[发明专利]一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法

说明书

本公开是关于一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法。该方法包括：确定航天器轨道保持环的西边界值，并计算航天器轨道半长轴的控制量初始值；将预设时间内的精密星历数据作为伪观测数据，对航天器轨道进行改进，得到修正后的平均大气阻尼系数；根据航天器回归特性建立轨迹环参考基准序列；根据修正后的平均大气阻尼系数以及航天器在惯性参考系下的状态运动方程对航天器进行轨迹预报，并判断是否进入区间粗筛计算阶段；若进入区间粗筛计算阶段，则确定出航天器轨道半长轴的控制量粗筛区间；基于控制量粗筛区间，进行迭代寻优航天器轨道半长轴的最优控制量。本公开可以自动给出满足轨迹网西边界到达指定范围的控制策略。

技术领域

本公开涉及航天测量与控制技术领域，尤其涉及一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法。

背景技术

低轨对地观测航天器通常采用太阳同步回归轨道，在发射入轨前会根据载荷性能选择周期性覆盖天数、覆盖圈数、星下点靶标点、升降轨计算方式等，由于观测任务的需要，此类航天器对星下点轨迹有严格要求。在轨实际运行中，由于受到大气阻力、地球非球形、太阳光压等摄动影响，航天器的轨迹会偏离设计值，需要定期进行轨迹网保持控制，使轨迹漂移偏差保持在要求的范围内。

相关技术中，常采用基于轨道半长轴偏置的星下点轨迹保持方法，使星下点轨迹与标称轨迹的偏差呈抛物线形变化，达到减少维持次数的目的，偏置量的选取通常由计算人员反复试算完成。通常以平均根数为基础对轨道周期变率预估，采用解析表达式计算半长轴偏置量，此方法难以分离平根数计算误差，与航天器的实际位置、速度均有差异，特别是在轨迹保持环较窄的情况下，偏置量确定比较困难。此外，轨迹网控制量的选取通常以人工试算为主，通过解析表达式计算半长轴偏置量，结合历史控制记录，反复试算，直到满足要求。此方法对控制岗位人员经验要求较高，因为解析法粗略考虑了大气阻力摄动的影响，未综合考虑太阳引力摄动(轨道倾角变化率)、空间环境变化等情况，与实际轨迹情况偏差较大，需要多次试算，耗时较长。随着在轨航天器数量越来越多，对当前以人工试算为主的模式提出了严峻挑战，需要研究轨迹网保持策略自动计算方法，以适应未来大数量航天器的管理要求。

因此，有必要提供一种新的技术方案改善上述方案中存在的一个或者多个问题。

需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本公开的目的在于提供一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的一个或者多个问题。

根据本公开实施例的第一方面，提供一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法，该方法包括：

确定航天器轨道保持环的西边界值，并计算航天器轨道半长轴的控制量初始值；

将预设时间内的精密星历数据作为伪观测数据，对航天器轨道进行改进，得到修正后的平均大气阻尼系数；

根据航天器回归特性建立轨迹环参考基准序列；其中，所述回归特性包括回归天数和回归圈数，所述轨迹环参考基准序列包括：时间和经度；

根据修正后的大气阻尼系数以及航天器在惯性参考系下的状态运动方程对所述航天器进行轨迹预报，并判断是否进入区间粗筛计算阶段；

若进入所述区间粗筛计算阶段，则确定出航天器轨道半长轴的控制量粗筛区间；

基于所述控制量粗筛区间，进行迭代寻优航天器轨道半长轴的最优控制量。

本公开的实施例中，所述航天器轨道半长轴的控制量初始值为：