定方法往往因为单星轨道测量精度不够，导致推力器标定结果不准确。考虑到编队卫星星间有高精度的相对轨道测量信息，可用于小控制量情况下的推力器标定，能有效提高标定精度。

发明内容

本发明的目的是提供卫星编队控制的推力器标定方法，解决了半长轴小量控制时推力器标定不准确的问题。

本发明所采用的技术方案是，卫星编队控制的推力器标定方法，具体按照以下步骤实施：

步骤1，根据双星轨道平根数计算控前控后的理论构型参数；理论构型参数包括x-y平面内投影椭圆的短半轴p；z方向运动的振幅s；相对偏心率矢量的相位角θ；相对倾角矢量的相位角ψ；航迹方向距离l；

步骤2，根据编队构型参数控前控后的变化量以及控制策略选择对应的标定方法，根据推力器标定方法的解算推力器标定系数。

本发明的特点还在于，

步骤1中，控前控后的理论构型参数可根据双星的轨道六根数计算得到，其中，轨道六根数是指轨道半长轴a，偏心率e，倾角i，升交点赤经Ω，近地点幅角ω，平近点角M；构型参数通过下面公式计算得到：

Δu＝ω₂+M₂-(ω₁+M₁)；

Δe_x和Δe_y为相对偏心率矢量的两个分量，Δi_x和Δi_y为相对倾角矢量的两个分量；e₁是主星的偏心率，e₂是辅星的偏心率；ω₁是主星的近地点幅角，ω₂是辅星的近地点幅角；Ω₁是主星的升交点赤经，Ω₂是辅星的升交点赤经；i₁是主星的倾角，i₂是辅星的倾角，M₁是主星的平近点角，M₂是辅星的平近点角。

步骤2中，如果需要调整构型参数l，则主要通过改变半长轴来实现；考虑到切向控制一般会改变偏心率和半长轴，当半长轴与偏心率的改变量满足：

(Δa/a₂)²(Δe)²

式中，Δa为辅星半长轴的控制量，Δe为辅星偏心率矢量的改变量的模值，即这种情况下主要控制量为半长轴，采用相对半长轴标定方法；

考虑到轨道根数瞬平转换的误差，控前双星的平半长轴差是通过轨道外推一段时间Δt₀，根据航迹方向距离漂移量Δl₀来反演得到的，即利用下面公式计算控前双星平半长轴差的理论值；