无加速度计情况下一种基于关调制的高精度轨控方法
【专利摘要】无加速度计情况下一种基于关调制的高精度轨控方法，通过对姿态喷气相平面控制律的输入姿态进行积分修正，将轨控期间相平面姿态控制的平均结果校正到期望标称姿态附近；在航天器没有配置加速度计的情况下，通过定义关调制轨控时间增量因子，在理想关机时刻之后增加轨控时间，将因关调制而损失的轨控量进行准确补充。针对采用姿控发动机实现轨控且无加速度计配置的航天器，联合运用上述积分修正及关调制轨控时间增量因子修正策略，可提高实际轨控推力方向的精度，并保证轨控速度增量大小的精度，综合达成高精度的轨控效果。
【专利说明】无加速度计情况下一种基于关调制的高精度轨控方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于航天器轨道与姿态控制【技术领域】，涉及采用姿控发动机实现轨控且无 加速度计配置情形下一种提高航天器轨道控制精度的方法。
【背景技术】
[0002] 有轨道控制要求的航天器一般配置有专门的轨控发动机。由于轨控推力方向不可 避免地会偏离航天器质心一定距离，轨控推力又比较大，航天器轨控时通常会给其姿态带 来较大干扰力矩，所以航天器轨控时的姿态维持一般依靠喷气姿态控制来保证。单个航天 器的轨道控制乃至追踪航天器对目标航天器的远程交会等情况对轨控精度要求通常不高， 因此，其轨控速度增量大小常常通过执行地面注入的开机时间长度来实现，而轨控推力方 向由姿态喷气相平面控制律参数决定，一般允许Γ?3°的偏差。另外，姿态控制可能积 累的轨控效果一般被忽略。
[0003] 对于近距离编队飞行而言，要求追踪航天器对目标航天器的相对轨道控制具有 高精度的特点，一方面要求速度增量大小被高精度地实现，以准确地实现期望的相对运动 构型；另一方面要保证推力方向精度高，否则，该推力在标称方向垂向的分量可能对航天 器间的相对漂移速度带来明显影响。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，'所介绍的 PRISMA (Prototype Research Instruments and Space Mission Technology Advancement)完成了国际上近期较具有代表性的编队飞行试验。为了保证其 相对轨控精度，主控卫星Mango配备有专门的加速度计，并具有三维轨控能力。
[0004] 在没有专门的轨控发动机可用的情况下，航天器的轨道控制只能借助姿控发动机 来实现。这时一部分姿控发动机需要同时完成轨道与姿态控制的双重使命，在已有工程实 际中常常采用一项被称为"关调制"的专门技术。"关调制"技术的大意是，由于多台发动机 同时轨控开机给卫星姿态带来的扰动不得不通过其中某些发动机在轨控执行期间的适时、 适度关机来克服。
【发明内容】
[0005] 本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，在采用姿控发动机实现轨 控且无加速度计配置情况下，提供基于关调制的高精度轨控方法，以提高航天器轨道控制 的精度。
[0006] 本发明的技术解决方案是：无加速度计情况下一种基于关调制的高精度轨控方 法，步骤如下：
[0007] (1)假定所有准备用于航天器轨控的姿控发动机一直全部开机执行轨控，根 据制导律计算出轨控开机时刻t m、理想轨控开机时长TOTbit及理想轨控关机时刻= -j- _|_Τ β ·*· orbit ?
[0008] (2)在工程实际中，所有准备用于航天器轨控的姿控发动机从1。"时刻开始全部开 机执行轨控。在轨控过程中，同时调用姿态喷气相平面控制律，对这些姿控发动机分别负责 的姿态通道运用关调制技术实施相应的姿态控制。在姿态控制过程中几乎每时每刻，实际 姿态相对于期望标称姿态必然存在偏差
【权利要求】
1.无加速度计情况下一种基于关调制的高精度轨控方法，其特征在于实现步骤如下： (1) 假定所有准备用于航天器轨控的姿控发动机一直全部开机执行轨控，根据制导律 计算出轨控开机时刻tm、理想轨控开机时长T OTbit及理想轨控关机时刻= tm+TOTbit ; (2) 在工程实际中，所有准备用于航天器轨控的姿控发动机从tm时刻开始全部开机执 行轨控；在轨控过程中，同时调用姿态喷气相平面控制律，对这些姿控发动机分别负责的姿 态通道运用关调制技术实施相应的姿态控制；在姿态控制过程中几乎每时每刻，实际姿态 相对于期望标称姿态必然存在偏差
； (3) 为了减少此偏差
在整个轨控过程中的平均值，对该偏差进行积分
，式中，k$t为选定的积分系数，t为当下时刻；对积分结果采用抗外滑区 阀值参数ΘΒ进行限幅得到I@ = mlf(Ilrt，ΘΒ)，式中限幅函数ml f()定义为：
其中限幅常数a>0 ;抗外滑区阀值参数θ B直接采用姿态喷气相平面控制律中的相应 参数； 将经限幅处理的结果修正到偏差
中得到
，随后采用修正后的偏差姿态
来调用姿态喷气相平面控制律，从而使实际姿态逐步靠近期望标称姿态； (4) 在理想轨控开机时段内，统计出因姿态关调制所致的总的短力臂发动机独立姿控 开机时间长度 ^attitude ? (5) 根据步骤⑴中的理想轨控开机时长TOTbit和步骤（4)得出的Tattitude，计算出因姿 态关调制所致的短力臂发动机独立开机时间因子
(6) 根据步骤（5)得出的δ τ，计算出关调制轨控时间增量因子
，式中，f 为每台用于航天器轨控的姿控发动机的推力，F为所有用于航天器轨控的姿控发动机的推 力的合力； (7) 根据步骤（6)得出的关调制轨控时间增量因子Λτ，计算出理想关机时刻到来之后 需要继续补充的轨控时间AT OTbit = TOTbit · Λτ，继续执行轨控及关调制姿态控制，直到经补 充修正的轨控关机时刻t'。" =Λ TOTbit = tm+TOTbit (1+ Λ τ)为止。
【文档编号】B64G1/26GK104058104SQ201410240398
【公开日】2014年9月24日 申请日期:2014年5月30日 优先权日:2014年5月30日
【发明者】苟兴宇, 关轶峰, 李克行, 张斌, 谢晓兵, 李鹤, 曾春平, 董筠, 张欣, 徐子荔, 柯旗, 王淑一 申请人:北京控制工程研究所