本发明涉及低轨微纳卫星星座的大气差分拖曳相位调整控制方法，属于星座在轨相位控制领域。
背景技术：
1、随着微小卫星发展，低轨微小卫星星座成为发展浪潮。推动卫星互联网的发展，可满足空间基础设施体系的需要。在低轨微小卫星星座相位控制中，考虑到质量、成本，推进消耗和低轨飞行器受到的大气阻力成为主要难题。
2、在当前技术水平下，考虑到运载火箭适配及批产工程可实施性，星座部署一般采用同一型运载火箭及同一发射场实施，发射场发射周期约束影响着星座部署的节奏。同时，考虑到卫星在轨工作可靠性因素，以及入轨后尽快进入工作轨道以节约在轨寿命，一般采用直接送入预定轨道面的部署方式，而不进行长期大范围的轨道面漂移；此外，针对近地低轨卫星系统，考虑到入轨后相位前后调整方向可能随发射策略变化，为避免频繁更改发射诸元，运载火箭通常直接瞄准卫星预定轨道高度进行部署，卫星入轨后依靠自身轨道控制进行轨道转移过程伴随大量遥控操作，也将耗费人力与时间成本。此外，由于低轨卫星的轨道特性，在星座部署过程中，飞行器受到大气摄动影响很大，为了消除这一影响需要额外消耗推进工质。
3、在leonard等提出利用大气差分阻力控制卫星运动后，研究人员对这一方法进行了控制模型的完善、控制方法的优化和不同领域的研究。研究表明，大气差分拖曳控制是编队控制的有效方法，美国dove卫星星座通过在轨试验证明了其工程可行性。然而，由于在轨情况分析不完善，真实数据与仿真存在差异，用于工程实际中时控制精度无法满足要求。
技术实现思路
1、针对现有大气差分拖曳控制卫星星座的方法存在相位控制精度低的问题，本发明提供一种低轨微纳卫星星座的大气差分拖曳相位调整控制方法。
2、本发明的一种低轨微纳卫星星座的大气差分拖曳相位调整控制方法，包括，
3、对低地球轨道运行的同轨微纳卫星星座，建立单卫星大气拖曳动力学模型，得到单卫星控制输入与控制命令之间的对应关系；
4、在卫星星座中确定参考卫星，基于参考卫星确定其它单卫星的状态约束条件，再结合单卫星的能源约束和任务约束采用模拟退火算法进行星座插槽分配，并以控制时间最短为目标，进行星座插槽分配优化，得到星座插槽分配最优结果；
5、基于星座插槽分配最优结果计算初始控制命令矩阵；再设置适应性函数，以适应性函数值最低并满足目标控制精度为控制目标，对初始控制命令矩阵进行优化，得到最优控制命令矩阵；
6、根据单卫星控制输入与控制命令之间的对应关系，由最优控制命令矩阵得到最优卫星控制输入，进行星座中单卫星的角加速度控制，使星座中不同卫星产生角加速度差，从而实现同轨星座相位调整。
7、根据本发明的低轨微纳卫星星座的大气差分拖曳相位调整控制方法，单卫星大气拖曳动力学模型为：
8、
9、式中θk为卫星在离散时间段k的在轨绝对相位，为卫星在离散时间段k的在轨绝对角速度，δt为控制时间步长，k表示第k段离散时间，uk为在离散时间段k的控制命令，bk为在离散时间段k的控制输入；
10、根据公式(1)得到单卫星控制输入与控制命令之间的对应关系为：
11、
12、式中为卫星在离散时间段k的高阻态在轨绝对角加速度，为卫星在离散时间段k的低阻态在轨绝对角加速度，所述高阻态为卫星迎风面积最大时卫星姿态，低阻态为卫星迎风面积最小时卫星姿态，k＝0，1，2，3，……end；式中end表示离散时间段数。
13、根据本发明的低轨微纳卫星星座的大气差分拖曳相位调整控制方法，将参考卫星作为卫星星座中的1号卫星，则其它单卫星的状态约束条件表示为：
14、
15、式中θi,0为i号卫星的初始绝对相位，i＝2，3，4，……，n，式中n为星座中的卫星数；θ1,0为1号卫星的初始绝对相位，θi′,0为i号卫星相对于1号卫星的初始相对相位，θi,end为i号卫星经过end段离散时间控制后到达的最终绝对相位，θ1,end为1号卫星经过end段离散时间控制后到达的最终绝对相位，θi′,f为i号卫星相对于1号卫星的目标相对相位。
