一种多约束条件下的星座构型保持的方法与流程

[0001]
本发明属于航天测量与控制领域，具体涉及一种多约束条件下的星座构型保持 的方法。


背景技术：

[0002]
平衡星座成本与性能，降低运行维持代价，提高星座的稳定运行，协同工作 与自主生存能力是星座运行管理的主要目标，这就是需要从星座控制维持，备 份和部署，自主导航和星座就监测等方面寻求有效的技术途径。目前星座构型 维持的方法主要有：
[0003]
一、站位维持方法，即对卫星进行主动控制，将卫星的绝对或相对位置维 持在设计位置上，当卫星运行超出允许漂移范围时，才对卫星进行控制。由于 星座的特殊结构，卫星之间存在复杂的动力学耦合关系，而这种耦合关系决定 了星座的构型。因此，在星座设计时具有一定局限性。
[0004]
二、摄动补偿方法通过对星座中卫星轨道的合理选择和参数调整来补偿某 些可预测性摄动引起的星座构型变化，从而到达保持星座整体构型的目的。该 方法是对已经设计好的星座构型的卫星轨道参数的一种小量偏置手段，并不改 变星座的基本结构。因此经过摄动补偿设计后的轨道仍有一些小偏差需要通过 控制来修正。
[0005]
从星座空间结构，任务需求，协同控制和性能影响等方面，同时，在星座 构型保持控制时，卫星的覆盖特性，过顶时间，最大不可视时间以及健康状况 等信息也发生变化。综合考虑以上因素，采用满足星座性能影响最小、燃料消 耗最低、同时控制卫星数目最少等多约束条件的星座构型保持控制方法，不但 可以大大降低星座运行管理的成本和难度，同时还可以提高星座的可靠性好和 稳定性。


