[发明专利]一种基于有限推力有限工作时间情况下的航天器精确入轨控制方法

说明书

本发明公开了一种基于有限推力有限工作时间情况下的航天器精确入轨控制方法，包括以下步骤：初始化航天器的计算参数；计算航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数；计算轨道根数偏差量；若其满足误差门限要求，则输出此时的控制变量对航天器进行姿态控制及关机控制；若轨道根数偏差量不满足误差门限要求，则根据轨道根数偏差量计算控制变量修正值；根据修正值修正初始参数并重新计算航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数，重复上述步骤，直至轨道根数偏差量满足误差门限要求，输出此时的控制变量，制导计算结束，涉及轨道控制领域。本发明计算量小，制导精度高，对轨道的调整和适应性强，飞行软件简单，对地面诸元准备计算工作要求低。

技术领域

本发明涉及轨道控制技术领域，具体是涉及一种基于有限推力有限工作时间情况下的航天器精确入轨控制方法。

背景技术

航天器的轨道机动主要应用于航天器的入轨段或者是变轨段，而且普遍结构复杂、质量大、有效载荷的工作条件较为苛刻，发动机工作过程中提供的过载较小，而且针对不同类型的轨道机动变轨，当发动机工作时间较长时为了达到较高的控制精度或控制效果，均会采用闭环迭代制导的控制方案；但在某些特殊情况下比如航天器的入轨段或者轨道微调时，存在发动机工作时间较短，但对轨道入轨或者轨道机动控制精度要求又较高，此种情形下采用闭环迭代制导方案多存在算法不适应，而且计算量大的特点，如果采用纯开环的方案又无法满足精度控制的要求。

发明内容

本发明的目的是为了克服上述背景技术的不足，提供一种可适应有限推力有限工作时间情况下航天器入轨或者轨道机动变轨的控制需求，满足高精度的轨道控制，且计算量小易于实现的基于有限推力有限工作时间情况下的航天器精确入轨控制方法。

本发明提供一种基于有限推力有限工作时间情况下的航天器精确入轨控制方法，包括以下步骤：

1)、初始化航天器的计算参数；

2)、根据航天器的计算参数及初始控制变量，外推计算至航天器发动机理论关机点，并计算航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数，具体为：根据航天器的点火时间、当前位置、当前速度以及过载信息，按照当前俯仰程序角、偏航程序角外推计算航天器发动机处于理论关机点的轨道根数；

3)、将航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数与标准轨道根数进行对比，计算轨道根数偏差量；

4)、若所述轨道根数偏差量满足误差门限要求，则输出此时的控制变量对航天器进行姿态控制及关机控制；

5)、若所述轨道根数偏差量不满足误差门限要求，则根据轨道根数偏差量计算控制变量修正值，修正所述初始控制变量；

6)、根据控制变量修正值修正初始参数并重新计算航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数，重复步骤3)至5)，直至轨道根数偏差量满足误差门限要求，输出此时的控制变量，制导计算结束。

在上述技术方案的基础上，步骤1)中所述的航天器的计算参数包括：

发射纬度、经度、高程、射向、飞行时间、当前位置、当前飞行速度、初始俯仰程序角、偏航程序角和发动机理论工作时间。

在上述技术方案的基础上，步骤2)中所述根据航天器的计算参数及初始控制变量，外推计算至航天器发动机理论关机点具体为：

在上述技术方案的基础上，若外推飞行时间大于发动机理论工作时间，则外推结束。

在上述技术方案的基础上，所述轨道根数主要包括：

轨道半长轴a、轨道倾角i、轨道偏心率e。

在上述技术方案的基础上，步骤3)中所述计算轨道根数偏差量具体为：