16、根据本发明的低轨微纳卫星星座的大气差分拖曳相位调整控制方法，单卫星的能源约束为：
17、uk＝α,0＜α＜1，
18、式中α表示卫星位于充电窗口内的姿态命令；
19、单卫星的任务约束为：
20、uk＝β,0＜β＜1
21、式中β表示卫星位于任务窗口内的姿态命令；
22、设定卫星充电窗口相位区间φe和卫星任务窗口相位区间φm，使卫星的在轨绝对角加速度在高阻态在轨绝对角加速度和低阻态在轨绝对角加速度之间：
23、卫星充电窗口相位区间卫星任务窗口相位区间其中为最小充电相位，为最大充电相位，为最小任务相位，为最大任务相位；
24、得到i号卫星在离散时间段k的控制命令uik为：
25、
26、根据本发明的低轨微纳卫星星座的大气差分拖曳相位调整控制方法，采用模拟退火算法进行星座插槽分配的方法为：
27、设置退火初始温度t0、退火温度下限tmin、退火系数ξ，生成初始插槽分配向量s0：
28、s0＝[12...n]，
29、s0中星座编号与目标相对相位编号对应排布；
30、以控制时间最短为目标，对初始插槽分配向量s0进行优化，得到星座插槽分配最优结果。
31、本发明的有益效果：本发明方法考虑卫星能源和任务约束，进行大气差分拖曳控制的优化，实现了更贴近工程实际的相位控制。本发明方法可以避免消耗推进成本。它首先建立了大气拖曳控制动力学与运动学模型，并考虑卫星能源、在轨任务等实际工程约束，实现了基于插槽分配和大气差分拖曳控制的同轨星座相位均布时间最优控制。在此基础上，通过模拟退火算法对插槽分配进行优化，并基于分配结果生成控制命令矩阵，实现了同轨星座相位调整的时间最优控制。
32、本发明方法利用大气差分拖曳控制原理进行星座相位控制，实现了将大气摄动考虑为动力加以应用，将进行轨道控制所需能源转化为进行姿态控制所需的小力矩，提供了一种节省能源的星座相位调整方法；
33、本发明方法基于模拟退火算法，构建了卫星星座插槽分配器，优化了卫星星座相位调整时间；
34、本发明方法考虑了卫星星座在空间中受到的能源约束条件和任务约束条件，并给出了对约束条件下的卫星星座控制生成控制指令矩阵，从而更具有工程实用性。
1.一种低轨微纳卫星星座的大气差分拖曳相位调整控制方法，其特征在于，
2.根据权利要求1所述的低轨微纳卫星星座的大气差分拖曳相位调整控制方法，其特征在于，单卫星大气拖曳动力学模型为：
3.根据权利要求2所述的低轨微纳卫星星座的大气差分拖曳相位调整控制方法，其特征在于，将参考卫星作为卫星星座中的1号卫星，则其它单卫星的状态约束条件表示为：
4.根据权利要求3所述的低轨微纳卫星星座的大气差分拖曳相位调整控制方法，其特征在于，单卫星的能源约束为：
5.根据权利要求4所述的低轨微纳卫星星座的大气差分拖曳相位调整控制方法，其特征在于，采用模拟退火算法进行星座插槽分配的方法为：
6.根据权利要求5所述的低轨微纳卫星星座的大气差分拖曳相位调整控制方法，其特征在于，根据初始插槽分配向量s0计算相位调整控制时间的方法为：
7.根据权利要求6所述的低轨微纳卫星星座的大气差分拖曳相位调整控制方法，其特征在于，对初始插槽分配向量s0进行优化的方法为：
8.根据权利要求7所述的低轨微纳卫星星座的大气差分拖曳相位调整控制方法，其特征在于，计算初始控制命令矩阵的方法为：
9.根据权利要求8所述的低轨微纳卫星星座的大气差分拖曳相位调整控制方法，其特征在于，得到当前控制命令矩阵的方法包括：
10.根据权利要求9所述的低轨微纳卫星星座的大气差分拖曳相位调整控制方法，其特征在于，得到最优控制命令矩阵的方法为：
