一種采用小推力的航天器軌道維持與對地定向姿態(tài)保持一體化控制方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種采用小推力的航天器軌道維持與對地定向姿態(tài)保持一體化控制方法。首先計算小推力軌道維持所需推力，然后計算對地定向姿態(tài)控制所需力矩，最后計算小推力一體化控制指令。本發(fā)明采用軌道維持與對地定向姿態(tài)一體化控制，有效消除了因軌道姿態(tài)控制相對獨立所產生的控制冗余，可以有效地節(jié)省航天器上有限的燃料和能源；且本發(fā)明中所涉及的解析推導簡單有效、易于實現(xiàn)，方法簡單，可靠性高，計算速度快。
【專利說明】一種采用小推力的航天器軌道維持與對地定向姿態(tài)保持一體化控制方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及一種采用小推力的航天器軌道維持與對地定向姿態(tài)保持一體化控制方法，屬于航天器軌道姿態(tài)動力學與控制領域。
【背景技術】
[0002]航天器長期在軌運行，需要保持特定的姿態(tài)與軌道高度。通常情況下，航天器的軌道與姿態(tài)控制通常相對獨立。
[0003]軌道維持一般采用施加脈沖的方式。當航天器低于一定軌道高度時，采用軌道控制發(fā)動機施加推力脈沖，讓航天器重新回到較高的軌道高度。當航天器在氣動力的作用下再次下降到軌道高度下限時，再次施加脈沖。即持續(xù)間斷性地施加脈沖，使航天器保持在一定的軌道高度范圍內。這種方式雖然可以有效地維持軌道高度，但會使航天器軌道高度變化較大，且會產生較大的過載，對航天員與實驗設備產生不利的影響。
[0004]對地定向姿態(tài)是航天器的一種特定姿態(tài)，載人飛船、對地觀測衛(wèi)星、導航衛(wèi)星等航天器通常采用這種姿態(tài)。對地定向的姿態(tài)控制可采用控制力矩陀螺實現(xiàn)，其控制精度較高。然而，對地定向過程中，由于環(huán)境力矩的不斷累積，會使控制力矩陀螺的角動量趨于飽和，這就需要采用推力器進行不斷的卸載，這會造成大量的額外推進劑消耗。
[0005]航天器軌道姿態(tài)控制的相對獨立，會帶來較大的控制冗余，從而帶來不必要的燃料與能源消耗。針對傳統(tǒng)方法的不足，本發(fā)明提出一種采用小推力的航天器軌道維持與對地定向姿態(tài)保持一體化控制方法。目前尚無公開文獻涉及此類方法。

【發(fā)明內容】

[0006]本發(fā)明的目的是提供一種采用小推力的航天器軌道維持與對地定向姿態(tài)保持一體化控制方法。本發(fā)明采用軌道維持與對地定向姿態(tài)一體化控制，有效消除了因軌道姿態(tài)控制相對獨立所產生的控制冗余，可以有效地節(jié)省航天器上有限的燃料和能源；且本發(fā)明中所涉及的解析推導簡單有效、易于實現(xiàn)，方法簡單，可靠性高，計算速度快。
[0007]本發(fā)明的技術方案如下:
第一步:小推力軌道維持的推力計算
空間環(huán)境氣動力是影響航天器軌道高度的主要因素，氣動力可通過下式計算
【權利要求】
1.一種采用小推力的航天器軌道維持與對地定向姿態(tài)保持一體化控制方法，采用軌道維持與力矩平衡姿態(tài)一體化控制，節(jié)省控制消耗；采用小推力進行控制，其特征在于，該方法具體包括: (1)小推力軌道維持的推力計算； 空間環(huán)境氣動力是影響航天器軌道高度的主要因素，氣動力通過下式計算
2.根據(jù)權利要求1所述的一種采用小推力的航天器軌道維持與對地定向姿態(tài)保持一體化控制方法，其特征在于，所述控制力矩陀螺初始角動量為
3.根據(jù)權利要求1所述的一種采用小推力的航天器軌道維持與對地定向姿態(tài)保持一體化控制方法，其特征在于，所述推力器各個發(fā)動機的推力指令可由下表得到
【文檔編號】B64G1/24GK103818564SQ201410076245
【公開日】2014年5月28日 申請日期:2014年3月4日 優(yōu)先權日:2014年3月4日
【發(fā)明者】唐國金, 趙乾, 黃海兵, 李海陽 申請人:中國人民解放軍國防科學技術大學