基于轨道相位演化的面内小控制量数值迭代评估方法与流程

1.本发明属于航天器测量与控制方法技术领域，具体涉及一种基于轨道相位演化的面内小控制量数值迭代评估方法。


背景技术：

2.轨道控制推力器系数在轨标定是根据实测轨道根数与目标轨道根数的偏差，对主要影响轨道控制效果的各种因素误差进行综合标定，如轨控推力器推力误差、卫星姿态误差等。一般而言，由于轨道控制推力器受在轨运行条件和环境等因素的影响，推力器的推力大小存在一定的偏差，并且这一偏差往往是影响轨道控制效果的主要因素。因此，需要在每次轨道控制后对推力器推力系数进行标定，以便在后续的轨道控制中使用标定后的系数，提高轨道控制精度。
3.随着航天技术的不断发展，电推进、激光推进、离子推进等先进推进技术具有比冲高、效率高的特点，可以使卫星省去化学推进系统中复杂和较重的推进相关设备，因此卫星可以装备更少的燃料就能满足任务需求，从而使卫星可以携带更多的有效载荷，因此近些年在一些工程应用中得到了广泛青睐。但由于以上类型推力器的推力通常在几十毫牛至几百毫牛，相比传统化学推力器的推力较小，在同样时间内产生的轨道控制量不大，同时受轨道精度限制，采用传统的利用轨道根数的平均控制量或者速度增量对小控制量进行标定，会导致控制效果评估精度不高，难以精确标定推力器性能。当卫星进行面内小控制量轨道调整时，通过时间的积分效应可以间接反映控制效果，因此可以通过轨道相位演化来间接评估面内小控制量下的控制效果，通过时间积分效应提高卫星进行轨道面内小控制量调整时的评估精度。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种基于轨道相位演化的面内小控制量数值迭代评估方法，可提高航天器进行小控制量轨道面内调整时的控制效果评估精度。
5.本发明所采用的技术方案是：基于轨道相位演化的面内小控制量数值迭代评估方法，通过卫星控前、控后轨道根数和高精度轨道动力学模型，利用面内小控制量的时间积分效应，以控后卫星轨道的相位差为控制效果评估准则，在标定中采用数值迭代确保标定方法的有效性。
6.本发明的特点还在于：
7.基于轨道相位演化的面内小控制量数值迭代评估方法，具体包括：确定当前时刻的卫星轨道、控制中间时刻的控前卫星轨道，设置迭代标定初值，计算临时轨道纬度幅角和控后轨道纬度幅角，计算相位演化量，根据轨道相位演化量计算控制速度增量修正量，计算实际控制速度增量，计算控制中间时刻控前轨道卫星位置和速度矢量，计算临时轨道卫星位置矢量和速度矢量，计算卫星临时轨道根数，基于高精度动力学模型计算临时轨道根数，计算临时轨道纬度幅角，计算临时轨道与控后卫星轨道的相位差，判断相位差至满足精度
需求，标定推力器系数。
8.基于轨道相位演化的面内小控制量数值迭代评估方法，具体包括以下步骤：
9.步骤1、确定当前te时刻的卫星轨道参数，包括卫星轨道的半长轴ae，偏心率ee，倾角ie，升交点赤经ωe，近地点幅角ωe，平近点角me；确定控制中间时刻ts的控前卫星轨道参数，包括卫星轨道的半长轴as，偏心率es，倾角is，升交点赤经ωs，近地点幅角ωs，平近点角ms；
10.步骤2、设置迭代标定初值，包括临时轨道的时间tm＝ts，半长轴am＝as，偏心率em＝es，倾角im＝is，升交点赤经ωm＝ωs，近地点幅角ωm＝ωs，平近点角mm＝ms，实际控制速度增量δv＝0；
11.步骤3、计算临时轨道纬度幅角um和控后轨道纬度幅角ue；
[0012][0013]
其中，arctan2(*,*)是反正切计算函数，em是临时轨道偏近点角，ee是控后轨道偏近点角；
[0014]
步骤4、计算相位演化量δu；
[0015]
δu＝u
e-um[0016]
步骤5、根据轨道相位演化量δu计算控制速度增量修正量δv；
[0017][0018]
其中，fm是真近点角，由下式计算：
[0019][0020]
步骤6、计算实际控制速度增量δv；
[0021]
δv＝δv+δv
[0022]