技术实现要素：

[0006]
为了克服现有技术的不足，本发明提供一种多约束条件下的星座构型保持的 方法，针对目前导航卫星管理现状，在对前期区域导航卫星控制方法总结分析 基础上，开展全球星座构型保持技术研究，满足北斗导航全球星座的管理要求
[0007]
为实现上述目的，本发明提供如下技术方法：
[0008]
一种多约束条件下的星座构型保持的方法，包括如下步骤：(1)对meo卫星 和igso卫星轨道特性进行分析；(2)最大容许漂移量分析；(3)北斗全球导航 星座构型保持要求进行分析；(4)北斗全球导航星座构型保持方法的建立。
[0009]
其中，所述步骤(1)针对单“8”字型igso导航星座，通过对igso卫星的 轨道摄动以及星座演化分析，得出igso星座中卫星升交点地理经度保持与星座 相位保持联合控制方法；
[0010]
所述步骤(2)通过确定星座卫星在升交点赤经和沿航迹方向的最大容许漂 移量来判别星座构型是否已经破坏；
[0011]
所述步骤(3)用星座中所有卫星能够偏离标称位置的最大偏差的最小值来 描述
星座构型最大容许漂移量；
[0012]
所述步骤(4)针对meo卫星半长轴受地球扁率摄动影响造成的平稳差值， 通过半长轴偏置可以保持meo卫星相位保持精度；根据igso轨道摄动分析，采 用半长轴偏置的方法，可以实现升交点地理经度的保持；根据导航卫星控制特 点，通过选择乡里卫星合适的控制间隔，保证升交点地理精度差满足相位保持 要求。
[0013]
其中，所述步骤(3)还包括：a)寻找星座中每颗卫星的最佳轨道参数，对 已设计好的参数进行调整，对于导航星座，在相同轨道面和卫星数目的情况下， 通过提升轨道高度实现星座导航性能的提升；b)定义星座结构冗余度sr为系 统在给定性能要求下的容许失效的卫星数目；c)对轨道面内的卫星进行相位调 整提高星座性能。
[0014]
与现有技术相比，本发明的有益效果是：通过轨道参数偏置的摄动补偿方 法设计对轨道参数进行调整能够减缓摄动外力对构型的破坏作用，使星座构型 在较长时间内保持在容许范围内，同时对星座入轨后偏离通许范围的卫星施加 控制，维持星座的整体构型，降低了星座构型的控制代价，减少了控制频率， 提高了星座构型的长期稳定性。
附图说明
[0015]
图1为本发明半长轴无偏置、偏置1km、500m时的meo卫星回归经度；图2为本发明4颗meo卫星轨道半长轴偏置后的回归经度；图3为本发明4颗meo卫星轨道半长轴偏置后的相位差；图4为本发明升交点地理经度与漂移率的相位图；图5为本发明方法框架图。
具体实施方式
[0016]
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方法进行清 楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是 全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造 性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0017]
实施例：
[0018]
以下是本方法具体实施示例。
[0019]
1.meo卫星构型保持方法
[0020]
从meo星座轨道特性来看，回归经度与相位差变化都具有一定的线性特性。 其中回归经度的线性漂移主要是由于初始轨道半长轴与摄动影响下的平半长轴 有一个比较平稳的差值；而相位差的线性漂移是由于同轨道面内两颗meo卫星 半长轴受地球扁率摄动影响造成一个比较平稳的差值，因此这两个差值造成了 回归经度与相位差的线性特性。
[0021]
表1列出了meo卫星星座工作轨道，仿真从2009年6月1日到2010年6月 2日。图1给出了一年内半长轴无偏置、偏置1km、偏置500m时的meo卫星回 归经度变化情况。可以看到，回归经度具有明显的改善效果。
[0022]
表1meo卫星星座工作轨道
[0023][0024][0025]
图2给出了一年内四颗meo卫星半长轴偏置后的回归经度，可以在一年内四 颗meo卫星半长轴偏置一次，就能满足要求。图3给出了半长轴偏置后的相位 差，可以看到能够满足相位保持精度
±
5
°
。
[0026]
2.igso卫星构型保持方法
[0027][0028][0029]
1.igso卫星升交点地理经度保持方法
[0030]
通过igso轨道摄动分析，为了将升交点地理经度维持在一定的范围内，可 以采用半长轴偏置的方法，实现升交点地理经度的保持。
[0031]
对于igso卫星，升交点地理经度保持主要是为了克服地球引力j
22
项带来的 升交点地理经度二阶变化项(漂移加速度)。其控制方法是设置满足升交点地理 经度保持要求的漂移环。升交点地理经度保持范围为|λ
g-λ
g0
|＜ε，其中ε为升交 点地理经度允许的漂移环半宽。
[0032]
