一種衛(wèi)星有限推力共面圓軌道自主軌道轉(zhuǎn)移制導(dǎo)方法
【專利摘要】一種衛(wèi)星有限推力共面圓軌道自主軌道轉(zhuǎn)移制導(dǎo)方法，本發(fā)明涉及一種衛(wèi)星有限推力共面圓軌道自主軌道轉(zhuǎn)移制導(dǎo)方法。本發(fā)明的目的是為了解決衛(wèi)星在實際軌道轉(zhuǎn)移過程中，存在發(fā)動機的推力幅值有限問題和軌道轉(zhuǎn)移過程缺乏自主性及現(xiàn)有軌道轉(zhuǎn)移數(shù)值方法計算量大的問題。步驟一：建立衛(wèi)星軌道動力學(xué)模型；步驟二：衛(wèi)星進(jìn)入設(shè)計的橢圓滑行軌道；步驟三：根據(jù)得到的當(dāng)前位置信息，判斷衛(wèi)星在橢圓滑行軌道中的位置是否滿足開機約束條件，當(dāng)達(dá)到開機約束條件后，在開機指令的控制作用下，發(fā)動機再次開機，進(jìn)入第二次推力作用段；步驟四：衛(wèi)星進(jìn)入目標(biāo)軌道。本發(fā)明應(yīng)用于衛(wèi)星軌道轉(zhuǎn)移制導(dǎo)與控制領(lǐng)域。
【專利說明】-種衛(wèi)星有限推力共面圓軌道自主軌道轉(zhuǎn)移制導(dǎo)方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種衛(wèi)星有限推力共面圓軌道自主軌道轉(zhuǎn)移制導(dǎo)方法，屬于衛(wèi)星軌道 轉(zhuǎn)移制導(dǎo)與控制領(lǐng)域。

【背景技術(shù)】
[0002] 軌道轉(zhuǎn)移是衛(wèi)星在軌運行中的關(guān)鍵部分，也是衛(wèi)星在軌執(zhí)行任務(wù)的前提之一。軌 道轉(zhuǎn)移方法是實現(xiàn)軌道轉(zhuǎn)移的核心技術(shù)，傳統(tǒng)的軌道轉(zhuǎn)移方法大都基于霍曼軌道轉(zhuǎn)移理 論，霍曼變軌屬于大推力脈沖式的變軌，即假設(shè)需要的速度脈沖是在瞬間完成的，但是實際 的軌道轉(zhuǎn)移過程中，發(fā)動機的推力幅值是一定的而且沖量是無法瞬間產(chǎn)生的，所以這種假 設(shè)直接影響著這軌道轉(zhuǎn)移的精度；隨著航天器技術(shù)的發(fā)展，同步衛(wèi)星入軌、深空探測及探月 等相關(guān)任務(wù)的開展，衛(wèi)星在軌任務(wù)逐漸變得多樣化和復(fù)雜化，有限推力特別是小推重比發(fā) 動機因其具有高比沖、有限載荷質(zhì)量百分比大等特點越來越受到人們的重視。
[0003] 軌道轉(zhuǎn)移方法直接影響著衛(wèi)星星載計算機任務(wù)量大的大小、軌道機動的自主性 及進(jìn)入目標(biāo)軌道的精度，目前大多數(shù)軌道轉(zhuǎn)移多采用數(shù)值方法，這種方法雖然精度相對較 高，但是計算量大，這無疑增加了星載計算機的任務(wù)需求，然而如果提前將數(shù)據(jù)信息處理注 入星載計算機，由于空間環(huán)境的復(fù)雜性，這又必然導(dǎo)致軌道轉(zhuǎn)移執(zhí)行任務(wù)的自主性喪失，因 此，在保證任務(wù)精度的條件下，設(shè)計一種計算工作量小，自主性強的軌道轉(zhuǎn)移方法具有重要 意義。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的目的是為了解決衛(wèi)星在實際軌道轉(zhuǎn)移過程中，存在發(fā)動機的推力幅值有 限問題和軌道轉(zhuǎn)移過程缺乏自主性及現(xiàn)有軌道轉(zhuǎn)移數(shù)值方法計算量大的問題，并針對存在 的問題提供了一種衛(wèi)星有限推力共面圓軌道自主軌道轉(zhuǎn)移制導(dǎo)方法。
[0005] 本發(fā)明基于速度增益制導(dǎo)，采用"推-滑-推"三段式的設(shè)計模式，實現(xiàn)衛(wèi)星在軌 共面圓軌道轉(zhuǎn)移，它包括以下步驟：
[0006] -種衛(wèi)星有限推力共面圓軌道自主軌道轉(zhuǎn)移制導(dǎo)方法它按以下步驟實現(xiàn)：
[0007] 步驟一：建立衛(wèi)星軌道動力學(xué)模型；
