基于微分修正的太阳同步冻结轨道双脉冲推力标定方法与流程

本发明属于航天测量与控制方法，具体涉及基于微分修正的太阳同步冻结轨道双脉冲推力标定方法。

背景技术：

1、太阳同步冻结轨道，是一种通过约束半场轴a、偏心率e和近地点幅角ω，实现航天器经过同一纬度圈时具有相同高度的轨道，这种轨道特性可以确保航天器上的载荷具有稳定的对地条件，因此在航天器系统中得到了广泛的应用。该类型的轨道捕获控制一般需要进行多批次的同轨双脉冲控制，即在一个轨道周期的时间内进行两次变轨。根据高斯轨道动力学方程可知，按照偏心率和半长轴改变量的关系，会采用同向或反向双脉冲控制两种形式。对于同向双脉冲变轨，第1脉冲位置可以指定，位置选定后速度增量的大小以及第二个速度增量的大小和位置就完全确定了；对于反向双脉冲变轨，两次变轨位置由偏心率矢量改变量决定，两次速度增量也是确定的，且两脉冲执行位置差180°。这种典型的变轨形式，由于测控条件的绝对约束，不能保证对两次变轨均进行实时监视或者对单次机动分别进行定轨，这就给轨控效果和同类型推力器的效率标定工作带来了一定的困难。

2、对于肼燃料推进系统的航天器，其主要工作特点是落压式、推力渐变，所产生的推力是以贮箱压力为自变量的多项式函数，而多项式函数的系数为装订常数，在地面模拟真空状态下通过实验测试得到，而且在航天器的整个寿命期内保持不变。考虑航天器姿态控制误差、点火时长控制误差、测控系统定轨精度误差等因素的影响，随着轨控次数的增加，贮箱压力会不断降低，而仍以该多项式函数表示的推力来计算轨道机动点火时长，产生的实际执行速度增量与理论所需速度增量便会出现一定的误差，从而导致轨道控制精度降低，因此需要考虑综合误差因素对推力器效率进行在轨标定、对其迭代修正，从而完成高精度的航天器轨道控制任务。

3、对于使用同类型推力器的同轨双脉冲轨道控制任务，由于很难满足两脉冲中间的测定轨条件，因此不能采用传统的基于速度增量或者半长轴变化的方法对推力效率进行标定，只能对两次机动进行联合标定，但这样也会遇到无法标定的情况，如第1脉冲的速度增量为-0.092m/s，第2脉冲的速度增量为0.097m/s，两次合成的速度增量为0.005米/秒，两次机动控后偏心率e和近地点幅角ω会产生一定的改变，但半长轴的改变量仅为米级，两次机动的误差可能会相互抵消也可能相互叠加，因此无法评估推力效率。当然，也可以通过对两次脉冲控制中间增加测控资源的方法以进行定轨，但这样会增长轨控完成总时间，同轨一个轨道周期内的两次控制会被人为的增加两到三个轨道周期，造成了为提高轨控精度而多占用测控资源的矛盾。

4、目前，根据公开的文献和专利资料，针对同类型推力器的推力器标定、轨控效果评估方法的研究主要包括：高永等在论文《卫星单元肼推进系统轨控过程不确定性研究》中采用数值方法对肼推进系统轨控过程进行了仿真研究，将贮箱温度、压力对轨控效果的敏感性进行了定量分析；唐歌实等在论文《嫦娥一号卫星轨控标定方法研究与实现》中针对“嫦娥一号”卫星提出了一种综合利用控前控后精密定轨、轨控过程遥测姿态数据、遥测加速度计测量数据对沉底发动机、轨控发动机进行标定的方法；joan和farheen等在论文《thruster-specific force estimation and trending of cassini hydrazinethrusters at saturn》、《cassini thruster calibration algorithm using reactionwheel biasing data》中研究了土星探测器cassini号的在轨数据，提出了利用反作用轮偏置数据标定推力器的方法；张莹等在论文《基于夏氏最小二乘的轨道控制力系数辨识》中提出了一种基于夏氏最小二乘法对航天器轨道机动过程中推力系数进行辨识的方法，可根据在轨工作实际对推力系数进行优化预测。上述推力标定方法，均需要基于轨控过程中的遥测姿态数据、反作用轮偏置数据和控前控后精密定轨结果进行推力估计，且只能用于单次轨控时的标定，不能解决同轨两次控制的推力分别标定问题。杨维廉等在论文《冻结轨道及其应用》、《月球卫星的冻结轨道》、《火星卫星的冻结轨道研究》中对地月火星卫星的冻结轨道特性、轨道控制方法进行了深入的研究；杨嘉墀等在图书《航天器轨道动力学与控制》中介绍了太阳同步冻结轨道的控制方法，脉冲式变轨只是瞬间改变其速度矢量，位置矢量不发生改变；完备等在专利《编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法》中研究了基于星间相对导航数据和牛顿迭代方法实现编队任务两脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定技术，在insar绕飞卫星任务中实现了星上推力器效率的自主标定，提高了编队任务自主控制的精度；孙守明等在专利《一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法》中研究了基于双脉冲控前、控后轨道反演双脉冲速度增量的解析模型，同时给出了中间轨道的确定方法，但由于是解析解，未考虑两次轨控之间存在三体摄动、日月引力对轨道的影响，其速度增量的解析解精度较低。

