[发明专利]一种基于燃料消耗优化的卫星编队构形控制方法

权利要求书

1.一种基于燃料消耗优化的卫星编队构形控制方法，其特征在于包括如下步骤：

①计算编队构形的控制输入量即目标构形与当前构形的相对轨道根数差值；

②根据控制输入量，判断是否进行轨道平面外控制，如果需要进行控制，首先进行轨道平面外第一次冲量控制，并且计算轨道平面外控制对平面内根数的主要耦合影响，重复步骤①修正控制输入量；

所述进行轨道平面外第一次冲量控制按照以下公式进行：

Δv=naΔiX2+ΔiY2]]>

其中△v表示轨道面法向的速度增量；△i_X和△i_Y表示轨道平面外相对轨道根数；n表示平均轨道角速度；a表示卫星轨道半长轴；

在纬度幅角或者时刻轨控喷气，选择u₁时喷气为轨道面正法向喷气，在u₂时喷气为轨道面负法向喷气；

所述计算轨道平面外控制对平面内根数的主要耦合影响，即根据第一脉冲控制量计算平面内参数的修正量：

d△e_x=esinωcoti△i_y

d△e_y=-ecosωcoti△i_y

d△u=-coti△i_y

其中△e_x、△e_y和△u表示轨道平面内的相对轨道根数；△i_X和△i_Y表示轨道平面内相对轨道根数；e表示卫星轨道偏心率；ω表示卫星轨道近地点幅角；d()表示该相对轨道根数的变化量；

在轨道平面内控制时加入第一次脉冲控制的修正量：

△e_x′=△e_x+d△e_x

△e_Y′=△e_Y+d△e_Y

△u′=△u+d△u

③根据实际需求，确定漂移圈数k值，根据下式计算第二、三、四次冲量控制速度增量，对平面内轨道根数进行联合调整控制；

Δν2=na4ΔeX2+ΔeY2-na8kΔeX2+ΔeY2+n4Δa-(n24πkΔat-n8kΔa)-na6πk(Δu+dΔu)Δν3=-na4ΔeX2+ΔeY2+n4ΔaΔν4=na8kΔeX2+ΔeY2+(n24πkΔat-n8kΔa)+na6πk(Δu+dΔu)]]>

其中△v_i表示第i次控制的速度增量；△a表示两卫星相对半长轴；t表示最后一次喷气控制时刻相对第二次喷气控制时刻的时间差，第二次喷气是在纬度幅角为第三次喷气是在纬度幅角为同样，第四次喷气是在纬度幅角为k表示漂移圈数。