编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法

摘要

本发明涉及一种编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法，包含：S1、在卫星运行过程中，完成当前编队保持控制之后，确定相对导航结果，即计算编队保持控后偏差；S2、根据相对导航结果，计算相对半长轴；S3、根据相对半长轴，以及当前编队保持控制策略，计算目标函数的最小值，从而得到下次编队保持控制中的推力标定系数；S4、根据下次编队保持控制中的推力标定系数以及编队保持控制策略，生成下次编队保持实际控制量，完成下次编队保持控制；S5、重复S1～S4，实现推力器的长期在轨自主标定。本发明能够实现复杂任务条件下同时对多方向推力器进行标定，显著提高标定效率和标定精度，减少燃料消耗；同时提高卫星自主化运行能力和水平。

说明书

技术领域

本发明涉及一种推力器在轨自主标定方法，具体是指一种在编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法。

背景技术

随着卫星技术的不断发展，越来越多的国家和组织都逐渐倾向于利用多颗卫星组成分布式卫星系统来实现空间任务目标。因此分布式卫星系统的控制任务将越来越复杂，同时也面临着高控制精度、自主化等方面的压力。

推力器在轨自主标定是提高卫星控制精度以及自主化水平的支撑技术。同时，分布式卫星系统的推力器标定相比于传统单颗卫星的推力器标定更为复杂，主要原因是：轨道/编队控制需要联合调整轨道根数，因而采用多脉冲控制。所以多次脉冲喷气方向不一致，即正负向都会喷气。若采用常规单星基于地面的标定方法即控制前分别单独进行正、负向推力器进行标定，一方面占用更多的圈次，并且标定精度有限，影响有效载荷工作效率；另一方面增加额外的燃料消耗以及地面的测控压力。

综上，针对所提出的工程应用问题，目前亟需提出一种编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法，能够实现复杂任务条件下的推力器在轨自主标定工作。

发明内容

本发明的目的在于提供一种编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法，能够实现星上自主、高精度、多方向的推力器在轨标定。

为了达到上述目的，本发明提供一种编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法，包含以下步骤：

S1、在卫星运行过程中，完成当前编队保持控制之后，确定相对导航结果，即计算该次编队保持控后偏差；

S2、根据相对导航结果，计算相对半长轴；

S3、根据相对半长轴，以及当前编队保持控制策略，计算目标函数的最小值，从而得到下次编队保持控制中的推力标定系数；

S4、根据下次编队保持控制中的推力标定系数以及编队保持控制策略，生成下次编队保持实际控制量，完成下次编队保持控制；

S5、重复S1～S4，实现推力器的长期在轨自主标定。

所述的S1中，具体为：完成当前第k次的编队控制之后，经过时间t₁利用相对导航计算出该次编队保持控后偏差Δl_k，其为理论控制量与实际控制量之差；其中k≥1，且t₁是指卫星绕地球运行1圈～2圈的时间。

所述的S2中，具体为：根据相对导航计算的该次编队保持控后偏差Δl_k，经过时间t₂完成对相对半长轴Δa_k的计算，即Δl_k＝-1.5nt₂Δa_k；其中，n为平均轨道角速度，t₂是指卫星绕地球运行7圈～8圈的时间。

所述的S3中，编队保持控制策略中的实际控制量包括推力标定系数以及编队保持控制策略计算的理论速度增量。

所述的S3中，具体为：根据相对半长轴Δa_k，当前第k次编队控制中的正负推力标定系数c_正k、c_负k，以及当前第k次编队控制中脉冲所施加的正负理论速度增量Δv_正k、Δv_负k，计算目标函数f，并依据目标函数f最小原则迭代计算下次第k+1次编队控制中的正负推力标定系数c_正k+1、c_负k+1，即：

c_正k+1＝c_正k(1-n(1-b)Δa_k/2/Δv_正k)；

c_负k+1＝c_负k(1+nbΔa_k/2/Δv_负k)；

f＝0.5nc_正k+1Δv_正k+0.5nc_负k+1Δv_负k；

利用牛顿自主迭代方法优化推力器标定系数b，使得目标函数f能够计算得到最小值，并计算得到对应的下次第k+1次编队控制中的正负推力标定系数c_正k+1、c_负k+1。