[0008] 步驟二：根據(jù)初始軌道參數(shù)、目標(biāo)軌道參數(shù)和發(fā)射窗口初始條件，利用速度增益制 導(dǎo)，在發(fā)動機有限推力的作用下，進(jìn)入第一次推力作用段使衛(wèi)星進(jìn)入設(shè)計的橢圓滑行軌道， 然后關(guān)閉發(fā)動機，并使發(fā)動機關(guān)機時刻衛(wèi)星的速度等于橢圓滑行軌道極點的速度；
[0009] 步驟三：在衛(wèi)星進(jìn)入橢圓滑行軌道后，利用步驟一中的衛(wèi)星軌道動力學(xué)模型向前 積分的時間步長dt，得到新的狀態(tài)，根據(jù)得到的當(dāng)前位置信息，判斷衛(wèi)星在橢圓滑行軌道中 的位置是否滿足開機約束條件，當(dāng)達(dá)到開機約束條件后，在開機指令的控制作用下，發(fā)動機 再次開機，進(jìn)入第二次推力作用段；
[0010] 步驟四：利用速度增益制導(dǎo)，在發(fā)動機有限推力的控制作用中下，使衛(wèi)星當(dāng)前速度 逐漸趨于需要速度，直至使衛(wèi)星進(jìn)入目標(biāo)軌道，增益速度趨近于零并滿足目標(biāo)軌道條件，發(fā) 動關(guān)機，軌道轉(zhuǎn)移結(jié)束。
[0011] 本發(fā)明的優(yōu)點是：
[0012] 本發(fā)明基于實際工程背景，設(shè)計了"推一滑一推"三段式的同平面圓軌道自主軌道 轉(zhuǎn)移方法，設(shè)計在將實際發(fā)動機推力視為有限推力，相比于傳統(tǒng)的霍曼軌道轉(zhuǎn)移方法，本發(fā) 明在實際工程中符合實際工程背景；并且應(yīng)用了速度增益制導(dǎo)的方法，彌補了現(xiàn)有的數(shù)值 方法的計算工作量大、在軌軌道轉(zhuǎn)移缺乏自主性等缺點，與現(xiàn)有的數(shù)值方法相比，本發(fā)明計 算量小，在已知目標(biāo)軌道參數(shù)時，衛(wèi)星可以在離開地面站控制的情況下進(jìn)行自主軌道轉(zhuǎn)移， 在工程上具有較強的實際應(yīng)用價值。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0013] 圖1是本發(fā)明方法的流程圖；
[0014] 圖2是本發(fā)明的制導(dǎo)方法原理圖；
[0015] 圖3是建立軌道動力學(xué)方程采用的極坐標(biāo)說明圖；
[0016] 圖4表示速度增益制導(dǎo)原理圖；
[0017] 圖5是第一次推力段軌道軌跡示意圖；
[0018] 圖6是滑行段軌道軌跡示意圖；
[0019] 圖7是第二次推力段軌道軌跡示意圖；
[0020] 圖8是不例仿真流程圖；
[0021] 圖9是仿真中軌道轉(zhuǎn)移軌跡圖；
[0022] 圖10是仿真中軌道轉(zhuǎn)移高度變化圖；
[0023] 圖11是仿真中衛(wèi)星徑向速度變化圖；
[0024] 圖12是仿真中衛(wèi)星切向速度變化圖；
[0025] 圖13是仿真中推力方向角變化圖；
[0026] 圖14是仿真中徑向、切向加速度變化圖；
[0027] 圖15是仿真中衛(wèi)星質(zhì)量變化圖。

【具體實施方式】

【具體實施方式】 [0028] 一：本實施方式的一種衛(wèi)星有限推力共面圓軌道自主軌道轉(zhuǎn)移制導(dǎo) 方法，方法的原理如圖1、2所示，它的具體過程如下：一種衛(wèi)星有限推力共面圓軌道自主軌 道轉(zhuǎn)移制導(dǎo)方法它按以下步驟實現(xiàn)：
[0029] 步驟一：建立衛(wèi)星軌道動力學(xué)模型；
[0030] 步驟二：根據(jù)初始軌道參數(shù)、目標(biāo)軌道參數(shù)和發(fā)射窗口初始條件，利用速度增益制 導(dǎo)，在發(fā)動機有限推力的作用下，進(jìn)入第一次推力作用段使衛(wèi)星進(jìn)入設(shè)計的橢圓滑行軌道， 然后關(guān)閉發(fā)動機，并使發(fā)動機關(guān)機時刻衛(wèi)星的速度等于橢圓滑行軌道極點的速度；
