專利名稱：衛(wèi)星飛行參數(shù)在線修正方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種衛(wèi)星飛行參數(shù)在線修正的方法，更具體的說，涉及一種衛(wèi)星軌道參數(shù)在線修正方法和一種衛(wèi)星姿態(tài)參數(shù)在線修正方法。
背景技術(shù)：
隨著空間實(shí)驗(yàn)、星球探測(cè)等空間活動(dòng)的進(jìn)一步發(fā)展，針對(duì)衛(wèi)星等空間目標(biāo)的遙操作技術(shù)提出了更高的要求，其中預(yù)測(cè)誤差直接影響遙操作的安全性、準(zhǔn)確性和高效性等操作品質(zhì)，因此引入誤差修正環(huán)節(jié)，提高預(yù)測(cè)精度，增強(qiáng)系統(tǒng)的魯棒性。
由于在衛(wèi)星的遙操作中存在著通信不確定大時(shí)延(2~10秒)和有限帶寬的限制，導(dǎo)致遙操作系統(tǒng)無法及時(shí)獲得充分的衛(wèi)星實(shí)測(cè)信息，造成信息滯后、錯(cuò)配和稀疏等問題，嚴(yán)重地影響了誤差的監(jiān)視與修正。傳統(tǒng)的遞推最小二乘在線修正方法無法直接應(yīng)用于衛(wèi)星的遙操作系統(tǒng)中進(jìn)行有效的在線修正，因此只能對(duì)衛(wèi)星的飛行參數(shù)誤差進(jìn)行離線的修正。此外，還有的文獻(xiàn)[1~4]報(bào)道采用“?！摹摺钡哪Ｊ綄?duì)對(duì)象模型仿真的靜態(tài)累積誤差進(jìn)行校正，而模型誤差無法得到修正，并且導(dǎo)致操作的連續(xù)性差，降低了系統(tǒng)效率，極大地限制了遙操作在衛(wèi)星控制領(lǐng)域的實(shí)際在線應(yīng)用。

發(fā)明內(nèi)容
為了解決上述傳統(tǒng)問題，因此本發(fā)明的一個(gè)目的就是提出了一種衛(wèi)星軌道參數(shù)在線修正方法和一種衛(wèi)星姿態(tài)參數(shù)在線修正方法。
在本發(fā)明的一方面中，衛(wèi)星軌道參數(shù)在線修正方法包括步驟(A)判斷是否為本次過頂?shù)氖着鷶?shù)據(jù)，若不是本次過頂?shù)氖着鷶?shù)據(jù)，則執(zhí)行下列步驟；(B)提取主要軌道實(shí)測(cè)信息堆棧中的最后三個(gè)信息點(diǎn)P1、P2、P3；(C)根據(jù)信息點(diǎn)P1、P2、P3的時(shí)間標(biāo)簽查尋對(duì)應(yīng)的仿真信息點(diǎn)Q1、Q2、Q3；(D)計(jì)算e＝；(E)判斷e＜ErrorLimit，若在判斷出e不小于ErrorLimit，則執(zhí)行下列步驟；(F)將P3作為計(jì)算初值；(G)將計(jì)算初值代入衛(wèi)星軌道計(jì)算模型，加速計(jì)算至當(dāng)前飛行時(shí)刻并更新當(dāng)前的飛行狀態(tài)；以及(H)判斷是否繼續(xù)初值重裝操作，若繼續(xù)則重復(fù)上述步驟。
根據(jù)這個(gè)方面，在步驟(A)中，若判斷出是本次過頂?shù)氖着鷶?shù)據(jù)，則執(zhí)行步驟(A1)將該點(diǎn)信息作為計(jì)算初值，并轉(zhuǎn)到執(zhí)行步驟(G)。
根據(jù)這個(gè)方面，在步驟(E)中，若判斷出e小于ErrorLimit，則轉(zhuǎn)到執(zhí)行步驟(H)。
根據(jù)這個(gè)方面，進(jìn)一步包括步驟判斷是否有新下行的主星軌道信息，若有則執(zhí)行上述步驟(A)。
