[发明专利]基于在轨参数辨识和偏置的卫星跟飞长期摄动补偿方法

摘要

本发明提供一种基于在轨参数辨识和偏置的卫星跟飞长期摄动补偿方法，包括以下步骤：步骤一：在轨辨识沿迹角相对漂移率；步骤二：在给定的控制时刻下，基于步骤一得到的沿迹角相对漂移率，计算跟踪星的轨道半长轴偏置量；步骤三：给出控制时刻的跟踪星轨道半长轴，根据轨道动力学模型，得到进行轨道半长轴偏置控制所需的跟踪星速度增量。具有以下优点：(1)对控制时间没有要求，提高了编队保持控制的灵活性；(2)控制燃耗低，有效减少了卫星编队的燃料载荷；(3)控制一次可以实现长期的自然保持，降低了控制频率。

主权项

1.一种基于在轨参数辨识和偏置的卫星跟飞长期摄动补偿方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一：在轨辨识沿迹角相对漂移率；具体为：根据跟飞编队卫星一段时间内自由飞行状态下的沿迹角差与时间的变化关系，在轨辨识出沿迹角差相对时间的一阶导数，即沿迹角相对漂移率；步骤二：在给定的控制时刻下，基于步骤一得到的沿迹角相对漂移率，计算跟踪星的轨道半长轴偏置量；步骤三：给出控制时刻的跟踪星轨道半长轴，根据轨道动力学模型，得到进行轨道半长轴偏置控制所需的跟踪星速度增量；其中，步骤一具体为：通过轨道预报或者遥感，获得一段时间内跟飞编队中卫星自由飞行的轨道根数；根据轨道根数计算出沿迹角差相对时间的变化关系，利用最小二乘拟合得到沿迹角差相对时间的一阶导数，即在轨辨识得到沿迹角相对漂移率；其中，步骤一具体包括：步骤1.1，让卫星自由飞行一段时间[t₀ t_f]；t₀为卫星自由飞行起始时间；t_f为卫星自由飞行结束时间；其中，在[t₀ t_f]时间内取k个时间节点，分别为：t₁、t₂…t_k；则：t＝[t₁...t_k]^T                 (1)其中：T为矩阵的转置；步骤1.2，通过轨道预报或者遥测获得这k个时间节点的两星的轨道根数；将平近点角差与近地点角矩差相加，得到这k个时间节点沿迹角差，即△λ_j＝△ω_j+△M_j (j＝1,2,3,...,k)          (3)其中，△λ_j为t_j时刻的沿迹角差，△ω_j为t_j时刻的近地点角矩差，△M_j为t_j时刻的平近点角差，且有其中，分别为目标星t_j时刻的近地点角矩和跟踪星t_j时刻的近地点角矩，分别为目标星t_j时刻的平近点角、跟踪星t_j时刻的平近点角；步骤1.3，利用最小二乘拟合，得到沿迹角差相对时间变化的一次函数，即△λ(t)＝Ht+△λ₀               (5)其中，△λ₀为初始时刻两星的沿迹角差，△λ(t)为t时刻的沿迹角差，H为沿迹角差相对于时间的一阶导数；步骤1.4，沿迹角差相对于时间的一阶导数H由最小二乘拟合得到，通过下式计算满足式(6)的H便为沿迹角相对漂移率。