[發明專利]一種基于有限推力有限工作時間情況下的航天器精確入軌控制方法

有效

• 申請號: 201811287860.2
• 申請日: 2018-10-31
• 公開（公告）號: CN109398763B
• 公開（公告）日: 2020-08-18
• 發明（設計）人: 葉昌;王志軍;張力;蔣金龍;羅偉;鐘揚威
• 申請（專利權）人: 湖北航天技術研究院總體設計所
• 主分類號: B64G1/24
• 分類號: B64G1/24;B64G1/26
• 代理公司: 武漢智權專利代理事務所(特殊普通合伙) 42225
• 代理人: 余浩

1.一種基于有限推力有限工作時間情況下的航天器精確入軌控制方法，其特征在于，包括以下步驟：

1)、初始化航天器的計算參數；

2)、根據航天器的計算參數及初始控制變量，外推計算至航天器發動機理論關機點，并計算航天器發動機處于理論關機點時的軌道根數，具體為：根據航天器的點火時間、當前位置、當前速度以及過載信息，按照當前俯仰程序角、偏航程序角外推計算航天器發動機處于理論關機點的軌道根數；

3)、將航天器發動機處于理論關機點時的軌道根數與標準軌道根數進行對比，計算軌道根數偏差量；

4)、若所述軌道根數偏差量滿足誤差門限要求，則輸出此時的控制變量對航天器進行姿態控制及關機控制；

5)、若所述軌道根數偏差量不滿足誤差門限要求，則根據軌道根數偏差量計算控制變量修正值，修正所述初始控制變量；

6)、根據控制變量修正值修正初始參數并重新計算航天器發動機處于理論關機點時的軌道根數，重復步驟3)至5)，直至軌道根數偏差量滿足誤差門限要求，輸出此時的控制變量，制導計算結束。

2.如權利要求1所述的基于有限推力有限工作時間情況下的航天器精確入軌控制方法，其特征在于，步驟1)中所述的航天器的計算參數包括：

發射緯度、經度、高程、射向、飛行時間、當前位置、當前飛行速度、初始俯仰程序角、偏航程序角和發動機理論工作時間。

3.如權利要求1所述的基于有限推力有限工作時間情況下的航天器精確入軌控制方法，其特征在于：若外推飛行時間大于發動機理論工作時間，則外推結束。

4.如權利要求1所述的基于有限推力有限工作時間情況下的航天器精確入軌控制方法，其特征在于，所述軌道根數主要包括：

軌道半長軸a、軌道傾角i、軌道偏心率e。

5.如權利要求4所述的基于有限推力有限工作時間情況下的航天器精確入軌控制方法，其特征在于，步驟3)中所述計算軌道根數偏差量具體為：

將外推計算的航天器發動機處于理論關機點的軌道半長軸a、軌道傾角i、軌道偏心率e與標準軌道根數進行對比，計算軌道半長軸偏差量、軌道傾角偏差量和軌道偏心率偏差量。

6.如權利要求1所述的基于有限推力有限工作時間情況下的航天器精確入軌控制方法，其特征在于，步驟4)中所述輸出此時的控制變量對航天器進行姿態控制及關機控制具體為：

輸出外推計算時的俯仰程序角、偏航程序角及剩余飛行時間，以所述俯仰程序角和偏航程序角控制飛行，當關機條件滿足要求時發動機關機。

7.如權利要求1所述的基于有限推力有限工作時間情況下的航天器精確入軌控制方法，其特征在于，步驟5)中所述根據軌道根數偏差量計算控制變量修正值的計算公式如下：

式中，Dψ、DT分別為俯仰角修正量、偏航角修正量、剩余飛行時間修正量，a_bz、e_bz、i_bz分別為標準入軌點的軌道半長軸、標準入軌點的軌道偏心率、標準入軌點的軌道傾角，分別為半長軸、偏心率、軌道傾角相對于俯仰程序角、偏航程序角、剩余飛行時間的偏導數。

8.如權利要求1所述的基于有限推力有限工作時間情況下的航天器精確入軌控制方法，其特征在于，步驟6)中輸出此時的控制變量具體為：

輸出最后一輪計算的俯仰程序角和偏航程序角用于后續姿態控制。