在本發(fā)明的一方面中，衛(wèi)星姿態(tài)參數(shù)在線修正方法包括衛(wèi)星姿態(tài)初值重裝處理，該衛(wèi)星姿態(tài)初值重裝處理包括步驟(a)判斷是否為本次過頂?shù)氖着鷶?shù)據(jù)，若不是本次過頂?shù)氖着鷶?shù)據(jù)，則執(zhí)行下列步驟；(b)提取主星姿態(tài)實(shí)測(cè)信息堆棧中的最后三個(gè)信息點(diǎn)P1、P2、P3；(c)根據(jù)信息點(diǎn)P1、P2、P3的時(shí)間標(biāo)簽查尋對(duì)應(yīng)的仿真信息點(diǎn)Q1、Q2、Q3；(d)計(jì)算e＝；(e)判斷e＜ErrorLimit，若判斷出e不小于ErrorLimit，則執(zhí)行下列步驟；(f)將P3作為計(jì)算初值；(g)將計(jì)算初值代入主星姿態(tài)計(jì)算模型，加速計(jì)算至當(dāng)前飛行時(shí)刻并更新當(dāng)前的飛行狀態(tài)；以及(h)判斷是否繼續(xù)初值重裝操作，若繼續(xù)則重復(fù)上述步驟。
根據(jù)這個(gè)方面，在步驟(a)中，若判斷出是本次過頂?shù)氖着鷶?shù)據(jù)，則執(zhí)行步驟(a1)將該點(diǎn)信息作為計(jì)算初值，并轉(zhuǎn)到執(zhí)行步驟(g)。
根據(jù)這個(gè)方面，在步驟(e)中，若判斷出e小于ErrorLimit，則轉(zhuǎn)到執(zhí)行步驟(h)。
根據(jù)這個(gè)方面，進(jìn)一步包括步驟判斷是否有新下行的主星姿態(tài)信息，若有則執(zhí)行上述步驟(a)。
進(jìn)一步，根據(jù)這個(gè)方面，衛(wèi)星姿態(tài)參數(shù)在線修正方法包括衛(wèi)星姿態(tài)預(yù)測(cè)模型在線修正處理，該衛(wèi)星姿態(tài)預(yù)測(cè)模型在線修正處理包括步驟第1步建立計(jì)算模型VR′x‾‾(t)=F‾(px1‾‾,px2‾‾,Λ,pxn‾‾,x1‾,x2‾,Λ,xn‾,u1,u2,Λ,um),]]>并令pxi‾‾=pxi‾]]>(i＝1，2，Λ，n)(注VR的計(jì)算不受VR′的影響)；第2步在當(dāng)前時(shí)刻t，獲得時(shí)延的實(shí)測(cè)信息集I(0，t-d)，并提取出x(tn-1)和x(tn)(其中tn＝t-d)；第3步將x(tn-1)作為VR′初值，進(jìn)行加速計(jì)算，得到 及 第4步計(jì)算誤差e(tn)=(x(tn)-x‾‾(tn))2;]]>第5步判斷e(tn)≤Emax？若是，則不進(jìn)行修正，直接轉(zhuǎn)到第8步；否則，進(jìn)行修正，執(zhí)行下一步；第6步提取 利用遞推最小二乘算法對(duì)VR′的參數(shù) 進(jìn)行修正；第7步令t＝t+1，返回第2步；第8步利用修正好的參數(shù) 及實(shí)測(cè)信息x(tn)進(jìn)行加速計(jì)算至當(dāng)前飛行時(shí)刻T，并將VR′的參數(shù)和狀態(tài)信息一并付給VR；第9步VR按照修正后的精確模型和狀態(tài)初值進(jìn)行下一步的預(yù)測(cè)仿真演化計(jì)算，從而完成大時(shí)延條件下的模型參數(shù)誤差在線修正。


結(jié)合隨后的附圖，從下面的詳細(xì)說明中可顯而易見的得出本發(fā)明的上述及其他目的、特征及優(yōu)點(diǎn)。在附圖中圖1給出了空間飛行機(jī)器應(yīng)用實(shí)例；圖2給出了衛(wèi)星飛行參數(shù)在線修正原理圖；圖3給出了衛(wèi)星軌道參數(shù)在線修正處理的流程圖；圖4給出了衛(wèi)星姿態(tài)初值重裝處理的流程圖；圖5給出了衛(wèi)星姿態(tài)預(yù)測(cè)模型在線修正處理的流程圖；以及圖6給出了在不同控制指令情況下的修正姿態(tài)模型。
具體實(shí)施例方式
在下文中，參考附圖對(duì)本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)的說明。在附圖中，相同的附圖標(biāo)記表示相同或者相似的部分，即使它們是在不同附圖中進(jìn)行描述的。在下面描述中，當(dāng)形成本發(fā)明的主題而不會(huì)造成不清楚時(shí)，省略對(duì)這里所采用的已知功能和步驟進(jìn)行詳細(xì)說明。
