無加速度計情況下一種基于關(guān)調(diào)制的高精度軌控方法
【專利摘要】無加速度計情況下一種基于關(guān)調(diào)制的高精度軌控方法，通過對姿態(tài)噴氣相平面控制律的輸入姿態(tài)進行積分修正，將軌控期間相平面姿態(tài)控制的平均結(jié)果校正到期望標稱姿態(tài)附近；在航天器沒有配置加速度計的情況下，通過定義關(guān)調(diào)制軌控時間增量因子，在理想關(guān)機時刻之后增加軌控時間，將因關(guān)調(diào)制而損失的軌控量進行準確補充。針對采用姿控發(fā)動機實現(xiàn)軌控且無加速度計配置的航天器，聯(lián)合運用上述積分修正及關(guān)調(diào)制軌控時間增量因子修正策略，可提高實際軌控推力方向的精度，并保證軌控速度增量大小的精度，綜合達成高精度的軌控效果。
【專利說明】無加速度計情況下一種基于關(guān)調(diào)制的高精度軌控方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于航天器軌道與姿態(tài)控制【技術(shù)領(lǐng)域】，涉及采用姿控發(fā)動機實現(xiàn)軌控且無 加速度計配置情形下一種提高航天器軌道控制精度的方法。

【背景技術(shù)】
[0002] 有軌道控制要求的航天器一般配置有專門的軌控發(fā)動機。由于軌控推力方向不可 避免地會偏離航天器質(zhì)心一定距離，軌控推力又比較大，航天器軌控時通常會給其姿態(tài)帶 來較大干擾力矩，所以航天器軌控時的姿態(tài)維持一般依靠噴氣姿態(tài)控制來保證。單個航天 器的軌道控制乃至追蹤航天器對目標航天器的遠程交會等情況對軌控精度要求通常不高， 因此，其軌控速度增量大小常常通過執(zhí)行地面注入的開機時間長度來實現(xiàn)，而軌控推力方 向由姿態(tài)噴氣相平面控制律參數(shù)決定，一般允許Γ?3°的偏差。另外，姿態(tài)控制可能積 累的軌控效果一般被忽略。
[0003] 對于近距離編隊飛行而言，要求追蹤航天器對目標航天器的相對軌道控制具有 高精度的特點，一方面要求速度增量大小被高精度地實現(xiàn)，以準確地實現(xiàn)期望的相對運動 構(gòu)型；另一方面要保證推力方向精度高，否則，該推力在標稱方向垂向的分量可能對航天 器間的相對漂移速度帶來明顯影響。2012年刊登于"Journal of Guidance, Control and Dynamics，'第 3 期的文章 "Spaceborne Autonomous Formation-Flying Experiment on the PRISMA Mission，'所介紹的 PRISMA (Prototype Research Instruments and Space Mission Technology Advancement)完成了國際上近期較具有代表性的編隊飛行試驗。為了保證其 相對軌控精度，主控衛(wèi)星Mango配備有專門的加速度計，并具有三維軌控能力。
[0004] 在沒有專門的軌控發(fā)動機可用的情況下，航天器的軌道控制只能借助姿控發(fā)動機 來實現(xiàn)。這時一部分姿控發(fā)動機需要同時完成軌道與姿態(tài)控制的雙重使命，在已有工程實 際中常常采用一項被稱為"關(guān)調(diào)制"的專門技術(shù)。"關(guān)調(diào)制"技術(shù)的大意是，由于多臺發(fā)動機 同時軌控開機給衛(wèi)星姿態(tài)帶來的擾動不得不通過其中某些發(fā)動機在軌控執(zhí)行期間的適時、 適度關(guān)機來克服。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，在采用姿控發(fā)動機實現(xiàn)軌 控且無加速度計配置情況下，提供基于關(guān)調(diào)制的高精度軌控方法，以提高航天器軌道控制 的精度。
[0006] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：無加速度計情況下一種基于關(guān)調(diào)制的高精度軌控方 法，步驟如下：
[0007] (1)假定所有準備用于航天器軌控的姿控發(fā)動機一直全部開機執(zhí)行軌控，根 據(jù)制導(dǎo)律計算出軌控開機時刻t m、理想軌控開機時長TOTbit及理想軌控關(guān)機時刻= -j- _|_Τ β ·*· orbit ?
