CN103818564B - 一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法 - Google Patents

一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法。首先计算小推力轨道维持所需推力，然后计算对地定向姿态控制所需力矩，最后计算小推力一体化控制指令。本发明采用轨道维持与对地定向姿态一体化控制，有效消除了因轨道姿态控制相对独立所产生的控制冗余，可以有效地节省航天器上有限的燃料和能源；且本发明中所涉及的解析推导简单有效、易于实现，方法简单，可靠性高，计算速度快。

Description

一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法
技术领域
本发明涉及一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法，属于航天器轨道姿态动力学与控制领域。
背景技术
航天器长期在轨运行，需要保持特定的姿态与轨道高度。通常情况下，航天器的轨道与姿态控制通常相对独立。
轨道维持一般采用施加脉冲的方式。当航天器低于一定轨道高度时，采用轨道控制发动机施加推力脉冲，让航天器重新回到较高的轨道高度。当航天器在气动力的作用下再次下降到轨道高度下限时，再次施加脉冲。即持续间断性地施加脉冲，使航天器保持在一定的轨道高度范围内。这种方式虽然可以有效地维持轨道高度，但会使航天器轨道高度变化较大，且会产生较大的过载，对航天员与实验设备产生不利的影响。
对地定向姿态是航天器的一种特定姿态，载人飞船、对地观测卫星、导航卫星等航天器通常采用这种姿态。对地定向的姿态控制可采用控制力矩陀螺实现，其控制精度较高。然而，对地定向过程中，由于环境力矩的不断累积，会使控制力矩陀螺的角动量趋于饱和，这就需要采用推力器进行不断的卸载，这会造成大量的额外推进剂消耗。
航天器轨道姿态控制的相对独立，会带来较大的控制冗余，从而带来不必要的燃料与能源消耗。针对传统方法的不足，本发明提出一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法。目前尚无公开文献涉及此类方法。
发明内容
本发明的目的是提供一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法。本发明采用轨道维持与对地定向姿态一体化控制，有效消除了因轨道姿态控制相对独立所产生的控制冗余，可以有效地节省航天器上有限的燃料和能源；且本发明中所涉及的解析推导简单有效、易于实现，方法简单，可靠性高，计算速度快。
本发明的技术方案如下：
第一步:小推力轨道维持的推力计算
空间环境气动力是影响航天器轨道高度的主要因素，气动力可通过下式计算
（1）
其中，为大气密度，为来流速率，为阻力系数，为航天器的迎流面积，为速度方向。
航天器的迎流面积由其本身的姿态和帆板的方向决定，在保持力矩平衡姿态时，姿态基本保持不变，而太阳能帆板通常指向太阳，呈周期性变化规律。因而，航天器的迎流面积可由下式计算
（2）
其中，为迎流面积常值项，为迎流面积周期项幅值，为轨道角速度，t为时间，为周期项初始相位。
为消除气动力对轨道高度的影响，轨道维持所需的控制力为
（3）
此外，还需根据航天器当前航天器的轨道半长轴调整，通过对观测量的状态反馈对控制力修正
（4）
其中，为平均轨道角速度，为轨道偏心率，f为航天器真近点角，为小推力脉冲时长，为轨道高度平偏差。
那么，轨道维持所需的总的推力为
（5）
第二步:对地定向姿态控制
对地定向姿态的保持采用控制力矩陀螺，其控制力矩
（6）
其中，和为控制器比例参数、微分参数，为对地定向姿态，航天器当前姿态，表示当空间站姿态为时轨道角速度在体坐标系中的表示，表示为
（7）
然而，在环境力矩的作用下，控制力矩陀螺会趋于饱和，可通过小推力发动机提供的力矩让控制力矩陀螺避免饱和。由于空间站保持对地定向姿态，控制力矩陀螺的在体坐标系中的x与z方向的角动量会不断交换，因此仅对y与z方向的角动量实施控制就可实现控制力矩陀螺三轴角动量的控制。
假设控制力矩陀螺初始角动量为，控制力矩陀螺的饱和值为，设定门限值，其中为饱和系数，采用如下控制逻辑，
表1控制力矩指令列表
工作区域划分如图1所示
第三步:小推力一体化控制指令计算
采用四台小推力发动机实现轨道维持与力矩平衡姿态保持，其布局位置如图2所示。其中M 1~M 4四台发动机安装在航天器后方，推力方向都指向体坐标系方向，提供轨道维持所需的控制力，并通过分配推力实现控制力矩陀螺饱和状态下的俯仰和偏航方向姿态的控制以及控制力矩陀螺的卸载。
根据轨道维持与力矩平衡姿态保持所需的控制力与控制力矩，推力器各个发动机的推力指令可由下表得到
表2推力器指令列表
本发明的优点在于：
1、采用轨道维持与力矩平衡姿态一体化控制，有效节省控制消耗；
2、采用小推力进行控制，控制精度高。
附图说明
图1为工作区域划分示意图，
图2为小推力发动机布局示意图。
具体实施方式
本发明的具体实施流程如下：
第一步:小推力轨道维持的推力计算；
第二步:对地定向姿态控制；
第三步:小推力一体化控制指令计算。
采用本发明可以达到以下技术效果：
1、本发明采用轨道维持与对地定向姿态一体化控制，有效消除了因轨道姿态控制相对独立所产生的控制冗余，可以有效地节省航天器上有限的燃料和能源；
2、本发明较航天器传统的控制执行机构，采用小推力对航天器的轨道姿态进行控制，精度高；
3、本发明中所涉及的解析推导简单有效、易于实现，方法简单，可靠性高，计算速度快。
总之，本发明具节省控制消耗、控制精度高、方法简单、可靠且计算速度快等优点，具有较好的应用前景。