本發(fā)明提出了一種基于“郵件準(zhǔn)則”的模型參數(shù)在線修正方法，該方法借用了郵件原理，將信息作為信件，以響應(yīng)時(shí)間為郵戳，經(jīng)過郵遞后，按郵戳?xí)r間將實(shí)測(cè)信息、仿真信息以及控制量正確匹配，然后采用數(shù)據(jù)平滑和超時(shí)計(jì)算等策略，克服信息滯后、錯(cuò)配和稀疏等問題，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星姿/軌飛行參數(shù)在線修正，最終使得衛(wèi)星飛行參數(shù)實(shí)時(shí)預(yù)測(cè)模塊的仿真信息以一定的預(yù)測(cè)精度逼近真實(shí)衛(wèi)星飛行參數(shù)。
下面以空間飛行機(jī)器人為應(yīng)用實(shí)例闡述本發(fā)明的應(yīng)用步驟?？臻g飛行機(jī)器人由飛行平臺(tái)(即衛(wèi)星)和機(jī)械臂構(gòu)成如圖1所示。其中衛(wèi)星的質(zhì)量、幾何尺寸(長(zhǎng)、寬、高)、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量(Ix，Iy，Iz)、入軌初始位姿參數(shù)、機(jī)械臂幾何參數(shù)，以及地球等參數(shù)寫成文件表，如下Parameter_Table.txt80 //衛(wèi)星質(zhì)量kg1.1 //衛(wèi)星長(zhǎng)m1.2 //衛(wèi)星寬m1.1 //衛(wèi)星高m80 //Ix100 //Iy110 //Iz……//機(jī)械臂參數(shù)3.986005e14 //地球引力常數(shù)
3.352819e-3 //地球扁率二階帶諧項(xiàng)6.37814e6//地球赤道半徑7.2722e-5//地球自轉(zhuǎn)角速度-1.0097 //零時(shí)刻子午線赤經(jīng)20081201；11:35:00.000 //入軌時(shí)刻7148860 //入軌點(diǎn)的地心距114.07 //入軌點(diǎn)的經(jīng)度22.60//入軌點(diǎn)的緯度7466.860 //入軌點(diǎn)的速度22.640 //入軌點(diǎn)的速度傾角67.40//入軌點(diǎn)的速度方位角0.0010445//衛(wèi)星軌道的角速度-3.670e6，-5.486e6，2.747e6 //衛(wèi)星的初始位置(在地心赤道慣性坐標(biāo)系OCS中)2.812e3，1.732e3，6.815e3//衛(wèi)星的初始速度(在地心赤道慣性坐標(biāo)系OCS中)0，0，0 //入軌時(shí)刻衛(wèi)星本體的姿態(tài)角(衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系CCS)0，0，0 //入軌時(shí)刻衛(wèi)星主慣性軸的角速度(衛(wèi)星本體坐標(biāo)系BCS中)6015.6 //軌道周期由于沒有真實(shí)的空間飛行機(jī)器人的下行實(shí)測(cè)信息，因此我們建立了空間飛行機(jī)器人在軌模擬系統(tǒng)和空間飛行機(jī)器人地面仿真系統(tǒng)。其中空間飛行機(jī)器人在軌模擬系統(tǒng)用來模擬天上衛(wèi)星的狀態(tài)，并將產(chǎn)生的狀態(tài)信息當(dāng)作真實(shí)的實(shí)測(cè)信息下行給空間飛行機(jī)器人地面仿真系統(tǒng)，構(gòu)成信息閉環(huán)系統(tǒng)，可以通過人為改變空間飛行機(jī)器人在軌模擬系統(tǒng)的參數(shù)，使兩個(gè)系統(tǒng)發(fā)生失配，然后監(jiān)視兩個(gè)子系統(tǒng)的信息偏差，當(dāng)偏差大于誤差限時(shí)，利用我們提出的基于“郵件準(zhǔn)則”的模型參數(shù)在線修正方法校正空間飛行機(jī)器人地面仿真系統(tǒng)，最后達(dá)到兩個(gè)子系統(tǒng)相匹配，完成衛(wèi)星飛行參數(shù)的實(shí)時(shí)在線修正。