[0031] 步驟三：在衛(wèi)星進(jìn)入橢圓滑行軌道后，利用步驟一中的衛(wèi)星軌道動力學(xué)模型向前 積分的時間步長dt，得到新的狀態(tài)，根據(jù)得到的當(dāng)前位置信息，判斷衛(wèi)星在橢圓滑行軌道中 的位置是否滿足開機約束條件，當(dāng)達(dá)到開機約束條件后，在開機指令的控制作用下，發(fā)動機 再次開機，進(jìn)入第二次推力作用段；
[0032] 步驟四：利用速度增益制導(dǎo)，在發(fā)動機有限推力的控制作用中下，使衛(wèi)星當(dāng)前速度 逐漸趨于需要速度，直至使衛(wèi)星進(jìn)入目標(biāo)軌道，增益速度趨近于零并滿足目標(biāo)軌道條件，發(fā) 動關(guān)機，軌道轉(zhuǎn)移結(jié)束。
[0033] 本發(fā)明的優(yōu)點是：
[0034] 本發(fā)明基于實際工程背景，設(shè)計了"推一滑一推"三段式的同平面圓軌道自主軌道 轉(zhuǎn)移方法，設(shè)計在將實際發(fā)動機推力視為有限推力，相比于傳統(tǒng)的霍曼軌道轉(zhuǎn)移方法，本發(fā) 明在實際工程中符合實際工程背景；并且應(yīng)用了速度增益制導(dǎo)的方法，彌補了現(xiàn)有的數(shù)值 方法的計算工作量大、在軌軌道轉(zhuǎn)移缺乏自主性等缺點，與現(xiàn)有的數(shù)值方法相比，本發(fā)明計 算量小，在已知目標(biāo)軌道參數(shù)時，衛(wèi)星可以在離開地面站控制的情況下進(jìn)行自主軌道轉(zhuǎn)移， 在工程上具有較強的實際應(yīng)用價值。

【具體實施方式】 [0035] 二：本實施方式與一不同的是：本實施方式是對具體 實施方式一中的步驟一具體說明，所述步驟一中的衛(wèi)星軌道動力學(xué)模型是在極坐標(biāo)系下表 達(dá)的，軌道動力學(xué)模型采用的極坐標(biāo)系如圖3所示，它的具體形式為：以衛(wèi)星軌道面為極坐 標(biāo)面，取地心為坐標(biāo)極點，在軌道面內(nèi)衛(wèi)星與地心的距離r為極徑，以地心指向衛(wèi)星方向矢 量為極軸，以當(dāng)前極徑與初始機動時刻極徑的夾角9為極角，逆時針方向為正。通過極坐 標(biāo)系可以把速度分解為徑向速度\和切向速度ve ;
[0036] 所述步驟一中的衛(wèi)星軌道動力學(xué)模型為：

【權(quán)利要求】
1. 一種衛(wèi)星有限推力共面圓軌道自主軌道轉(zhuǎn)移制導(dǎo)方法，其特征在于它按以下步驟實 現(xiàn)： 步驟一：建立衛(wèi)星軌道動力學(xué)模型； 步驟二：根據(jù)初始軌道參數(shù)、目標(biāo)軌道參數(shù)和發(fā)射窗口初始條件，利用速度增益制導(dǎo)， 在發(fā)動機有限推力的作用下，進(jìn)入第一次推力作用段使衛(wèi)星進(jìn)入設(shè)計的橢圓滑行軌道，然 后關(guān)閉發(fā)動機，并使發(fā)動機關(guān)機時刻衛(wèi)星的速度等于橢圓滑行軌道極點的速度； 步驟三：在衛(wèi)星進(jìn)入橢圓滑行軌道后，利用步驟一中的衛(wèi)星軌道動力學(xué)模型向前積分 的時間步長dt，得到新的狀態(tài)，根據(jù)得到的當(dāng)前位置信息，判斷衛(wèi)星在橢圓滑行軌道中的位 置是否滿足開機約束條件，當(dāng)達(dá)到開機約束條件后，在開機指令的控制作用下，發(fā)動機再次 開機，進(jìn)入第二次推力作用段； 步驟四：利用速度增益制導(dǎo)，在發(fā)動機有限推力的控制作用中下，使衛(wèi)星當(dāng)前速度逐漸 趨于需要速度，直至使衛(wèi)星進(jìn)入目標(biāo)軌道，增益速度趨近于零并滿足目標(biāo)軌道條件，發(fā)動關(guān) 機，軌道轉(zhuǎn)移結(jié)束。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種衛(wèi)星有限推力共面圓軌道自主軌道轉(zhuǎn)移制導(dǎo)方法，其特 征在于所述步驟一中的衛(wèi)星軌道動力學(xué)模型為：
