本發(fā)明涉及航空航天領(lǐng)域，尤其涉及一種基于星間測距信息的衛(wèi)星編隊基線控制方法。

背景技術(shù)：

1、衛(wèi)星編隊技術(shù)在地球遙感、空間科學探測及空間操作等多個重要領(lǐng)域具有極為關(guān)鍵的應用價值。在任務(wù)執(zhí)行階段，衛(wèi)星編隊為契合不同任務(wù)的具體要求，需穩(wěn)定維持既定構(gòu)型或者靈活實現(xiàn)構(gòu)型轉(zhuǎn)換，這就使得衛(wèi)星編隊的精確控制成為該領(lǐng)域的核心研究課題。

2、目前，針對近地軌道衛(wèi)星，全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)（gnss）能夠為其提供高精度的軌道確定服務(wù)。基于此，在近地軌道衛(wèi)星編隊控制過程中，可充分利用?gnss?提供的導航信息，實現(xiàn)對衛(wèi)星編隊的有效控制。相關(guān)研究成果頗豐，例如，在《基于?sic?mems?陣列的高精度微納衛(wèi)星編隊保持》一文中，深入研究了借助瞬時脈沖控制策略來達成高精度微納衛(wèi)星編隊保持的技術(shù)方案；而《衛(wèi)星編隊脈沖機動維持控制與策略》則聚焦于近地圓軌道衛(wèi)星編隊維持問題，對脈沖控制方案及維持控制策略展開了系統(tǒng)研究。

3、然而，當研究范疇拓展至月球軌道衛(wèi)星編隊，以及其他因所處環(huán)境無法獲取?gnss系統(tǒng)支持的衛(wèi)星編隊時，傳統(tǒng)依賴實時導航狀態(tài)信息的控制方法便難以滿足實際需求。因此，迫切需要研發(fā)一種不依賴于導航狀態(tài)信息的創(chuàng)新控制方法，以填補該領(lǐng)域的技術(shù)空白，推動衛(wèi)星編隊技術(shù)在更廣泛空間場景中的應用與發(fā)展。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明針對無gnss系統(tǒng)的衛(wèi)星編隊，提出一種基于星間測距信息的衛(wèi)星編隊基線控制方法，其特征在于，包括：

2、根據(jù)cw方程求得其解析解，建立狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣；

3、根據(jù)狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣，得到從期望初始狀態(tài)和實際初始狀態(tài)出發(fā)到達的末端位置狀態(tài)；

4、將所述末端位置狀態(tài)相減，從而得到衛(wèi)星運動初始狀態(tài)偏差與末端時刻位置偏差的關(guān)系方程；

5、將期望基線距離與實際基線距離相減得到基線距離偏差；

6、根據(jù)期望基線距離與衛(wèi)星運動初始狀態(tài)關(guān)系得到基線距離偏差與衛(wèi)星運動初始狀態(tài)偏差之間的關(guān)系方程；

7、進行n次測距，根據(jù)所述基線距離偏差與衛(wèi)星運動初始狀態(tài)偏差之間的關(guān)系方程建立六次過往時刻的測距量方程組，其中n為大于等于六的正整數(shù)；

8、根據(jù)所述測距量方程組，進行反解求得衛(wèi)星運動初始狀態(tài)偏差；

9、通過衛(wèi)星運動初始狀態(tài)偏差與末端時刻位置偏差的關(guān)系方程得到末端時刻位置偏差；以及

10、根據(jù)末端時刻位置偏差得到修正控制脈沖。

11、在本發(fā)明一實施例中，所述根據(jù)cw方程求得其解析解包括：建立如下cw方程：

12、

13、其中為主星lvlh坐標系下子星相對主星的運動的x向加速度；

14、為主星lvlh坐標系下子星相對主星的運動的y向加速度；

15、為主星lvlh坐標系下子星相對主星的運動的z向加速度；

16、為主星lvlh坐標系下子星相對主星的運動的y向速度；

17、為主星lvlh坐標系下子星相對主星的運動的x向速度；

18、n為主星運動的軌道角速度；

19、（x，y，z）為主星lvlh坐標系下子星相對主星的運動位置狀態(tài)。

20、在本發(fā)明一實施例中，所述根據(jù)cw方程求得其解析解還包括：解得解析解為：

21、

22、其中（x0，y0，z0）為子星相對主星的初始位置狀態(tài)；

23、，，，為t0時刻子星相對主星的初始速度狀態(tài)；

24、，，，為t時刻子星相對主星的速度狀態(tài)；

25、t為運動時間。

26、在本發(fā)明一實施例中，所述得到衛(wèi)星運動初始狀態(tài)偏差與末端時刻位置偏差的關(guān)系方程包括：得到末端時刻衛(wèi)星y向的偏差為：

