一种基于微电推进的卫星严格回归轨道精确保持控制方法与流程

本发明涉及一种基于微电推进的卫星严格回归轨道精确保持控制方法，属于卫星轨道控制。

背景技术：

1、随着卫星轨道控制技术的发展，很多航天器载荷对于其工作的目标轨道有着越来越高的精度要求。传统轨道保持方法主要依赖化学推进系统，但其存在推力大、精度低、比冲低等缺点，这些缺点一方面造成推进系统工作时，对卫星平台的稳定工作产生的干扰大，因此，需要将轨道保持控制任务与载荷工作任务分时处理，这就在一定程度上限制了轨道保持控制的可用时段，如果不能够及时进行轨道控制，就会造成轨道偏差大幅增加；另一方面，化学推力器的推力计算受到温度、压力等的影响，其理论计算值与实际效果之间偏差较大，这就造成每次控后偏离目标状态的偏差就会比较大。因此选用化学推进的卫星，通常实现的轨道保持控制精度较低。此外，化学推进的比冲不高，在长寿命卫星且需要较大轨道保持控制量的任务情况下，其使用更加受限。而电推进系统的推力器一般都是mn级推力，属于微推力，这样的推力对卫星或航天器来说产生的干扰很小。而且不管是霍尔型还是离子型电推进，其比冲都至少是化学推进的5~10倍，难以满足卫星高精度长时间精确轨道保持控制任务。

技术实现思路

1、本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中，存在的卫星高精度长时间精确轨道保持控制需求难以满足的问题，提出了一种基于微电推进的卫星严格回归轨道精确保持控制方法。

2、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：

3、一种基于微电推进的卫星严格回归轨道精确保持控制方法，包括：

4、获取严格回归参考轨道的时间起点、三维位置及三维速度序列信息；

5、根据选取距离星上时间最近的前向严格回归轨道参考点及对应的轨道时间位置和速度，计算前向严格回归轨道参考点的轨道六根数；

6、进行轨道递推，计算卫星在所选轨道时间时刻对应的位置点的轨道六根数；

7、根据前向严格回归轨道参考点的轨道六根数、卫星在所选轨道时间时刻对应的位置点的待控制轨道的轨道六根数，计算待控制轨道根数偏差并进行惯性滤波，获取当前拍轨道根数偏差待修正量，对待控制轨道的轨道六根数进行修正；

8、根据修正后待控制轨道的轨道六根数确定控制时间周期内的平均变化率及对应的推力器开机控制时间，利用卫星间三轴推进器安装关系获取三轴推力与轨道坐标系的对应关系，并计算径向、周向和法向的微推进控制加速度；

9、对径向、周向和法向的微推进控制加速度，及轨道六根数平均变化率进行数值积分，获取待控制轨道各方向推力器工作时间长度修正量；

10、根据径向、周向和法向的微推进控制加速度，及待控制轨道各方向推力器工作时间长度修正量，按照三轴总速度增量模值和值最小原则，获取各向推力器工作时间；

11、进行推力器控制周期内的控制力矩前馈补偿，获取各向推力器前馈补偿力矩。

12、所述严格回归参考轨道的时间起点设置为t0，利用严格回归参考轨道的回归周期为t的轨道特点，通过查找轨道参考点序列表格，找到距离星上时间ti最近的前向严格回归轨道参考点pc，并确定对应的轨道时间tc位置[xc,yc,zc]和速度[vxc,vyc,vzc]，用于计算前向严格回归轨道参考点的轨道六根数[ac,ec,ic, ωc,ωc,mc]。

13、根据前向严格回归轨道参考点的轨道六根数[ac,ec,ic, ωc,ωc,mc]进行轨道递推，获取卫星在所选轨道时间tc时刻对应的位置点ps的轨道六根数[as,es,is, ωs,ωs,ms]，根据所得参数计算待控制轨道根数偏差的方法为：

14、

15、

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17、

18、

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20、式中，:轨道长半轴，:轨道倾角，:偏心率，:升交点赤经，:近地点幅角，:平近点角；脚标c代表参考轨道点对应的轨道根数；脚标s代表当前卫星的轨道根数。