5、上述文献表明，太阳同步回归冻结轨道的轨道捕获控制为公开的、已知技术，而推力器性能的在轨标定问题是提高轨道控制精度的决定性问题，具有重要的研究意义和价值。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供基于微分修正的太阳同步冻结轨道双脉冲推力标定方法，能够提高航天器轨道控制精度。

2、本发明所采用的技术方案是：基于微分修正的太阳同步冻结轨道双脉冲推力标定方法，首先将双脉冲速度增量反解为解析解，然后采用微分修正的方法以半长轴实际改变量为目标函数，对双脉冲控制量进行迭代寻优，得到实际速度增量，再以理论速度增量和反解的实际速度增量求比的形式，给出双脉冲每次变轨时推力器效率的评估结果，同时给出第1脉冲控后、第2脉冲控前的轨道参数。

3、本发明的特点还在于，包括以下步骤：

4、步骤1、将第1脉冲点火点j2000地心惯性系位置速度矢量第2脉冲熄火点j2000地心惯性系位置速度矢量分别转换为j2000惯性系瞬根和

5、步骤2、根据步骤1所得第1脉冲点火点j2000地心惯性系瞬时轨道参数计算第1脉冲点火点相位角

6、步骤3、根据步骤1所得第2脉冲熄火点j2000地心惯性系瞬时轨道参数计算第2脉冲熄火点相位角

7、步骤4、根据第1脉冲点火点、第2脉冲熄火点j2000地心惯性系轨道参数平根计算偏心率矢量改变量δex、δey和轨道平半长轴变化量δa；

8、步骤5、根据第1脉冲点火点j2000地心惯性系速度矢量步骤1所得第1脉冲点火点j2000地心惯性系瞬时轨道参数步骤2所得第1脉冲点火点相位角及步骤4所得偏心率矢量改变量δex、δey和轨道平半长轴变化量δa，反解两脉冲轨道坐标系下实际速度增量的参考解析解

9、步骤6、在步骤2所得第1脉冲点火点相位角位置施加步骤5所得轨道坐标系下的参考速度增量得到第1脉冲熄火点瞬时参考轨道

10、步骤7、将步骤6所得第1脉冲熄火点的瞬时参考轨道进行轨道外推至第2脉冲点火点相位角位置，由于脉冲式变轨是瞬时完成，即第2脉冲点火点相位角与步骤3所得第2脉冲熄火点相位角相同，得到第2脉冲点火点瞬时参考轨道

