一种考虑长周期项的低轨星座系统高精度相位保持方法与流程

技术特征：
1.一种考虑长周期项的低轨星座系统高精度相位保持方法，其特征在于，该方法包括：s1、确定卫星参考平相位角随时间的变化关系；s2、每隔固定时长采样一次卫星的位置和速度，将其转化为实际平相位角，并计算相应时刻的平相位角长周期项；s3、将所述实际平相位角与相应时刻的参考平相位角作差，计算平相位角偏差，并用所述平相位角长周期项做修正，获取平相位角偏差系数；s4、预报下一采样时刻平相位角偏差，若超出第二阈值，计算所述平相位角偏差超出第二阈值时刻；s5、根据所述超出第二阈值时刻与所述平相位角偏差系数确定相位保持轨道机动半长轴改变量初始解；s6、根据本相位保持周期平相位角偏差系数预测下一相位保持周期平相位角偏差，并用长周期项做修正，确定相位保持轨道机动半长轴改变量修正解；s7、在平相位角偏差值达到第二阈值时刻施加速度增量，将轨道机动结束时刻作为下一控制周期的初始时刻，并重复步骤s2至s7，直到完成卫星整个相位保持任务周期的相位保持。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第二阈值为平相位角偏差区间右端点的值，平相位角偏差区间左端点的值为第一阈值。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤s1包括：根据地球中心引力场、地球非球形摄动和日月三体引力摄动确定参考平相位角随时间的变化率；根据卫星在卫星相位保持任务周期的初始时刻的参考平相位角和所述参考平相位角随时间的变化率，确定卫星在某一时刻的参考平相位角。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤s2包括：将平均轨道要素代入由地球非球形、大气阻力、日月三体引力以及太阳光压摄动导致的长周期项公式，获得所述平相位角长周期项。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤s3包括：用所述平相位角长周期项做修正，获取平相位角偏差修正值，根据平相位角偏差修正值随时间的变化趋势拟合计算平相位角偏差系数。6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述平相位角偏差系数为平相位角偏差修正值随时间变化的二次多项式系数，包括，初始时刻的平相位角偏差、初始时刻的半长轴偏差导致平相位角漂移一阶项、半长轴随时间线性变化导致平相位角漂移二阶项。7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤s4还包括：若平相位角偏差预报值未超出第二阈值则重新进行步骤s2至s3更新平相位角偏差系数，直至该时刻的平相位角偏差超出第二阈值；若平相位角偏差预报值超出第二阈值，引进不足一个采样周期的自由漂移时长计算所述平相位角偏差超出第二阈值时刻。8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤s5包括：根据所述平相位角偏差系数，计算初始时刻实际半长轴与参考半长轴的偏差和初始时刻到所述平相位角偏差超出第二阈值时刻卫星的轨道半长轴随时间的一阶线性变化率，从
而确定所述平相位角偏差超出第二阈值时刻的实际半长轴与参考半长轴的偏差；根据平相位角偏差区间以及平相位角漂移二阶项，估算下一相位保持两次轨道高度抬升之间的时长；根据两次轨道高度抬升之间的半长轴漂移量以及平相位角偏差超出第二阈值时刻的实际半长轴与参考半长轴的偏差，确定轨道机动的半长轴改变量初始解。9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤s6包括：预报下一相位保持周期日月及卫星轨道要素，计算对应的相位角偏差长周期项，获得所述下一相位保持周期平相位角偏差，确定使所述下一相位保持周期平相位角偏差最小值恰好达到第一阈值的相位保持轨道机动半长轴改变量修正解。10.根据权利要求1-9所述的方法，其特征在于，不同相位保持周期中日月及卫星轨道要素不同，由地球非球形、大气阻力、日月三体引力、太阳光压摄动导致的平相位角长周期项也不同。

技术总结
本发明公开一种考虑长周期项的低轨星座系统高精度相位保持方法，包括：确定卫星参考平相位角随时间的变化关系；每隔固定时长采样一次卫星的位置和速度，转化为实际平相位角，计算此时平相位角长周期项；计算平相位角偏差，用长周期项做修正，获取平相位角偏差系数；预报下一时刻平相位角偏差，确定平相位角偏差超出阈值时刻；确定相位保持轨道机动半长轴改变量初始解；预测下一相位保持周期平相位角偏差，用长周期项做修正，确定相位保持轨道机动半长轴改变量修正解；在平相位角偏差达到第二阈值时施加速度增量重复以上步骤到完成相位保持。实现在包含地球非球形、大气阻力、日月三体引力、太阳光压的摄动环境中低轨星座系统的高精度相位保持。高精度相位保持。高精度相位保持。


技术研发人员：刘奇 赵书阁 李小玉 张楠 张弫
受保护的技术使用者：航天科工空间工程发展有限公司
技术研发日：2022.07.04
技术公布日：2022/11/15