[發明專利]一種利用空間矢量匹配的航天器軌道入軌控制方法有效
| 申請號： | 201811289789.1 | 申請日： | 2018-10-31 |
| 公開（公告）號： | CN109484675B | 公開（公告）日： | 2020-12-01 |
| 發明（設計）人： | 葉昌;王志軍;蔣金龍;張力;黃鑫鑫;郭一江;馬新普 | 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;B64G1/22 |
| 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 |
| 地址： | 430040*** | 國省代碼： | 湖北;42 |
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| 摘要： | |||
| 搜索關鍵詞： | 一種 利用 空間 矢量 匹配 航天器 軌道 控制 方法 | ||
1.一種利用空間矢量匹配的航天器軌道入軌控制方法，其特征在于，包括以下步驟：
1)、初始化航天器狀態參數；
2)、計算航天器當前軌道根數、地心矢徑和當前軌道相對于標準軌道的旋轉角度；
3)、根據所述地心矢徑和當前軌道相對于標準軌道的旋轉角度得到適應于當前軌道狀態應該具有的標準軌道速度矢量；
4)、根據所述標準軌道速度矢量與當前實際軌道速度矢量，計算速度矢量的偏差量，并利用速度矢量的偏差量計算剩余飛行時間DT、俯仰程序角和偏航程序角；
5)、利用所述計算的剩余飛行時間DT、俯仰程序角和偏航程序角進行姿態控制和關機控制；
步驟1)中所述的航天器狀態參數包括：
發射緯度、經度、高程、射向、當前的飛行時間、位置、速度、隨地心矢徑和當前軌道相對于標準軌道旋轉角度變化的軌道參數插值表；
步驟3)中所述根據地心矢徑和當前軌道相對于標準軌道的旋轉角度得到適應于當前軌道狀態應該具有的標準軌道速度矢量具體指：
根據預先裝訂的隨地心矢徑和當前軌道相對于標準軌道旋轉角度變化的軌道參數插值表，查找到適應于當前軌道狀態的標準軌道參數插值，并計算得到標準軌道速度矢量。
2.如權利要求1所述的利用空間矢量匹配的航天器軌道入軌控制方法，其特征在于，步驟2)中所述軌道根數控制量主要包括：
軌道半長軸、軌道傾角、軌道偏心率。
3.如權利要求1所述的利用空間矢量匹配的航天器軌道入軌控制方法，其特征在于：步驟2)中所述標準軌道指在理論情況下航天器不存在任何偏差條件時的飛行軌道，所述旋轉角度指實際軌道與標準軌道的夾角。
4.如權利要求1所述的利用空間矢量匹配的航天器軌道入軌控制方法，其特征在于，步驟4)中所述根據所述標準軌道速度矢量與當前實際軌道速度矢量，計算速度偏差量、剩余飛行時間DT、俯仰程序角和偏航程序角具體指：
將標準軌道速度矢量和實際軌道速度矢量均轉化到同一參考坐標系下，計算三個坐標方向的速度偏差量，根據三個坐標方向的速度偏差量計算剩余飛行時間DT、俯仰程序角和偏航程序角。
5.如權利要求1所述的利用空間矢量匹配的航天器軌道入軌控制方法，其特征在于，步驟5)中所述利用上述計算的俯仰程序角、偏航程序角和剩余飛行時間DT進行姿態控制和關機控制具體指：
若剩余飛行時間DT≤△T，則制導系統停止計算，按照最后一次計算的剩余飛行時間DT以及對應的俯仰程序角、偏航程序角飛行完成后，關閉發動機；
若剩余飛行時間DT△T，則返回步驟1)，進行下一個周期的制導計算。
6.如權利要求5所述的利用空間矢量匹配的航天器軌道入軌控制方法，其特征在于：在每一個制導計算的周期內均需初始化航天器狀態參數、插值計算、剩余飛行時間DT、俯仰程序角和偏航程序角的計算，并進行姿態控制和關機控制。
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