所述的S3中，当前第k次编队控制中正向理论速度增量Δv_正k是指当前第k次编队控制中根据控制策略计算的正向理论速度；当前第k次编队控制中负向理论速度增量Δv_负k是指当前第k次编队控制中根据控制策略计算的负向理论速度。

所述的S3中，在进行首次编队控制时，即k＝1时，比例系数b的初始值为0.5，Δa_k的初始值为0，c_正k、c_负k的初始值为1，Δv_正k、Δv_负k的初始值为按照编队保持策略计算的理论值。

所述的S4中，具体为：根据下次第k+1次编队控制中的正负推力标定系数c_正k+1、c_负k+1，以及编队保持控制策略生成下次第k+1编队保持控制实际控制量，完成下次第k+1编队保持控制。

综上所述，本发明提供的编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法，计算量小且符合工程应用实际；能够实现复杂任务条件下同时对多方向推力器进行标定，显著提高标定效率和标定精度，减少燃料消耗；同时提高卫星自主化运行能力和水平。

附图说明

图1为本发明中的编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法的流程图；

图2为本发明中的每次进行编队保持控制的流程图；

图3为本发明中的编队控制精度的误差的分类图。

具体实施方式

以下结合图1～图3，详细说明本发明的一个优选实施例。

目前的研究成果以及在轨经验表明，当控制精度要求不高并且主要调整半长轴时，往往仅需完成单向推力器标定即可。然而目前控制任务越来越复杂，控制精度要求也越来越高，如高精度的编队控制任务。此时，推力器引起的误差是编队控制误差的主要部分，但是编队控制往往是多脉冲，多脉冲条件下推力器标定方面目前尚无适用的研究成果。

如图3所示，影响编队控制精度的误差按照是否与控制量成比例分为两类，即绝对误差和相对误差。其中，绝对误差包括：相对导航控制偏差、推力器最小工作时间误差和时间分辨率误差；并且相对导航控制偏差是绝对误差的主要部分。相对误差包括：推力器效率误差、推力器偏斜误差、控制模型误差、纬度幅角误差、控制时间误差(钟差与延时)和姿态控制误差；并且属于推力器误差的推力器效率误差以及推力器偏斜误差是相对误差的主要部分。

如图1所示，为本发明提供的编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法，包含以下步骤：

S1、在卫星运行过程中，完成当前编队保持控制之后，确定相对导航结果，即计算该次编队保持控后偏差；

S2、根据相对导航结果，计算相对半长轴；所述的相对半长轴是指以主卫星为基准，其他卫星相对主卫星的半长轴差值；

S3、根据相对半长轴，以及当前编队保持控制策略，计算目标函数的最小值，从而得到下次编队保持控制中的推力标定系数；

S4、根据下次编队保持控制中的推力标定系数以及编队保持控制策略，生成下次编队保持实际控制量，完成下次编队保持控制；

S5、重复S1～S4，实现推力器的长期在轨自主标定。

所述的S1中，具体为：完成当前第k次的编队控制之后，经过时间t₁利用相对导航计算出该次编队保持控后偏差Δl_k，其为理论控制量与实际控制量之差；其中k≥1，且t₁是指卫星绕地球运行1圈～2圈的时间。

所述的S2中，具体为：根据相对导航计算的该次编队保持控后偏差Δl_k，经过时间t₂完成对相对半长轴Δa_k的计算，即Δl_k＝-1.5nt₂Δa_k；其中，n为平均轨道角速度，t₂是指卫星绕地球运行7圈～8圈的时间。