步骤7、计算j2000.0坐标系下控制中间时刻控前轨道卫星位置矢量和速度矢量
[0023][0024]
其中，f1(ts,as,es,is,ωs,ωs,ms)为根据卫星轨道时间ts、半长轴as、偏心率es、倾角is、升交点赤经ωs、近地点幅角ωs和平近点角ms计算卫星位置矢量和速度矢量的函数；
[0025]
步骤8、计算j2000.0坐标系下临时轨道卫星位置矢量和速度矢量
[0026][0027][0028]
其中，|*|是对矢量的求模计算；
[0029]
步骤9、根据卫星临时轨道的时间tm、位置速度更新计算卫星临时轨道根数半长轴am，偏心率em，倾角im，升交点赤经ωm，近地点幅角ωm，平近点角mm；
[0030][0031]
其中，是根据卫星轨道时间tm、位置速度计算卫星轨道根数的函数；
[0032]
步骤10、基于高精度动力学模型将临时轨道根数外推，计算te时刻临时轨道根数，参数包括卫星轨道的半长轴a
me
，偏心率e
me
，倾角i
me
，升交点赤经ω
me
，近地点幅角ω
me
，平近点角m
me
；
[0033]
[te,a
me
,e
me
,i
me
,ω
me
,ω
me
,m
me
]＝f3(tm,am,em,im,ωm,ωm,mm)
[0034]
其中，f3(tm,am,em,im,ωm,ωm,mm)是基于高精度动力学模型对卫星轨道根数进行外推的函数；
[0035]
步骤11、计算te时刻临时轨道纬度幅角u
me
；
[0036][0037]
其中，e
me
是临时轨道偏近点角；
[0038]
步骤12、计算临时轨道与控后卫星轨道的相位差δu；
[0039]
δu＝|u
me-ue|
[0040]
步骤13、判断相位差δu是否满足精度需求，如果满足要求，即δu《δ，其中δ是迭代计算阈值，则进行步骤14；否则转至步骤3；
[0041]
步骤14、标定推力器系数；
[0042][0043]
其中，δvs是理论速度增量，ks是推力器系数，δvs和ks由变轨控制参数获得。
[0044]
步骤3中临时轨道偏近点角em和控后轨道偏近点角ee由方程迭代计算获得。
[0045]
步骤11中临时轨道偏近点角e
me
由方程e
me
＝m
me
+e
me
sine
me
迭代计算获得。
[0046]
本发明的有益效果是：本发明的基于轨道相位演化的面内小控制量数值迭代评估方法，通过卫星控前、控后轨道根数和高精度轨道动力学模型，利用面内小控制量的时间积分效应，以控后卫星轨道的相位差为控制效果评估准则，考虑到解析模型的计算精度有限，在标定中采用数值迭代确保了标定方法的有效性。本发明可提高航天器进行小控制量轨道面内调整时的控制效果评估精度，从而提高卫星的轨道控制精度，有效节省卫星燃料消耗，且方法可靠性高、操作性强、易推广和使用，对航天器在轨运行有一定的经济效益，对任务实施有重要的指导意义。
附图说明
[0047]
图1是本发明的基于轨道相位演化的面内小控制量数值迭代评估方法的流程示意图。
具体实施方式
[0048]
下面结合附图以及具体实施方式对本发明进行详细说明。
[0049]
本发明提供了一种基于轨道相位演化的面内小控制量数值迭代评估方法，所采用的航天器为近地卫星，该星采用电推进系统，推力为40毫牛，在轨道面内进行半长轴控制，控制量为5米。如图1所示，具体步骤如下：
[0050]
(1)确定当前te时刻的卫星轨道，参数包括卫星轨道的半长轴ae，偏心率ee，倾角ie，升交点赤经ωe，近地点幅角ωe，平近点角me；确定控制中间时刻ts的控前卫星轨道，参数包括卫星轨道的半长轴as，偏心率es，倾角is，升交点赤经ωs，近地点幅角ωs，平近点角ms。
[0051]
(2)设置迭代标定初值，包括临时轨道的时间tm＝ts，半长轴am＝as，偏心率em＝es，倾角im＝is，升交点赤经ωm＝ωs，近地点幅角ωm＝ωs，平近点角mm＝ms，实际控制速度增量δv＝0。
[0052]
(3)计算临时轨道纬度幅角um和控后轨道纬度幅角ue；
