CN104058104B - 无加速度计情况下一种基于关调制的高精度轨控方法 - Google Patents

Abstract

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。

Description

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

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

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1°～3°的偏差。另外，姿态控制可能积累的轨控效果一般被忽略。

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“JournalofGuidance，ControlandDynamics”第3期的文章“SpaceborneAutonomousFormation-FlyingExperimentonthePRISMAMission”所介绍的PRISMA(PrototypeResearchInstrumentsandSpaceMissionTechnologyAdvancement)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。

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

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。

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：

(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_on、理想轨控开机时长T_orbit及理想轨控关机时刻t_off＝t_on+T_orbit；

(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t_on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_iJet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θ_B进行限幅得到I_Jet＝mlf(I_Jet,θ_B)。式中限幅函数mlf()定义为：

$\mathrm{mlf}(x,a)=\left\{\begin{array}{cc}x& \left(\right|x|<a)\\ a& (x\&GreaterEqual;a)\\ -a& (x\&le;-a)\end{array}\right.$

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T_attitude；

(5)根据步骤(1)中的理想轨控开机时长T_orbit和步骤(4)得出的T_attitude，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_T，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Δ_T，计算出理想关机时刻到来之后需要继续补充的轨控时间ΔT_orbit＝T_orbit·Δ_T，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′_off＝t_off+ΔT_orbit＝t_on+T_orbit(1+Δ_T)为止。

本发明与现有技术相比的有益效果是：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。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，既提高了实际轨控推力作用方向的精度，又保证了轨控速度增量大小的精度，综合达成了高精度的轨控效果，从而为高精度轨道控制拓展了新的实现途径。本发明的技术内容在某新技术试验卫星完成我国首次自主编队飞行试验的过程中发挥了十分重要的作用。

附图说明

图1为本发明方法的流程框图；

图2为本发明中作为背景实例的某新技术试验卫星发动机配置示意图；

图3为本发明中涉及的常用的姿态喷气相平面控制律。

具体实施方式

对于有轨控任务的航天器，一般配置有专门的轨控发动机，而且由于轨控时对姿态的干扰力矩较大，轨控期间的姿态控制也采用姿控发动机、调用姿态喷气相平面控制律来加以保证，不过现有航天器实施轨控期间姿态控制的精度通常较低，在1°～3°范围。如果要保证轨控速度增量大小的精度，航天器一般还需要配置加速度计对轨控速度增量进行累计，以便准确地实现速度增量关机。但在某些特殊情况下，上述两方面配置条件都不具备，而且对轨控推力矢量方向及轨控速度增量大小都有相当高的要求，迫使技术人员从姿态与轨道控制方法角度给出解决办法。本发明针对这样的背景，给出无加速度计情况下一种基于关调制的高精度轨控方法，达到了预期的目标，并具有推广应用价值。

图1为本发明方法的流程图。

作为本发明的背景实例，图2给出某新技术试验卫星发动机配置示意图。该新技术试验卫星由推进舱与载荷舱组成，推进舱位于卫星尾部。其推进舱上发动机布局如图2所示，图中所有发动机标称推力均为1N，没有专门的轨控发动机。图中卫星机械坐标系Oxyz的y、z轴与卫星质心坐标系O_bx_by_bz_b相应轴平行，x轴完成右手螺旋系，与卫星质心坐标系x_b轴平行且距离很近。卫星质心O_b随液体燃料的消耗有所移动。容易理解，卫星的轨道控制只能基于图中发动机Jx1～Jx4来实现。为了避免轨控积累效应，在轨控期间滚动姿态可选用Jy1～Jy4或Jz1～Jz4加以适当组合产生正、负滚动力偶来实现；而俯仰姿态只能兼用Jx2与Jx4来完成，前者提供负向俯仰力矩，后者提供正向俯仰力矩；偏航姿态则只能兼用Jx1与Jx3来完成，前者提供正向偏航力矩，后者提供负向偏航力矩。