27、

28、其中 a矩陣表示為

29、，

30、；

31、；

32、為初始狀態(tài)偏差；

33、，，為子星相對主星的初始位置狀態(tài)偏差；

34、，，為子星相對主星的初始速度狀態(tài)偏差。

35、在本發(fā)明一實施例中，根據(jù)末端時刻位置偏差得到修正控制脈沖包括：

36、解得末端時刻衛(wèi)星y向的偏差與修正控制脈沖的關(guān)系方程為：

37、

38、式中，；

39、；

40、求解得到修正控制脈沖：；

41、其中為修正時刻所需的修正控制脈沖；

42、，，分別為在x，y，z方向上的分量。

43、在本發(fā)明一實施例中，所述修正控制脈沖為相對運動坐標系中y方向距離的控制，其表達式為：

44、。

45、在本發(fā)明一實施例中，所述得到基線距離偏差與衛(wèi)星運動初始狀態(tài)偏差之間的關(guān)系方程包括：

46、得到基線距離偏差表達式；

47、提供期望基線距離與初始狀態(tài)衛(wèi)星運動初始狀態(tài)關(guān)系式；；

48、通過對期望基線距離表達式求全微分得到基線距離偏差與衛(wèi)星運動初始狀態(tài)偏差之間的關(guān)系方程；

49、其中表示從星相對于主星的期望基線距離；

50、表示從星相對于主星的實際基線距離。

51、在本發(fā)明一實施例中，所述建立六次過往時刻的測距量方程組包括：得到測距量方程組：

52、

53、其中為初始狀態(tài)偏差；

54、，，，為t0時刻子星相對主星的初始速度狀態(tài)；

55、（x0，y0，z0）為子星相對主星的初始位置狀態(tài)；

56、l1，l2，l3，l4，l5，l6為六次過往時刻測距中子星相對主星的基線距離

57、δl1，δl2，δl3，δl4，δl5，δl6為六次過往時刻測距中基線距離偏差。

58、本發(fā)明基于無gnss系統(tǒng)的月球軌道衛(wèi)星編隊，利用星間測距量數(shù)據(jù)獲取方便且星間低增益鏈路測距精度較高的特性，提出了一種依靠星間測距信息的基線控制方法，能夠?qū)崿F(xiàn)精確的基線控制。具有如下有益效果：

59、（1）該方法擺脫了對精確實時導航信息的依賴，極大地降低了工程實施難度與成本，在實際工程應用中具有極高的實用價值與推廣潛力。

60、（2）相較于傳統(tǒng)的導航數(shù)據(jù)獲取方式，測距數(shù)據(jù)獲取過程更為簡便快捷。同時，在星間低增益鏈路展現(xiàn)出卓越的測距性能，測距精度穩(wěn)定達到1m，為實現(xiàn)高精度的基線控制提供了堅實可靠的數(shù)據(jù)基礎(chǔ)。

技術(shù)特征：

1.一種基于星間測距信息的衛(wèi)星編隊基線控制方法，其特征在于，包括：

2.如權(quán)利要求1所述的衛(wèi)星編隊基線控制方法，其特征在于，所述根據(jù)cw方程求得其解析解包括：建立如下cw方程：

3.如權(quán)利要求2所述的衛(wèi)星編隊基線控制方法，其特征在于，所述根據(jù)cw方程求得其解析解還包括：解得解析解為：

4.如權(quán)利要求1所述的衛(wèi)星編隊基線控制方法，其特征在于，所述得到衛(wèi)星運動初始狀態(tài)偏差與末端時刻位置偏差的關(guān)系方程包括：得到末端時刻衛(wèi)星y向的偏差為：

5.如權(quán)利要求1所述的衛(wèi)星編隊基線控制方法，其特征在于，根據(jù)末端時刻位置偏差得到修正控制脈沖包括：

6.如權(quán)利要求5所述的衛(wèi)星編隊基線控制方法，其特征在于，所述修正控制脈沖為相對運動坐標系中y方向距離的控制，其表達式為：

7.如權(quán)利要求1所述的衛(wèi)星編隊基線控制方法，其特征在于，所述得到基線距離偏差與衛(wèi)星運動初始狀態(tài)偏差之間的關(guān)系方程包括：

8.如權(quán)利要求1所述的衛(wèi)星編隊基線控制方法，其特征在于，所述建立六次過往時刻的測距量方程組包括：得到測距量方程組：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明提供了一種基于星間測距信息的衛(wèi)星編隊基線控制方法，針對無GNSS系統(tǒng)的衛(wèi)星編隊，能不依賴實時導航信息、依靠星間測距信息實現(xiàn)基線的精確控制。該基線控制方法主要分為狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣的建立、測距量方程的建立和修正控制脈沖解算三個部分。相比于導航數(shù)據(jù)獲取，測距數(shù)據(jù)獲取較為方便，且星間的低增益鏈路測距精度達到1m。該方法能不依賴實時導航信息、充分利用星間測距信息實現(xiàn)基線的精確控制。

技術(shù)研發(fā)人員：張永合,王亞敏,張曉峰,余會昌,強祺昌,張文秀,曹焱
受保護的技術(shù)使用者：中國科學院微小衛(wèi)星創(chuàng)新研究院
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/4/28