[0053][0054]
其中，arctan2(*,*)是反正切计算函数，临时轨道偏近点角em和控后轨道偏近点角ee由方程迭代计算获得。
[0055]
(4)计算相位演化量δu。
[0056]
δu＝u
e-um[0057]
(5)根据轨道相位演化量计算控制速度增量修正量δv。
[0058]
[0059]
其中，fm是真近点角，由下式计算：
[0060][0061]
(6)计算实际控制速度增量δv。
[0062]
δv＝δv+δv
[0063]
(7)计算j2000.0坐标系下控制中间时刻控前轨道卫星位置矢量和速度矢量
[0064][0065]
其中，f1(ts,as,es,is,ωs,ωs,ms)为根据卫星轨道时间ts、半长轴as、偏心率es、倾角is、升交点赤经ωs、近地点幅角ωs和平近点角ms计算卫星位置矢量和速度矢量的函数。
[0066]
(8)计算j2000.0坐标系下临时轨道卫星位置矢量和速度矢量
[0067][0068][0069]
其中，|*|是对矢量的求模计算。
[0070]
(9)根据卫星临时轨道的时间tm、位置速度更新计算卫星临时轨道根数半长轴am，偏心率em，倾角im，升交点赤经ωm，近地点幅角ωm，平近点角mm；
[0071][0072]
其中，是根据卫星轨道时间tm、位置速度计算卫星轨道根数的函数。
[0073]
(10)基于高精度动力学模型将临时轨道根数外推，计算te时刻临时轨道根数，参数包括卫星轨道的半长轴a
me
，偏心率e
me
，倾角i
me
，升交点赤经ω
me
，近地点幅角ω
me
，平近点角m
me
；
[0074]
[te,a
me
,e
me
,i
me
,ω
me
,ω
me
,m
me
]＝f3(tm,am,em,im,ωm,ωm,mm)
[0075]
其中，f3(tm,am,em,im,ωm,ωm,mm)是基于高精度动力学模型对卫星轨道根数进行外推的函数。
[0076]
(11)计算te时刻临时轨道纬度幅角u
me
；
[0077][0078]
其中，临时轨道偏近点角e
me
由方程e
me
＝m
me
+e
me
sine
me
迭代计算获得。
[0079]
(12)计算临时轨道与控后卫星轨道的相位差δu。
[0080][0081]
(13)判断相位差δu是否满足精度需求，如果满足要求，即δu《δ，其中δ是迭代计算阈值，其可以根据需要人工选取，则进行步骤14，否则转至步骤3。
[0082]
(14)标定推力器系数；
[0083][0084]
其中，δvs是理论速度增量，ks是本次控制中使用的推力器系数，δvs和ks由变轨控制参数获得。

技术特征：
1.基于轨道相位演化的面内小控制量数值迭代评估方法，其特征在于，通过卫星控前、控后轨道根数和高精度轨道动力学模型，利用面内小控制量的时间积分效应，以控后卫星轨道的相位差为控制效果评估准则，在标定中采用数值迭代确保标定方法的有效性。2.如权利要求1所述的基于轨道相位演化的面内小控制量数值迭代评估方法，其特征在于，具体包括：确定当前时刻的卫星轨道、控制中间时刻的控前卫星轨道，设置迭代标定初值，计算临时轨道纬度幅角和控后轨道纬度幅角，计算相位演化量，根据轨道相位演化量计算控制速度增量修正量，计算实际控制速度增量，计算控制中间时刻控前轨道卫星位置和速度矢量，计算临时轨道卫星位置矢量和速度矢量，计算卫星临时轨道根数，基于高精度动力学模型计算临时轨道根数，计算临时轨道纬度幅角，计算临时轨道与控后卫星轨道的相位差，判断相位差至满足精度需求，标定推力器系数。3.如权利要求1所述的基于轨道相位演化的面内小控制量数值迭代评估方法，其特征在于，具体包括以下步骤：步骤1、确定当前t
e
时刻的卫星轨道参数，包括卫星轨道的半长轴a
e
，偏心率e
e
，倾角i
e
，升交点赤经ω
e
，近地点幅角ω
e
，平近点角m
e
；确定控制中间时刻t
s
的控前卫星轨道参数，包括卫星轨道的半长轴a
s
，偏心率e
s
，倾角i
s