衛(wèi)星飛行參數(shù)在線修正原理如圖2所示。圖中分為空間飛行機(jī)器人在軌模擬系統(tǒng)(上面部分)和空間飛行機(jī)器人地面仿真系統(tǒng)(下面部分)。其中上面部分為天上飛行系統(tǒng)，由于其處于深空，不易或無法用設(shè)備直接監(jiān)控，因此，我們?cè)诘孛嫔辖⒘颂焐显谲壊糠值哪Ｐ?，?gòu)成空間飛行機(jī)器人地面仿真系統(tǒng)，以計(jì)算模擬天上部分，所以通過觀測(cè)地面部分的飛行狀態(tài)便可以掌握天上的部分，這些便是實(shí)時(shí)預(yù)測(cè)專利的思想。
但是，若想讓地面上的仿真系統(tǒng)能夠逼真地模擬天上部分，就得保證預(yù)測(cè)模型的準(zhǔn)確性，也就是保證預(yù)測(cè)模型參數(shù)與天上機(jī)器人的飛行機(jī)理的參數(shù)相吻合，可是通過離線建模難以保證預(yù)測(cè)模型參數(shù)的準(zhǔn)確性，再加上干擾等因素的影響，產(chǎn)生了預(yù)測(cè)誤差，影響了仿真的置信度。針對(duì)該問題，我們提出了模型參數(shù)的在線修正方法用于該專利實(shí)例中。本方法與已有方法的不同之處是模型在線修正要利用下行的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)(由空間飛行機(jī)器人在軌模擬系統(tǒng)提供)，已有方法的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)是沒有時(shí)延的并且數(shù)據(jù)采樣時(shí)等間隔的，然而在遙操作系統(tǒng)中，這些數(shù)據(jù)是有不確定大時(shí)延的，并且數(shù)據(jù)間的采樣間隔也是不確定變化的，所以本方法采用了時(shí)標(biāo)對(duì)準(zhǔn)、數(shù)據(jù)平滑、加速計(jì)算等策略克服了這些問題。其中真實(shí)對(duì)象G為Y(tn)＝f[Y(tn-1)，U(tn-1)，A(tn-1)]…………………….(1)模型G為Y(tn)＝f[Y(tn-1)，U(tn-1)，A(tn-1)]……………………….(2)傳輸模型為y(tn)＝Y(jié)(tn-τ(tn))·δ(tn-k·H)……………………(3)其中A和A分別為真實(shí)對(duì)象和模型的參數(shù)，τ(tn)為通信不確定大時(shí)延(未知)，h＝tn-tn-1為模型G的計(jì)算步長(zhǎng)，H為實(shí)測(cè)信息的采樣步長(zhǎng)，δ(tn-k·H)是以H為采樣周期的采樣函數(shù)，L為在線遞推修正的迭代計(jì)算步長(zhǎng)，tn為當(dāng)前時(shí)刻。定義M＝h/H為仿真信息與實(shí)測(cè)信息的相對(duì)密度，反映了實(shí)測(cè)信息的充分性。
遙操作中的通信不確定大時(shí)延和有限帶寬對(duì)模型在線修正造成了傳統(tǒng)方法難以解決的信息滯后、錯(cuò)配以及稀疏等嚴(yán)重影響。
因此，本發(fā)明在空間飛行機(jī)器人地面仿真系統(tǒng)中嵌入了基于“郵件準(zhǔn)則”的模型在線修正方法，以提高模型的準(zhǔn)確性。
衛(wèi)星飛行參數(shù)在線修正主要由兩部分組成衛(wèi)星軌道參數(shù)在線修正處理和衛(wèi)星姿態(tài)參數(shù)在線修正處理。