Claims (3)

1.一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法，采用轨道维持与力矩平衡姿态一体化控制，节省控制消耗；采用小推力进行控制，其特征在于，该方法具体包括：
第一步：小推力轨道维持的推力计算；
空间环境气动力是影响航天器轨道高度的主要因素，气动力通过下式计算
（1）
其中，为大气密度，为来流速率，为阻力系数，为空间站的迎流面积，为速度方向；
航天器的迎流面积由其本身的姿态和帆板的方向决定，航天器的迎流面积由下式计算
（2）
其中，为迎流面积常值项，为迎流面积周期项幅值，为轨道角速度，t为时间，为周期项初始相位；
为消除气动力对轨道高度的影响，轨道维持所需的控制力为
（3）
根据航天器当前航天器的轨道半长轴调整，通过对观测量的状态反馈对控制力修正
（4）
其中，为平均轨道角速度，为轨道偏心率，f为航天器真近点角，为小推力脉冲时长，为轨道高度平偏差；
那么，轨道维持所需的总的推力为
（5）；
第二步：对地定向姿态控制；
对地定向姿态的保持采用控制力矩陀螺，其控制力矩
（6）
其中，和控制器参数，为对地定向姿态，表示当空间站姿态为时轨道角速度在体坐标系中的表示，航天器当前姿态，表示为
（7）；
第三步：小推力一体化控制指令计算；
采用四台小推力发动机实现轨道维持与力矩平衡姿态保持，四台发动机安装在航天器后方，推力方向都指向体坐标系方向，提供轨道维持所需的控制力，通过分配推力实现控制力矩陀螺饱和状态下的俯仰和偏航方向姿态的控制以及控制力矩陀螺的卸载。
2.根据权利要求1所述的一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法，其特征在于，所述控制力矩陀螺初始角动量为，控制力矩陀螺的饱和值为，设定门限值，其中为饱和系数，控制力矩指令列表如下：
。
3.根据权利要求1所述的一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法，其特征在于，所述推力器各个发动机的推力指令由下表得到
。
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