所述的S3中，编队保持控制策略中的实际控制量包括推力标定系数以及编队保持控制策略计算的理论速度增量。

所述的S3中，具体为：根据相对半长轴Δa_k，当前第k次编队控制中的正负推力标定系数c_正k、c_负k，以及当前第k次编队控制中脉冲所施加的正负理论速度增量Δv_正k、Δv_负k，计算目标函数f，并依据目标函数f最小原则迭代计算下次第k+1次编队控制中的正负推力标定系数c_正k+1、c_负k+1，即：

c_正k+1＝c_正k(1-n(1-b)Δa_k/2/Δv_正k)；

c_负k+1＝c_负k(1+nbΔa_k/2/Δv_负k)；

f＝0.5nc_正k+1Δv_正k+0.5nc_负k+1Δv_负k；

利用牛顿自主迭代方法优化推力器标定系数b，使得目标函数f能够计算得到最小值，并计算得到对应的下次第k+1次编队控制中的正负推力标定系数c_正k+1、c_负k+1。该步骤中考虑了多脉冲控制的特点，通过采用推力器标定系数自主迭代优化的方法，同时实现对多方向推力器进行标定。

所述的S3中，当前第k次编队控制中正向理论速度增量Δv_正k是指当前第k次编队控制中根据控制策略计算的正向理论速度；当前第k次编队控制中负向理论速度增量Δv_负k是指当前第k次编队控制中根据控制策略计算的负向理论速度。

所述的S3中，在进行首次编队控制时，即k＝1时，比例系数b的初始值为0.5，Δa_k的初始值为0，c_正k、c_负k的初始值为1，Δv_正k、Δv_负k的初始值为按照编队保持策略计算的理论值。

所述的S4中，具体为：根据下次第k+1次编队控制中的正负推力标定系数c_正k+1、c_负k+1，以及编队保持控制策略生成下次第k+1编队保持控制实际控制量，完成下次第k+1编队保持控制。

如图2所示，每次进行编队保持控制时，具体流程为：

第一步，由轨道信息测量敏感器，如GNSS(Global Navigation Satellite System，全球导航卫星系统)接收机完成相对信息测量，包括以主卫星为基准的相对位置、相对速度；

第二步，由相对导航模块根据GNSS接收机提供的相对信息，完成该次编队保持控后偏差；

第三步，由编队保持策略依据标称编队构形(目标值)与相对导航模块计算结果生成理论正负方向速度增量Δv_正k、Δv_负k，然后利用本发明提出的在轨自主标定方法计算出下次推力器标定系数结合理论正负方向速度增量，生成实际控制速度增量；

第四步，推力器工作完成编队保持控制。

现有技术中编队保持控制流程中第三步没有推力器自主标定环节，推力器标定由地面人工完成，每次只能标定一个方向；而本发明能够实现卫星自主完成，不需要人工介入，并且一次能同时标定多个方向。

与现有技术相比，本发明提供的编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法，具有以下优点和有益效果：

1、能够实现复杂任务条件下同时对多方向推力器进行标定，显著提高标定效率，减少燃料消耗；而目前现有的推力器标定方法仅能完成单方向推力器标定，多方向需要通过多次标定，标定效率低，增加不必要的燃料消耗，同时标定精度有限。

2、提高卫星自主化运行能力和水平，由于卫星自主化运行是未来发展的趋势，而目前传统的卫星运行需要依赖地面系统控制方式，需要大量的人力物力，运营成本高，处理故障和突发事件的能力差，不能胜任复杂的控制任务等；但是本发明方法能够实现在轨自主运行，是卫星在轨自主编队的支撑技术与前提条件。

3、控制公式计算简单，意义明确，能够实现对多组、多方向推力器在轨自主的标定，不受控制策略、脉冲数的影响，计算量小且符合工程应用实际，具有可实现、有效和普遍性的特点。

4、标定精度高，利用优化算法进行最优估计，使得推力器标定精度优于传统卫星标定精度。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。