由于衛(wèi)星通信中存在通信大時(shí)延、信息缺損和丟失等問題，地面仿真系統(tǒng)無法準(zhǔn)確地將同一響應(yīng)時(shí)刻的衛(wèi)星參數(shù)匹配起來進(jìn)行誤差監(jiān)視或修正，因此采用響應(yīng)時(shí)間(即郵戳?xí)r間)標(biāo)注真實(shí)衛(wèi)星飛行參數(shù)和預(yù)測(cè)仿真的飛行參數(shù)，然后利用其郵戳?xí)r間便可以將實(shí)測(cè)信息與仿真飛行參數(shù)相匹配，供誤差監(jiān)視和在線修正。
首先，對(duì)衛(wèi)星軌道參數(shù)在線修正處理進(jìn)行詳細(xì)的描述。
由于衛(wèi)星的軌道模型的建模能夠滿足預(yù)測(cè)精度的要求，而預(yù)測(cè)仿真誤差主要來源于初值和隨機(jī)干擾，因此在衛(wèi)星軌道參數(shù)在線修正部分中采用“初值重裝”的方法在線修正衛(wèi)星軌道飛行參數(shù)，即保持衛(wèi)星軌道模型，當(dāng)衛(wèi)星每次過頂時(shí)或預(yù)測(cè)誤差大于誤差限時(shí)，則利用此刻接收到的軌道時(shí)延實(shí)測(cè)參數(shù)信息代入軌道模型，并加速計(jì)算至當(dāng)前仿真時(shí)刻，更新預(yù)測(cè)狀態(tài)，最后恢復(fù)正常預(yù)測(cè)速度，完成衛(wèi)星軌道參數(shù)誤差在線修正。
圖3給出了衛(wèi)星軌道參數(shù)在線修正處理的流程圖。
如圖3所示，首先判斷是否有新下行的主星軌道信息。若有，則執(zhí)行步驟(A)判斷是否為本次過頂?shù)氖着鷶?shù)據(jù)。若不是本次過頂?shù)氖着鷶?shù)據(jù)，則執(zhí)行步驟(B)提取主要軌道實(shí)測(cè)信息堆棧中的最后三個(gè)信息點(diǎn)P1、P2、P3；(C)根據(jù)信息點(diǎn)P1、P2、P3的時(shí)間標(biāo)簽查尋對(duì)應(yīng)的仿真信息點(diǎn)Q1、Q2、Q3；(D)計(jì)算e＝；以及(E)判斷e＜ErrorLimit。若在步驟(E)中判斷出e不小于ErrorLimit，則執(zhí)行步驟(F)將P3作為計(jì)算初值；以及(G)將計(jì)算初值代入衛(wèi)星軌道計(jì)算模型，加速計(jì)算至當(dāng)前飛行時(shí)刻并更新當(dāng)前的飛行狀態(tài)。此后，執(zhí)行步驟(H)判斷是否繼續(xù)初值重裝操作。若繼續(xù)則重復(fù)上述步驟，若不繼續(xù)則該處理結(jié)束。
此外，在步驟(A)中，若判斷出是本次過頂?shù)氖着鷶?shù)據(jù)，則執(zhí)行步驟(A1)將該點(diǎn)信息作為計(jì)算初值，并轉(zhuǎn)到執(zhí)行步驟(G)。
進(jìn)一步，在步驟(E)中，若判斷出e小于ErrorLimit，則轉(zhuǎn)到執(zhí)行步驟(H)。
接下來，對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)參數(shù)在線修正處理進(jìn)行描述。
衛(wèi)星姿態(tài)參數(shù)的預(yù)測(cè)誤差主要來源于隨機(jī)干擾(包括初值干擾)和姿態(tài)預(yù)測(cè)模型誤差兩方面。因此衛(wèi)星姿態(tài)參數(shù)的在線修正由初值重裝處理和預(yù)測(cè)模型在線修正處理兩部分構(gòu)成。
圖4給出了初值重裝處理的流程圖。初值重裝處理與軌道參數(shù)修正處理的方法相似。
如圖4所示，首先判斷是否有新下行的主星姿態(tài)信息(a1)。若有，則執(zhí)行步驟(a)判斷是否為本次過頂?shù)氖着鷶?shù)據(jù)。若不是本次過頂?shù)氖着鷶?shù)據(jù)，則執(zhí)行步驟(b)提取主星姿態(tài)實(shí)測(cè)信息堆棧中的最后三個(gè)信息點(diǎn)P1、P2、P3；(c)根據(jù)信息點(diǎn)P1、P2、P3的時(shí)間標(biāo)簽查尋對(duì)應(yīng)的仿真信息點(diǎn)Q1、Q2、Q3；(d)計(jì)算e＝；以及(e)判斷e＜ErrorLimit。若在步驟(e)中判斷出e不小于ErrorLimit，則執(zhí)行步驟(f)將P3作為計(jì)算初值；以及(g)將計(jì)算初值代入主星姿態(tài)計(jì)算模型，加速計(jì)算至當(dāng)前飛行時(shí)刻并更新當(dāng)前的飛行狀態(tài)。此后，執(zhí)行步驟(h)判斷是否繼續(xù)初值重裝操作。若繼續(xù)則重復(fù)上述步驟，若不繼續(xù)則該處理結(jié)束。