[0008] (2)在工程實際中，所有準備用于航天器軌控的姿控發(fā)動機從1。"時刻開始全部開 機執(zhí)行軌控。在軌控過程中，同時調(diào)用姿態(tài)噴氣相平面控制律，對這些姿控發(fā)動機分別負責 的姿態(tài)通道運用關(guān)調(diào)制技術(shù)實施相應(yīng)的姿態(tài)控制。在姿態(tài)控制過程中幾乎每時每刻，實際 姿態(tài)相對于期望標稱姿態(tài)必然存在偏差

【權(quán)利要求】
1.無加速度計情況下一種基于關(guān)調(diào)制的高精度軌控方法，其特征在于實現(xiàn)步驟如下： (1) 假定所有準備用于航天器軌控的姿控發(fā)動機一直全部開機執(zhí)行軌控，根據(jù)制導(dǎo)律 計算出軌控開機時刻tm、理想軌控開機時長T OTbit及理想軌控關(guān)機時刻= tm+TOTbit ; (2) 在工程實際中，所有準備用于航天器軌控的姿控發(fā)動機從tm時刻開始全部開機執(zhí) 行軌控；在軌控過程中，同時調(diào)用姿態(tài)噴氣相平面控制律，對這些姿控發(fā)動機分別負責的姿 態(tài)通道運用關(guān)調(diào)制技術(shù)實施相應(yīng)的姿態(tài)控制；在姿態(tài)控制過程中幾乎每時每刻，實際姿態(tài) 相對于期望標稱姿態(tài)必然存在偏差
； (3) 為了減少此偏差
在整個軌控過程中的平均值，對該偏差進行積分
，式中，k$t為選定的積分系數(shù)，t為當下時刻；對積分結(jié)果采用抗外滑區(qū) 閥值參數(shù)ΘΒ進行限幅得到I@ = mlf(Ilrt，ΘΒ)，式中限幅函數(shù)ml f()定義為：
其中限幅常數(shù)a>0 ;抗外滑區(qū)閥值參數(shù)θ B直接采用姿態(tài)噴氣相平面控制律中的相應(yīng) 參數(shù)； 將經(jīng)限幅處理的結(jié)果修正到偏差
中得到
，隨后采用修正后的偏差姿態(tài)
來調(diào)用姿態(tài)噴氣相平面控制律，從而使實際姿態(tài)逐步靠近期望標稱姿態(tài)； (4) 在理想軌控開機時段內(nèi)，統(tǒng)計出因姿態(tài)關(guān)調(diào)制所致的總的短力臂發(fā)動機獨立姿控 開機時間長度 ^attitude ? (5) 根據(jù)步驟⑴中的理想軌控開機時長TOTbit和步驟（4)得出的Tattitude，計算出因姿 態(tài)關(guān)調(diào)制所致的短力臂發(fā)動機獨立開機時間因子
(6) 根據(jù)步驟（5)得出的δ τ，計算出關(guān)調(diào)制軌控時間增量因子
，式中，f 為每臺用于航天器軌控的姿控發(fā)動機的推力，F(xiàn)為所有用于航天器軌控的姿控發(fā)動機的推 力的合力； (7) 根據(jù)步驟（6)得出的關(guān)調(diào)制軌控時間增量因子Λτ，計算出理想關(guān)機時刻到來之后 需要繼續(xù)補充的軌控時間AT OTbit = TOTbit · Λτ，繼續(xù)執(zhí)行軌控及關(guān)調(diào)制姿態(tài)控制，直到經(jīng)補 充修正的軌控關(guān)機時刻t'。" =Λ TOTbit = tm+TOTbit (1+ Λ τ)為止。
【文檔編號】B64G1/26GK104058104SQ201410240398
【公開日】2014年9月24日 申請日期:2014年5月30日 優(yōu)先權(quán)日:2014年5月30日
【發(fā)明者】茍興宇, 關(guān)軼峰, 李克行, 張斌, 謝曉兵, 李鶴, 曾春平, 董筠, 張欣, 徐子荔, 柯旗, 王淑一 申請人:北京控制工程研究所