式中r為當(dāng)前時刻上星與地心之間的距離；Θ為衛(wèi)星的飛行方位角；\為極坐標(biāo)系下 的徑向速度為極坐標(biāo)系下的切向速度；F為發(fā)動機有限推力幅值；a表示加速度幅值;m 為衛(wèi)星的當(dāng)前質(zhì)量；Ig為發(fā)動機的比沖，單位為S5gtl為海平面標(biāo)準(zhǔn)重力加速度，α為推力 方向角，即推力矢量與切向速度的夾角，順時針為正，取值范圍為[-η，η]，μ為地心引力 常數(shù)。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的一種衛(wèi)星有限推力共面圓軌道自主軌道轉(zhuǎn)移制導(dǎo)方法， 其特征在于所述步驟二具體為： 一、速度增益制導(dǎo)的數(shù)學(xué)模型： 定義在t時刻衛(wèi)星的當(dāng)前速度為V，到達(dá)設(shè)定的橢圓滑行軌道需要速度為νκ，衛(wèi)星需要 增益的速度為Vg，得速度增益制導(dǎo)的數(shù)學(xué)模型為： Vg = Vr-V 式中V= [V1^νθ]τ,其中V1?和V0分別代表衛(wèi)星極坐標(biāo)系下的徑向速度和切向速度,上 標(biāo)T代表矩陣的轉(zhuǎn)置； 在第一次推力段，衛(wèi)星進(jìn)入橢圓滑行軌道的目標(biāo)點為衛(wèi)星當(dāng)前位置距橢圓滑行軌道最 近的一個極點，在橢圓滑行軌道極點的位置處衛(wèi)星的徑向速度為零，只有切向速度，所以需 要速度Vk可根據(jù)如下公式計算：
式中表示需要速度的切向分量，其大小僅與衛(wèi)星的當(dāng)前位置有關(guān)，其中μ為地心 引力常數(shù)，r代表當(dāng)前時刻衛(wèi)星與地心之間的距離，rf為軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)的最終目標(biāo)軌道半 徑，上標(biāo)T代表矩陣的轉(zhuǎn)置； 二、推力方向的確定： 在速度增益制導(dǎo)的過程中，直接取推力的方向與增益速度Vg的方向一致，得推力方向 角α的計算公式為：
式中Vg代表增益速度，v#和vg0分別表示增益速度在極坐標(biāo)系下的徑向和切向分量， 符號atan(·)為反正切函數(shù)，返回數(shù)值表達(dá)式的反正切值，上標(biāo)T代表矩陣的轉(zhuǎn)置； 三、推力大小的選擇： 由于發(fā)動機屬于有限推力，所述發(fā)動機有限推力幅值F取值按如下方式：
式中F_、Fmin分別代表發(fā)動機的最大有限推力和最小有限推力幅值，dt表示向前積分 的時間步長； 四、 發(fā)動機關(guān)閉指令的判斷： 發(fā)動機關(guān)閉指令選用Y制導(dǎo)的方式，根據(jù)制導(dǎo)原理，發(fā)動機關(guān)閉方程可取為： vg=IvgI<ε- 〇 式中ε表示可容忍誤差，其大小取決于發(fā)動機的比沖和制導(dǎo)周期，ε的值越小制導(dǎo)精 度越高； 所述滑行橢圓軌道軌道是需要增益的速度最小的軌道，對應(yīng)于關(guān)機時刻極點速度大小 可根據(jù)如下軌道速度公式計算：其中，所述極點是由低軌向高軌轉(zhuǎn)移為最低點或由高軌向 低軌轉(zhuǎn)移為最高點，
式中r為當(dāng)前時刻衛(wèi)星與地心之間的距離，rf為軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)的最終目標(biāo)軌道半徑； 其中發(fā)動機關(guān)機時刻的地心距即為滑行橢圓軌道的最高或最低心距，發(fā)動機關(guān)機時刻 衛(wèi)星進(jìn)入的軌道，即為設(shè)計的橢圓軌道。