此外，在步驟(a)中，若判斷出是本次過頂?shù)氖着鷶?shù)據(jù)，則執(zhí)行步驟(a1)將該點(diǎn)信息作為計(jì)算初值，并轉(zhuǎn)到執(zhí)行步驟(g)。
進(jìn)一步，在步驟(e)中，若判斷出e小于ErrorLimit，則轉(zhuǎn)到執(zhí)行步驟(h)。
由于衛(wèi)星通信中存在通信大時(shí)延，因此在預(yù)測(cè)模型在線修正方法中通過利用信息點(diǎn)中響應(yīng)時(shí)間查詢方法將真實(shí)衛(wèi)星響應(yīng)信息和預(yù)測(cè)仿真信息匹配起來，監(jiān)視預(yù)測(cè)的衛(wèi)星姿態(tài)參數(shù)誤差，當(dāng)預(yù)測(cè)誤差超出誤差限時(shí)，則拷貝當(dāng)前衛(wèi)星姿態(tài)模型，并利用時(shí)延的實(shí)測(cè)信息滾動(dòng)修正衛(wèi)星姿態(tài)模型，直到誤差小于誤差限時(shí)，停止修正，并利用當(dāng)前接收到的實(shí)測(cè)信息為初值，以修正精確的模型為基礎(chǔ)加速追趕計(jì)算至當(dāng)前預(yù)測(cè)仿真時(shí)刻，最后用精確的模型參數(shù)和姿態(tài)參數(shù)替換原姿態(tài)模型中的相應(yīng)變量，完成衛(wèi)星姿態(tài)參數(shù)在線修正。
圖5給出了衛(wèi)星姿態(tài)預(yù)測(cè)模型在線修正處理的流程圖。
首先需要說明的是真實(shí)衛(wèi)星(R)x(t)＝F(px1，px2，Λ，pxn，x1，x2，Λ，xn，u1，u2，Λ，um)預(yù)測(cè)模型(VR)x‾(t)=F‾(px1‾,px2‾,Λ,pxn‾,x1‾,x2‾,Λ,xn‾,u1,u2,Λ,um)]]>其中F為真實(shí)衛(wèi)星的模型，px1，px2，Λ，pxn為其參數(shù)，x1，x2，Λ，xn為其變量；F為計(jì)算模型， 為其參數(shù)， 為其變量；u1，u2，Λ，um為控制量；通信時(shí)延為d，即在當(dāng)前時(shí)刻t只能獲得t-d時(shí)刻之前的信息I(0，t-d)；誤差e(tn)=(x(tn)-x‾‾(tn))2;]]>Emax為系統(tǒng)的誤差限；h為計(jì)算步長(zhǎng)；如圖5所示，具體的修正步驟如下第1步建立計(jì)算模型VR′x‾‾(t)=F‾(px1‾‾,px2‾‾,Λ,pxn‾‾,x1‾,x2‾,Λ,xn‾,u1,u2,Λ,um),]]>并令pxi‾‾=pxi‾]]>(i＝1，2，Λ，n)(注VR的計(jì)算不受VR′的影響)；第2步在當(dāng)前時(shí)刻t，獲得時(shí)延的實(shí)測(cè)信息集I(0，t-d)，并提取出x(tn-1)和x(tn)(其中tn＝t-d)；第3步將x(tn-1)作為VR′初值，進(jìn)行加速計(jì)算，得到 及 第4步計(jì)算誤差e(tn)=(x(tn)-x‾‾(tn))2;]]>第5步判斷e(tn)≤Emax？若是，則不進(jìn)行修正，直接轉(zhuǎn)到第8步；否則，進(jìn)行修正，執(zhí)行下一步；
第6步提取e(tn)， Λ，利用遞推最小二乘算法對(duì)VR′的參數(shù) 進(jìn)行修正；第7步令t＝t+1，返回第2步；第8步利用修正好的參數(shù) 及實(shí)測(cè)信息x(tn)進(jìn)行加速計(jì)算至當(dāng)前飛行時(shí)刻T，并將VR′的參數(shù)和狀態(tài)信息一并付給VR；第9步VR按照修正后的精確模型和狀態(tài)初值進(jìn)行下一步的預(yù)測(cè)仿真演化計(jì)算，從而完成大時(shí)延條件下的模型參數(shù)誤差在線修正。
