[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

本發明公開了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，包括以下步驟：初始化航天器的計算參數；計算航天器發動機處于理論關機點時的軌道根數；計算軌道根數偏差量；若其滿足誤差門限要求，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；若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；根據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，重復上述步驟，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，涉及軌道控制領域。本發明計算量小，制導精度高，對軌道的調整和適應性強，飛行軟件簡單，對地面諸元準備計算工作要求低。

技術領域

本發明涉及軌道控制技術領域，具體是涉及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。

背景技術

航天器的軌道機動主要應用于航天器的入軌段或者是變軌段，而且普遍結構復雜、質量大、有效載荷的工作條件較為苛刻，發動機工作過程中提供的過載較小，而且針對不同類型的軌道機動變軌，當發動機工作時間較長時為了達到較高的控制精度或控制效果，均會采用閉環迭代制導的控制方案；但在某些特殊情況下比如航天器的入軌段或者軌道微調時，存在發動機工作時間較短，但對軌道入軌或者軌道機動控制精度要求又較高，此種情形下采用閉環迭代制導方案多存在算法不適應，而且計算量大的特點，如果采用純開環的方案又無法滿足精度控制的要求。

發明內容

本發明的目的是為了克服上述背景技術的不足，提供一種可適應有限推力有限工作時間情況下航天器入軌或者軌道機動變軌的控制需求，滿足高精度的軌道控制，且計算量小易于實現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。

本發明提供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，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。

在上述技術方案的基礎上，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。

在上述技術方案的基礎上，步驟2)中所述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具體為：

在上述技術方案的基礎上，若外推飛行時間大于發動機理論工作時間，則外推結束。

在上述技術方案的基礎上，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。

在上述技術方案的基礎上，步驟3)中所述計算軌道根數偏差量具體為：