在标称升交点地理经度位置附近升交点地理经度漂移加速度为常值，升交 点地理经度与其漂移率的相位图是抛物线(见图4)。图4为当时的相位图， 若则相位图的抛物线开口与之相反。当卫星漂移到环的左侧边界时，对 卫星加以控制，改变升交点地理经度的漂移方向，使其进入下一个自由漂移过 程，即卫星相点沿a->b->c，到达c点后，对卫星施加切向控制改变卫星漂移方 向，使卫星相点由c->a。
[0033]
升交点地理经度允许的漂移环半宽ε确定后，起始升交点漂移率为：
[0034][0035]
[0036]
对应的控制周期t为：
[0037][0038]
扣除地球扁状摄动和日月引力摄动引起的升交点地理经度变化率，则由轨道 半长轴引起的升交点地理经度的变化率为：
[0039][0040]
目标半长轴a
c
为：
[0041][0042]
2.igso星座相位保持方法
[0043]
为了使区域覆盖特性在整个地球同步轨道周期内最优，对于n颗卫星组成的
ꢀ“
8”字型igso导航星座，星座卫星应在同一星下点轨迹上按时间等间隔分布， 即在一个轨道周期内(一个恒星日)，卫星依次间隔86164/ns经过升交点，从 而星座卫星应分别位于n个轨道平面上，n个轨道面沿赤道面均匀分布。
[0044]
由n颗卫星组成的“8”字型igso星座，相邻第i和i+1颗卫星升交点赤经 差和相位差理论值为：
[0045]
δω
c
＝360/n
[0046]
δu
c
＝-360/n＝-δω
c
[0047]
由于卫星发射入轨的轨道误差造成升交点赤经差，igso星座中相邻第i和 i+1颗卫星升交点赤经差实际值与其理论值的差为：
[0048]
δω
i,i+1
＝ω
i+1-ω
i-δω
c
[0049]
其中ω
i
与ω
i+1
为第i和i+1颗卫星实际的升交点赤经。
[0050]
相邻第i和i+1颗卫星的相位差δu
i,i+1
可表示为：
[0051]
δu
i,i+1
＝δλ
i,i+1-δω
c-δω
i,i+1
[0052]
δλ
i,i+1
＝λ
gi+1-λ
gi
[0053]
其中λ
gi
与λ
gi+1
为卫星升交点地理经度，δλ
i,i+1
为升交点地理经度差。
[0054]
若相位保持范围为δu
max
，则有|δu
i,i+1-δu
c
|≤δu
max
。因此，igso星座相邻卫星 之间的升交点地理经度差需满足约束条件：
[0055]
|δu
i,i+1-δu
c
|＝|δu
i,i+1
+δω
c
|＝|δλ
i,i+1-δω
i,i+1
|≤δu
max
ꢀꢀ
(1)
[0056]
(2)式成立，约束条件(1)即可满足，即：
[0057]
|δλ
i,i+1
|≤δu
max-|δω
i,i+1
|
ꢀꢀ
(2)
[0058]
当|δω
i,i+1
|＞δu
max
时，公式(2)无解，因此相位保持范围δu
max
必须大于|δω
i,i+1
|。 由于|δλ
i,i+1
|≤2ε，若2ε≤δu
max-|δω
i,i+1
|，升交点地理经度的保持即可保证星座相位 保持需求，无需进行单独的相位保持控制。
[0059]
下面讨论|δω
i,i+1
|＜δu
max
，且2ε＞δu
max-|δω
i,i+1
|时igso星座相位保持方法。
[0060]
根据公式(2)，在igso星座相位保持中，最为理想的状态是igso星座中所 有卫星
在任一时刻其升交点地理经度相同，即要求其升交点地理经度漂移环相 同且同一时刻所处位置相同。在该状态下，igso星座所有卫星必须同时进行控 制，且具有相同的升交点地理经度漂移环。对于igso导航星座，星座中任意两 颗卫星控制间隔有很严格的要求，存在最小控制间隔δt
min
，不可能实现所有卫星 同时控制。因此，根据导航卫星控制特点，设计了igso导航星座卫星升交点地 理经度控制方法，通过选择相邻卫星合适的控制间隔，保证其升交点地理经度 差满足相位保持要求，以实现星座相位的保持。
[0061]
相邻第i和i+1颗卫星控制间隔为δt
i,i+1
，则其升交点地理经度差为：
[0062][0063]
根据公式(2)可以得出：
[0064][0065]
整个星座中最后一颗卫星n与第一颗星的控制间隔δt
1,n
满足：
[0066][0067]
因此，igso星座中相邻卫星升交点地理经度保持控制间隔满足：
[0068][0069]
利用公式(4)可以求解相邻卫星控制间隔范围。
[0070]
虽然在上文中已经参考实施例对本发明进行了描述，然而在不脱离本发明 的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件。 尤其是，只要不存在结构冲突，本发明所披露的实施例中的各项特征均可通过 任意方式相互结合起来使用，在本说明书中未对这些组合的情况进行穷举性的 描述仅仅是出于省略篇幅和节约资源的考虑。因此，本发明并不局限于文中公 开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。