21、采用惯性滤波的方式平滑处理待控制轨道根数偏差噪声的方法为：

22、

23、式中，为当前拍轨道根数偏差待修正量，当前拍待控制轨道根数偏差的计算量，与关联，为选取的滤波参数。

24、利用卫星间三轴推进器安装关系获取三轴推力与轨道坐标系的对应关系，计算获取径向、周向和法向的微推进控制加速度分别为s、t、w，利用修正后待控制轨道的轨道六根数确定控制时间周期内的平均变化率、微推进控制加速度s、t、w，进行数值积分以取待控制轨道各方向推力器工作时间长度修正量的方法为：

25、；；；

26、；；

27、

28、式中，为轨道半通径，为地球引力常数。

29、进行待控制轨道各方向推力器工作时间长度修正量计算前，引入超调量以限制待修正轨道轨道六根数的控制精度，超调量与待修正轨道轨道六根数的控制精度关系为：超调量不能超过控制精度范围的m倍；

30、m数值根据先验历史数据及微电推进任务需求进行设置。

31、所述超调量待修正轨道轨道六根数的控制精度的方法为：

32、设置控制精度为，变化率为f，若，则：，若，则：；

33、获取待控制轨道各方向推力器工作时间长度修正量后，根据三轴总速度增量模值和值最小原则，获取各向推力器工作时间；

34、三轴总速度增量模值和值最小原则为三轴总速度增量模值之和最小。

35、推力器控制周期内的控制力矩前馈补偿用于在推进器推力工作期间，开环控制以消除干扰力矩，进行推力器前馈补偿的方法为：

36、获取推力器工作起始时刻该方向的角动量；

37、确定推力器当前方向喷气时间长度、推力器工作结束时刻该方向的角动量目标，计算推力器前馈补偿力矩，计算方法为：

38、

39、式中，：为未进行前馈补偿情况下，推力器工作起始时刻该方向的角动量，为推力器工作结束时刻该方向的角动量，为该方向喷气时间长度；

40、反推获取推力器前馈补偿力矩后，进行仿真测试判断是否能够输出推力器工作结束时刻该方向的预设角动量，根据判断结果进行计算所得推力器前馈补偿力矩调节。

41、获取各向推力器前馈补偿力矩后，按照计算所得各向推力器工作时间执行推力器控制周期内的轨道控制，在轨道控制过程汇总，监控执行机构在干扰力矩方向的角动量，当角动量累积量超过当前方向最大控制角动量的一半，暂停轨道控制直至角动量影响消除后继续执行相应的轨道控制；最大控制角动量根据先验历史数据及微电推进任务需求进行设置。

42、本发明与现有技术相比的优点在于：

43、（1）本发明提供的一种基于微电推进的卫星严格回归轨道精确保持控制方法，使用微推力的电推进系统作为轨道控制的执行机构，一方面利用微推力对卫星平台干扰小的特点，可以随时执行轨道控制任务，不影响卫星平台的正常工作，从而对轨道偏差进行及时修正；另一方面，相较于化学推进剂，电推进的比冲显著增加，轨道控制能力强，更加适用于长时间的轨道保持控制；

44、（2）本发明针对严格回归轨道的管道偏差确定问题，采用了基于严格回归参考轨道点轨道参数与卫星轨道参数在时间上严格对齐的方式，获取卫星实际轨道参数计算偏差，然后通过惯性滤波方式进行计算噪声平滑，得到可以用于控制的轨道参数偏差待修正量；

45、（3）本发明采用轨道根数平均变化率进行推力器开机控制时间的计算。原有是：系统采用了毫牛级推力的微推进推力器进行轨道的高精度保持控制，控制时间较长，早期基于无限推力的最优脉冲控制计算方式已经不适用于当前场景。然后给出了以三轴速度增量模值最小为原则给出了控制计算的方法，同时考虑轨控干扰对星体姿态的影响，必要时需要将长时间控制进行分段执行，确保卫星姿态稳定。