此外，應(yīng)該注意的是由于衛(wèi)星姿態(tài)模型分為開環(huán)控制模型和閉環(huán)控制模型，因此如圖6所示，在姿態(tài)模型在線修正時(shí)，首先根據(jù)實(shí)測(cè)信息點(diǎn)中的響應(yīng)時(shí)間查詢控制指令，若控制指令為力矩指令，則該實(shí)測(cè)信息用于修正姿態(tài)開環(huán)模型；若控制指令為姿態(tài)角期望值指令，則該實(shí)測(cè)信息用于修正閉環(huán)模型。
雖然參考其某些優(yōu)選實(shí)施例而給出并描述了本發(fā)明，但是對(duì)于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來說應(yīng)該明白的是，在不脫離本發(fā)明精神和范圍的情況下可對(duì)其結(jié)構(gòu)及細(xì)節(jié)做出各種變化。因此，本發(fā)明的范圍并不局限于這些實(shí)施例，而是由隨后權(quán)利要求及其等效體來定義。
權(quán)利要求
1.一種衛(wèi)星軌道參數(shù)在線修正方法包括步驟(A)判斷是否為本次過頂?shù)氖着鷶?shù)據(jù)，若不是本次過頂?shù)氖着鷶?shù)據(jù)，則執(zhí)行下列步驟；(B)提取主要軌道實(shí)測(cè)信息堆棧中的最后三個(gè)信息點(diǎn)P1、P2、P3；(C)根據(jù)信息點(diǎn)P1、P2、P3的時(shí)間標(biāo)簽查尋對(duì)應(yīng)的仿真信息點(diǎn)Q1、Q2、Q3；(D)計(jì)算e＝；(E)判斷e＜ErrorLimit，若在判斷出e不小于ErrorLimit，則執(zhí)行下列步驟；(F)將P3作為計(jì)算初值；(G)將計(jì)算初值代入衛(wèi)星軌道計(jì)算模型，加速計(jì)算至當(dāng)前飛行時(shí)刻并更新當(dāng)前的飛行狀態(tài)；以及(H)判斷是否繼續(xù)初值重裝操作，若繼續(xù)則重復(fù)上述步驟。
2.根據(jù)權(quán)利要求1的方法，其中在步驟(A)，若判斷出是本次過頂?shù)氖着鷶?shù)據(jù)，則執(zhí)行步驟(A1)將該點(diǎn)信息作為計(jì)算初值，并轉(zhuǎn)到執(zhí)行步驟(G)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1的方法，其中在步驟(E)，若判斷出e小于ErrorLimit，則轉(zhuǎn)到執(zhí)行步驟(H)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1的方法，進(jìn)一步包括步驟判斷是否有新下行的主星軌道信息，若有則執(zhí)行上述步驟(A)。
5.一種衛(wèi)星姿態(tài)參數(shù)在線修正方法，該方法包括衛(wèi)星姿態(tài)初值重裝處理，該衛(wèi)星姿態(tài)初值重裝處理包括步驟(a)判斷是否為本次過頂?shù)氖着鷶?shù)據(jù)，若不是本次過頂?shù)氖着鷶?shù)據(jù)，則執(zhí)行下列步驟；(b)提取主星姿態(tài)實(shí)測(cè)信息堆棧中的最后三個(gè)信息點(diǎn)P1、P2、P3；(c)根據(jù)信息點(diǎn)P1、P2、P3的時(shí)間標(biāo)簽查尋對(duì)應(yīng)的仿真信息點(diǎn)Q1、Q2、Q3；(d)計(jì)算e＝；(e)判斷e＜ErrorLimit，若判斷出e不小于ErrorLimit，則執(zhí)行下列步驟；(f)將P3作為計(jì)算初值；(g)將計(jì)算初值代入主星姿態(tài)計(jì)算模型，加速計(jì)算至當(dāng)前飛行時(shí)刻并更新當(dāng)前的飛行狀態(tài)；以及(h)判斷是否繼續(xù)初值重裝操作，若繼續(xù)則重復(fù)上述步驟。