，升交点赤经ω
s
，近地点幅角ω
s
，平近点角m
s
；步骤2、设置迭代标定初值，包括临时轨道的时间t
m
＝t
s
，半长轴a
m
＝a
s
，偏心率e
m
＝e
s
，倾角i
m
＝i
s
，升交点赤经ω
m
＝ω
s
，近地点幅角ω
m
＝ω
s
，平近点角m
m
＝m
s
，实际控制速度增量δv＝0；步骤3、计算临时轨道纬度幅角u
m
和控后轨道纬度幅角u
e
；其中，arctan2(*,*)是反正切计算函数，e
m
是临时轨道偏近点角，e
e
是控后轨道偏近点角；步骤4、计算相位演化量δu；δu＝u
e-u
m
步骤5、根据轨道相位演化量δu计算控制速度增量修正量δv；其中，f
m
是真近点角，由下式计算：步骤6、计算实际控制速度增量δv；δv＝δv+δv
步骤7、计算j2000.0坐标系下控制中间时刻控前轨道卫星位置矢量和速度矢量和速度矢量其中，f1(t
s
,a
s
,e
s
,i
s
,ω
s
,ω
s
,m
s
)为根据卫星轨道时间t
s
、半长轴a
s
、偏心率e
s
、倾角i
s
、升交点赤经ω
s
、近地点幅角ω
s
和平近点角m
s
计算卫星位置矢量和速度矢量的函数；步骤8、计算j2000.0坐标系下临时轨道卫星位置矢量和速度矢量和速度矢量和速度矢量其中，|*|是对矢量的求模计算；步骤9、根据卫星临时轨道的时间t
m
、位置速度更新计算卫星临时轨道根数半长轴a
m
，偏心率e
m
，倾角i
m
，升交点赤经ω
m
，近地点幅角ω
m
，平近点角m
m
；其中，是根据卫星轨道时间t
m
、位置速度计算卫星轨道根数的函数；步骤10、基于高精度动力学模型将临时轨道根数外推，计算t
e
时刻临时轨道根数，参数包括卫星轨道的半长轴a
me
，偏心率e
me
，倾角i
me
，升交点赤经ω
me
，近地点幅角ω
me
，平近点角m
me
；[t
e
,a
me
,e
me
,i
me
,ω
me
,ω
me
,m
me
]＝f3(t
m
,a
m
,e
m
,i
m
,ω
m
,ω
m
,m
m
)其中，f3(t
m
,a
m
,e
m
,i
m
,ω
m
,ω
m
,m
m
)是基于高精度动力学模型对卫星轨道根数进行外推的函数；步骤11、计算t
e
时刻临时轨道纬度幅角u
me
；其中，e
me
是临时轨道偏近点角；步骤12、计算临时轨道与控后卫星轨道的相位差δu；δu＝|u
me-u
e
|步骤13、判断相位差δu是否满足精度需求，如果满足要求，即δu<δ，其中δ是迭代计算阈值，则进行步骤14；否则转至步骤3；
步骤14、标定推力器系数；其中，δv
s
是理论速度增量，k
s
是推力器系数，δv
s
和k
s
由变轨控制参数获得。4.如权利要求3所述的基于轨道相位演化的面内小控制量数值迭代评估方法，其特征在于，所述步骤3中临时轨道偏近点角e
m
和控后轨道偏近点角e
e
由方程迭代计算获得。5.如权利要求3所述的基于轨道相位演化的面内小控制量数值迭代评估方法，其特征在于，所述步骤11中临时轨道偏近点角e
me
由方程e
me
＝m
me
+e
me
sine
me
迭代计算获得。

技术总结
本发明公开的基于轨道相位演化的面内小控制量数值迭代评估方法，通过卫星控前、控后轨道根数和高精度轨道动力学模型，利用面内小控制量的时间积分效应，以控后卫星轨道的相位差为控制效果评估准则，考虑到解析模型的计算精度有限，在标定中采用数值迭代确保了标定方法的有效性。本发明可提高航天器进行小控制量轨道面内调整时的控制效果评估精度，从而提高卫星的轨道控制精度，有效节省卫星燃料消耗，且方法可靠性高、操作性强、易推广和使用，对航天器在轨运行有一定的经济效益，对任务实施有重要的指导意义。重要的指导意义。重要的指导意义。


技术研发人员：孙守明 曹静 马宏 李军锋 靳忠涛 李超 叶修松 匡冬梅 张杨 静雪凌子
受保护的技术使用者：中国西安卫星测控中心
技术研发日：2023.05.31
技术公布日：2023/10/7