[发明专利]一种超低轨卫星轨道自主精确维持方法

说明书

本发明提出了一种超低轨卫星轨道自主精确维持方法，采用卡尔曼滤波算法实现轨道平半长轴的精确获取，并针对地球高阶摄动引起的平半长轴波动项采用平均方法进行消除，获取米级精度平半长轴；在无加速度计进行大气阻力加速度测量情况下，通过平半长轴的变化确定大气阻力大小，同时根据确定的大气阻力实时修正补偿轨控推力，解决了超低轨卫星米级精度平半长轴精确获取、轨控推力实时修正的轨道自主精确维持控制问题。

技术领域

本发明属于航天器轨道控制领域，涉及一种超低轨卫星轨道自主精确维持方法。

背景技术

超低轨卫星轨道衰减影响主要来源于大气阻力，当前，低轨道以及超低轨道保持的控制方法主要有两种途径：一是假设参考卫星仅受到地球引力的作用，将超低轨道保持的控制问题转化为卫星编队飞行的队形保持问题进行优化；另一种无阻力轨道控制技术，也就是利用加速度计、大气成分探测器等星载仪器测量大气阻力加速度，通过施加控制力补偿大气阻力的轨道保持方法。

超低轨轨道维持的第一种方法将超低轨道保持的控制问题转化为卫星编队飞行的队形保持问题，引入一颗虚拟卫星作为参考卫星，其中虚拟卫星仅受到地球引力的作用，基于平均轨道根数建立真实卫星相对于参考卫星的相对运动模型，利用线性二次调节器(LQR)可求得编队飞行队形保持的控制律。此方法虚拟参考卫星选择尤为重要，由于超低轨任务只对轨道半长轴控制精度提出较高要求，未对其前后关系和沿飞行方向距离进行约束，在编队控制时由于相对运动方程约束需要对沿飞行方向距离进行约束，将带来额外燃料消耗；此外由于没有相对测量敏感器，平半长轴高阶摄动波动难以精确消除，难以实现几十米级控制精度。超低轨轨道维持的第二种方法利用加速度计、大气成分探测器等星载仪器测量大气阻力加速度，通过施加控制力补偿大气阻力，此种方法额外增加了载荷。

发明内容

本发明解决的技术问题是：基于GPS通道板数据确定的卫星平半长轴在测量噪声的影响下存在千米级误差，无法直接用于卫星轨道维持。采用卡尔曼滤波算法实现轨道平半长轴的精确获取，并针对地球高阶摄动引起的平半长轴波动项采用平均方法进行消除，获取米级精度平半长轴；在无加速度计进行大气阻力加速度测量情况下，通过平半长轴的变化确定大气阻力大小，同时根据确定的大气阻力实时修正补偿轨控推力，解决了超低轨卫星米级精度平半长轴精确获取、轨控推力实时修正的轨道自主精确维持控制问题。

本发明的技术解决方案是：

一种超低轨卫星轨道自主精确维持方法，包括如下步骤：

(1)将当前第i个采样的GPS数据由地固坐标系转换到瞬时真赤道坐标系下，获得在瞬时真赤道坐标系下GPS测量的卫星位置和速度

获得在瞬时真赤道坐标系下GPS测量的卫星位置和速度的方法，具体为：

x＝cos(S_g)·X-sin(S_g)·Y；

y＝sin(S_g)·X+cos(S_g)·Y；

z＝Z；

其中,X,Y,Z和为卫星在地固坐标系下的位置和速度，由星载GPS提供，单位为km和km/s；S_g为格林威治真恒星时角，单位为rad。

(2)若当前为首次采样，则跳转至步骤(4)；反之，则进入步骤(3)；

(3)将上一采样时刻更新后的卫星位置和速度X_fi-1外推到当前采样时刻，获得预估的卫星位置和速度然后进入步骤(4)；

步骤(3)中获得预估的卫星位置和速度的方法，具体为：