11、步骤8、基于步骤7所得第2脉冲点火点瞬时参考轨道在第2脉冲点火点相位角位置施加步骤5所得轨道坐标系下的参考速度增量得到第2脉冲熄火点瞬时参考轨道

12、步骤9、计算步骤8所得第2脉冲熄火点瞬时参考轨道与步骤1所得实际熄火点瞬时轨道的半长轴差δa′；

13、步骤10、采用微分迭代的方法，修正以步骤9计算的δa′最小为目标函数，在两脉冲点火位置施加修正后的速度增量，重复步骤6～10，得到修正后的双脉冲速度增量

14、步骤11、根据步骤10所得双脉冲速度增量计算本次同轨双脉冲控制的推力器标定系数和两次控制推力效率k1、k2，更新下一次双脉冲控制即将使用的推力器标定系数；

15、步骤12、根据步骤11所得推力器标定系数，对下一次同轨双脉冲轨道控制的点火时长t1、t2进行修正。

16、步骤1中，

17、

18、

19、式中，frv2orb(·,·)是将j2000惯性系位置、速度矢量转换为kepler瞬时根数的函数；分别为第1脉冲点火点的瞬时半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点幅角、平近点角，分别为第2脉冲熄火点的半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点幅角、平近点角。

20、步骤2中，

21、

22、

23、且

24、

25、式中，为第1脉冲点火点真近点角；ftrua(·,·)为计算真近点角的函数；fmod(·,·)为求余的函数；为第1脉冲熄火点相位角；

26、步骤3中，

27、

28、

29、且

30、

31、式中，为第2脉冲熄火点真近点角；为第2脉冲点火点相位角。

32、步骤4中，

33、

34、

35、

36、其中，

37、

38、

39、式中，分别为第1脉冲点火点的平半长轴、平偏心率、平倾角、平升交点赤经、平近地点幅角、平平近点角；分别为第2脉冲熄火点的平半长轴、平偏心率、平倾角、平升交点赤经、平近地点幅角、平平近点角。

40、步骤5中，

41、

42、

43、其中，

44、

45、

46、式中，v0为第1脉冲点火前航天器的绝对速度；为本次轨道控制轨道坐标系的理论速度增量，表明两脉冲同向，表明两脉冲反向，表明有一个脉冲速度增量为0。

47、步骤6中，

48、

49、

50、

51、其中，

52、

53、

54、

55、式中，morb2eci为第1脉冲点火点轨道坐标系到j2000地心惯性系的转换矩阵；rz(.)、rx(.)分别为绕航天器本体z、x轴进行姿态旋转的旋转矩阵；分别为第1脉冲熄火点瞬时参考轨道的半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点幅角、平近点角；

56、步骤7中，

57、

58、式中，eprocess(·,·)为考虑大气阻力、光压、日月引力等摄动因素的瞬根数轨道外推函数；分别为第2脉冲点火点的半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点幅角、平近点角；

59、步骤8中，

60、

61、

62、

63、

64、

65、

66、

67、式中，m′orb2eci为第2脉冲点火点轨道坐标系到j2000地心惯性系的转换矩阵；为第2脉冲点火点j2000惯性系的位置速度矢量；forb2rv(.)为将kepler瞬时根数转换为位置、速度矢量的函数；分别为第2脉冲熄火点瞬时参考轨道的半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点幅角、平近点角。

68、步骤9中，

69、

70、步骤10中，

71、

72、

73、

74、执行步骤(6)～(8)，得到熄火点瞬时参考轨道

75、执行步骤(9)，计算δa′；

76、}

77、则，

78、

79、其中，

80、

81、式中，μ为地球引力常数，μ＝398600.4415km3/s2(jgm-3)；esp为半长轴迭代精度指标常数；nmean为第1脉冲点火前的平均轨道角速度。

82、步骤11中，

83、

84、

85、

86、

87、其中，为本次轨控计算点火时长时使用的理论推力标定系数，取值设置如下：

88、

89、

90、步骤12中，

91、

92、

93、式中，ms为航天器第1脉冲点火前的质量；为秒耗量，是肼推进系统的工程常数；f为推力大小，是肼推进系统的工程常数；为推力器斜装角度，是肼推进系统的工程常数；v1、v2为下一次双脉冲控制的理论速度增量。

94、本发明的有益效果是：本发明的基于微分修正的太阳同步冻结轨道双脉冲推力标定方法，简洁、易行，仅基于双脉冲控前和控后的定轨参数，无需对每个脉冲控后安排测控资源进行定轨，解决了冻结轨道特性下以同类型推力器进行同轨双脉冲半长轴、偏心率、近地点幅角联合控制的推力标定问题，对提高航天器轨道机动精度、进行轨道控制误差估计有很好的指导意义，具有极大的应用价值。