6.根據(jù)權(quán)利要求5的方法，其中在步驟(a)，若判斷出是本次過頂?shù)氖着鷶?shù)據(jù)，則執(zhí)行步驟(a1)將該點(diǎn)信息作為計(jì)算初值，并轉(zhuǎn)到執(zhí)行上述步驟(g)。
7.根據(jù)權(quán)利要求5的方法，其中在步驟(e)，若判斷出e小于ErrorLimit，則轉(zhuǎn)到執(zhí)行上述步驟(h)。
8.根據(jù)權(quán)利要求5的方法，進(jìn)一步包括步驟判斷是否有新下行的主星姿態(tài)信息，若有則執(zhí)行上述步驟(a)。
9.根據(jù)權(quán)利要求5的方法，其中進(jìn)一步包括衛(wèi)星姿態(tài)預(yù)測(cè)模型在線修正處理，該衛(wèi)星姿態(tài)預(yù)測(cè)模型在線修正處理包括步驟第1步建立計(jì)算模型VR′:x=(t)=F‾(px1‾‾,px2‾‾,Λ,pxn‾‾,x1‾,x2‾,Λ,xn‾,u1,u2,Λ,um),]]>并令pxi‾‾=pxi‾(i=1,2,Λ,n);]]>第2步在當(dāng)前時(shí)刻t，獲得時(shí)延的實(shí)測(cè)信息集I(0，t-d)，并提取出x(tn-1)和x(tn)，其中tn＝t-d；第3步將x(tn-1)作為VR′初值，進(jìn)行加速計(jì)算，得到 及 第4步計(jì)算誤差e(tn)=(x(tn)-x=(tn))2;]]>第5步判斷e(tn)≤Emax？若是，則不進(jìn)行修正，直接轉(zhuǎn)到第8步；否則，進(jìn)行修正，執(zhí)行下一步；第6步提取e(tn)， 利用遞推最小二乘算法對(duì)VR′的參數(shù) 進(jìn)行修正；第7步令t＝t+1，返回第2步；第8步利用修正好的參數(shù) 及實(shí)測(cè)信息x(tn)進(jìn)行加速計(jì)算至當(dāng)前飛行時(shí)刻T，并將VR′的參數(shù)和狀態(tài)信息一并付給VR；以及第9步VR按照修正后的精確模型和狀態(tài)初值進(jìn)行下一步的預(yù)測(cè)仿真演化計(jì)算，從而完成大時(shí)延條件下的模型參數(shù)誤差在線修正。
10.一種衛(wèi)星飛行參數(shù)在線修正方法，該方法包括根據(jù)權(quán)利要求1的衛(wèi)星軌道參數(shù)在線修正方法和根據(jù)權(quán)利要求5的衛(wèi)星姿態(tài)參數(shù)在線修正方法。
全文摘要
本發(fā)明提出了一種基于“郵件準(zhǔn)則”的模型參數(shù)在線修正方法，更具體的說提出了一種衛(wèi)星軌道參數(shù)在線修正方法和一種衛(wèi)星姿態(tài)參數(shù)在線修正方法，該方法借用了郵件原理，將信息作為信件，以響應(yīng)時(shí)間為郵戳，經(jīng)過郵遞后，按郵戳?xí)r間將實(shí)測(cè)信息、仿真信息以及控制量正確匹配，然后采用數(shù)據(jù)平滑和超時(shí)計(jì)算等策略，克服信息滯后、錯(cuò)配和稀疏等問題，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星姿/軌飛行參數(shù)在線修正，最終使得衛(wèi)星飛行參數(shù)實(shí)時(shí)預(yù)測(cè)模塊的仿真信息以一定的預(yù)測(cè)精度逼近真實(shí)衛(wèi)星飛行參數(shù)。
文檔編號(hào)G06F19/00GK1876502SQ200610090700
公開日2006年12月13日 申請(qǐng)日期2006年7月7日 優(yōu)先權(quán)日2006年7月7日
發(fā)明者張珩, 趙猛, 陳靖波 申請(qǐng)人:中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所