4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種衛(wèi)星有限推力共面圓軌道自主軌道轉(zhuǎn)移制導(dǎo)方法，其特 征在于所述步驟三具體為： 一、 衛(wèi)星在橢圓滑行軌道滑行過程中，發(fā)動機處于關(guān)機狀態(tài)，即加速度幅值a為零，向 前積分的時間步長dt取決于制導(dǎo)周期的大小，考慮到衛(wèi)星上所帶計算機的計算延遲，計算 步長dt的值必須大于或等于制導(dǎo)周期，實現(xiàn)準(zhǔn)確的判斷，dt的取值范圍?。? τ<dt< 2τ 其中式中τ為制導(dǎo)周期； 二、 所述步驟三中發(fā)動機再次開機的時間判斷依據(jù)是：軌道轉(zhuǎn)移過程中計算是連續(xù)的， 當(dāng)計算第一次軌道高度達(dá)到預(yù)設(shè)的閥值Λh時，發(fā)動機開機，閥值根據(jù)如下公式計算： r-rfI=Ah 式中r為當(dāng)前時刻地心距，rf為軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)的最終目標(biāo)軌道半徑，取Λh〈10公里，Λh的大小取決于星敏感器的測量誤差以及推重比的大小，其大小直接影響著最終軌道與 目標(biāo)軌道的偏差以及入軌時間和燃料消耗量。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1或4所述的一種衛(wèi)星有限推力共面圓軌道自主軌道轉(zhuǎn)移制導(dǎo)方法， 其特征在于所述步驟四具體為： 一、 制導(dǎo)方式采用與步驟二中相同的制導(dǎo)方式，即速度增益制導(dǎo)，制導(dǎo)公式為： Vg =Vr-V 式中Vg代表增益速度，表示需要速度，V表示當(dāng)前時刻衛(wèi)星的速度； 在第二次開機時刻，衛(wèi)星的位置已接近任務(wù)最終需要滿足的目標(biāo)軌道高度，再次引入 速度增益的制導(dǎo)的目的是使衛(wèi)星準(zhǔn)確的進(jìn)入目標(biāo)軌道，并停留在目標(biāo)軌道上運行，由于目 標(biāo)軌道是圓軌道，因此制導(dǎo)的最終目標(biāo)是使衛(wèi)星的徑向速度為零，切向速度滿足在目標(biāo)軌 道停留約束條件，在該階段當(dāng)前需要速度Vk按如下公式計算：
式中μ為地心引力常數(shù)，1>為軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)的最終目標(biāo)軌道半徑，上標(biāo)T代表矩陣的 轉(zhuǎn)置； 二、 推力方向的確定： 由于第二次推力段，在制導(dǎo)的過程中，直接取推力的方向與增益速度Vg的方向一致，得 推力方向角α的計算公式為：
式中Vg代表增益速度，v#和Vg0分別表示增益速度在極坐標(biāo)系下的徑向和切向分量， 上標(biāo)T代表矩陣的轉(zhuǎn)置，符號atan(·)為反正切函數(shù)，返回數(shù)值表達(dá)式的反正切值； 三、 推力大小的選擇： 在制導(dǎo)過程中選取發(fā)動機的推力方向與增益速度Vg的方向一致，推力大小仍按如下方 式選擇：
式中F_、Fmin分別代表發(fā)動機的最大推力和最小推力幅值，dt為計算時間步長； 四、關(guān)機指令的判斷： 在制導(dǎo)過程中選取發(fā)動機的推力方向與增益速度Vg的方向一致，關(guān)機指令選用Y制 導(dǎo)的方式，關(guān)機方程取為： Vg=IVgI^ O 式中ε'表示最大可接受的誤差值，其大小與制導(dǎo)周期和發(fā)動機比沖有關(guān)，理想情況 下能達(dá)到ε' = 〇,即軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)的最終軌道與目標(biāo)軌道完全吻合，但在實際制導(dǎo)過程 中由于存在計算模型誤差、時間延遲以及測量設(shè)備的測量誤差等，ε' = 〇很難實現(xiàn)，因此 只能選擇在達(dá)到ε'時生成關(guān)機指令，ε'的值越小最終軌道與目標(biāo)軌道的偏差越 ??； 發(fā)動機關(guān)機之后，軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)結(jié)束。
【文檔編號】B64G1/24GK104443432SQ201410691418
【公開日】2015年3月25日 申請日期:2014年11月25日 優(yōu)先權(quán)日:2014年11月25日
【發(fā)明者】耿云海, 曾奎, 陳雪芹, 易濤 申請人:哈爾濱工業(yè)大學(xué)