一种MEO星座相位控制方法与流程

本发明属于在轨航天器测控管理领域，具体指一种meo星座相位控制方法，适用于meo星座相位控制策略工作。

背景技术：

中地球轨道(mediumearthorbit，meo)主要是指距离地球表面2000至20000公里的地球轨道。在北斗全球导航星座中，meo星座是提供全球导航服务的重点。整个北斗导航服务稳定性和连续性对北斗meo星座相位保持精度、控制频率提出了更高的要求，相位保持频次要求优于1次/3年。

传统的meo星座相位保持控制，根据星座构型保持情况，结合卫星当前轨道，根据双星轨道半长轴的差值确定控制策略，并利用控制策略进行轨道预报，检验控制策略的正确性。这种方法受到于当前轨道、瞬平轨道转换及轨道预报等精度影响。对于北斗meo星座，相位保持周期长，难以保证长期轨道预报的精准度。

技术实现要素：

本发明的目的提供一种meo星座相位控制方法，针对北斗meo星座卫星相位保持精度要求高、控制周期长的要求，提出了一种基于历史相位的meo星座相位控制策略，通过历史相位数据演化规律确定相位控制策略。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方法：

一种meo星座相位控制方法，包括如下步骤：

步骤一：输入需控制卫星与基准星历史相位差数据，确定相位差

将需控制卫星与基准星的历史相位差作为输入条件，包括时间ti及其对应的相位差δu(ti)，单位为度，其中i＝1,2,3,…,n；

步骤二：建立并确定需控制卫星与基准星相位差的关系

需控制卫星与基准星相位差演化线性化方程为：

δu(tn)＝k(tn-t1)+b

其中k的单位为度/天，b的单位为度；

利用步骤一中的输入量，采用最小二乘的方法确定步骤二相位差演化线性化方程中的k的值；

步骤三：确定需控制卫星与基准星半长轴偏差

确定需控制卫星与基准星轨道角速度差δn

δn＝kπ/(180×86400)

其中δn单位为弧度/秒；

确定需控制卫星与基准星轨道半长轴偏差δa

其中μ为引力常数，值为3.986004356×10¹⁴，单位为m³/s²；a0为meo星座标称轨道半长轴，单位为米；n0为meo星座标称轨道角速度，单位为弧度/秒；

步骤四：确定需控制卫星半长轴控制量

定义：绝对控制误差为σ，单位为米；相位保持要求±ε，单位为度；最小相位保持周期tmin，单位为天；双星标称相位差为δus，单位为度；控制时双星相位差为δu，单位为度；需控制卫星半长轴控制量δaaim确定方法如下：

(1)确定需控制卫星与基准星角速度偏差最大量δnmax

δnmax＝(ε+|δu-δus|)π/(180×86400×tmin)

其中δnmax单位为弧度/秒；

(2)确定需控制卫星与基准星半长轴最大偏差δamax

若控前需控制卫星与基准星半长轴偏差为负，需控制卫星控前处于相位保持环的右边，半长轴控制量选择区间为

δaaim∈(-δa+σ,-δa+δamax-σ)

可在此区间内，根据控制选取半长轴控制量。

若控前需控制卫星与基准星半长轴偏差为正，需控制卫星控前处于相位保持环的左边，半长轴控制量选择区间为

δaaim∈(-δa-δamax+σ,-δa-σ)可在此区间内，根据控制选取半长轴控制量。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明利用meo星座历史相位信息，建立相位演化模型，提出了一种基于历史相位的meo星座相位控制策略，通过历史相位数据演化规律确定相位控制策略，该方法避免了初始轨道及预报带来的误差。

具体实施方式

下面将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。

实施例：步骤一：输入需控制卫星与基准星历史相位差数据，确定相位差演化规律

假设需控制卫星为meo-1，基准星为meo-2，meo-1相对与meo-2的相位差对应时间ti及相位差δu(ti)见下表。

步骤二：建立需控制卫星与基准星相位差演化线性化方程

根据技术方案中步骤二建立的相位差演化线性化方程，根据步骤一中的输入量确定得到k＝0.0023度/天。

步骤三：确定需控制卫星与基准星半长轴偏差

确定需控制卫星与基准星轨道角速度差δn

δn＝kπ/(180×86400)＝4.64613×10^-10弧度/秒

确定需控制卫星与基准星轨道半长轴偏差δa

取a0＝27906000米，n0＝0.00013543238弧度/秒，则

米

步骤四：确定需控制卫星半长轴控制量

取绝对控制误差为σ＝10米，相位保持要求ε＝5度，最小相位保持周期tmin＝1100天，双星标称相位差为δus＝45度；控制时双星相位差为δu＝49.7度。需控制卫星半长轴控制量δaaim确定步骤如下：

(1)确定需控制卫星与基准星角速度偏差最大量δnmax

δnmax＝(ε+|δu-δus|)π/(180×86400×tmin)＝1.78132×10^-9弧度/秒；

(2)确定需控制卫星与基准星半长轴最大偏差δamax

米

根据步骤三得出meo-1星与meo-2星半长轴偏差为负，meo-1星控前处于相位保持环的右边，根据技术方案中步骤四第三步中的分支二得出半长轴控制量选择区间为：

δaaim∈(-δa+σ,-δa+δamax-σ)＝(73.8,298.5)(米)

可在此区间内，根据控制实际情况选取半长轴控制量。

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。

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