从理想轨控角度，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，星载控制计算机接受地面注入或采用星上制导律计算结果，向发动机发送开机时刻t_on与理想轨控开机时间长度T_orbit。因而该新技术试验卫星4台准备用于卫星轨控的姿控发动机Jx1～Jx4从t_on开始一直全部开机执行轨控的理想关机时刻为：

t_off＝t_on+T_orbit

在轨控过程中，航天器姿态控制通常采用姿态喷气相平面控制律算法来实现。图3是常用的姿态喷气相平面控制律，参见屠善澄院士主编的《卫星姿态动力学与控制》(宇航出版社，2001)第442页。由于卫星质心随燃料消耗等在缓慢移动，Jx1与Jx3相对于卫星质心的偏航力臂不严格相等，Jx2与Jx4相对于卫星质心的俯仰力臂不严格相等，当这4台发动机同时开机时必然给偏航、俯仰姿态带来干扰力矩，再考虑到轨控开始时姿态角及角速度均不严格为零及其它非卫星本身的外部干扰力矩，在理论上要求发动机Jx1～Jx4提供轨控推力的同时，还要求其中某些发动机根据姿态喷气相平面控制律提供姿态控制力矩。而在实际执行中这只能通过与这些发动机对称的发动机适时、适度关机来实现，这就是所谓“关调制”技术。容易理解，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

图3中θ_B为姿态控制大推力限速区抗外滑阀值参数。这个参数在保证轨道控制推力方向的情形下通常取值为3°。直接基于姿态确定结果调用姿态喷气相平面控制律，在常值干扰力矩作用下，其结果一般是轨控期间航天器平均姿态相对于标称目标姿态存在均值接近θ_B或-θ_B的偏离。这对于编队飞行高精度相对轨道控制而言是无法接受的。

分析可知，出现上述较大平均姿态偏离的根本原因在于航天器在轨控期间存在较大的方向不变的姿态干扰力矩。这个因素在采用关调制技术的情形同样存在。为此，首先对实际姿态相对于期望标称姿态的偏差进行积分：

$I_{\mathrm{Jet}}=k_{\mathrm{iJet}}{\&Integral;}_{t_{\mathrm{on}}}^t{\mathrm{\&delta;}}_{\widehat{\mathrm{\&phi;}}}\mathrm{dt}$

式中，k_iJet为选定的积分系数，t为当下时刻。姿态偏差积分项I_Jet在每次启动轨控模式之前，即轨控开机时刻t_on之前都应清零；积分系数k_iJet需要根据干扰力矩取不同的合适的值。

随后，对积分结果采用抗外滑区阀值参数θ_B进行限幅I_Jet＝mlf(I_Jet,θ_B)，式中限幅函数mlf(x,a)定义为：

$\mathrm{mlf}(x,a)=\left\{\begin{array}{cc}x& \left(\right|x|<a)\\ a& (x\&GreaterEqual;a)\\ -a& (x\&le;-a)\end{array}\right.$

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，一般为1°～3°。

最后，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，将使实际姿态逐步靠近期望标称姿态。

由于关调制的实施，在理想轨控关机时刻t_off到来时，理想轨控开机时长T_orbit实际上并未以所有用于轨控的发动机一直全部开机的方式完整地执行，这就需要在t_off之后加以补充，我们称之为轨控开机时间延展。这里只估算抵消由于质心偏离所导致的干扰力矩所需要的补充姿控开机时间。该姿控开机时间估算可基于“冲量矩平衡”原则来实现。“冲量矩平衡”原则可表述为：可用于轨控的发动机全开机所导致的关于卫星质心的主矩的冲量矩由短力臂的发动机独立姿控开机所积累的冲量矩来平衡。当然，后者也是轨控积累的一部分。对俯仰姿态运用该原则，有：

F·Δz_b·T_orbit+f·z_{short_arm}·T_pitch＝0

${\mathrm{\&delta;}}_{\mathrm{pitch}}\stackrel{\mathrm{\&Delta;}}{=}\frac{T_{\mathrm{pitch}}}{T_{\mathrm{orbit}}}=-\frac{F\&CenterDot;{\mathrm{\&Delta;z}}_b}{f\&CenterDot;z_{\mathrm{short}\_\mathrm{arm}}}$

式中，F为4台参与轨控的发动机全开时的推力合力，Δz_b为轨控合力偏心z_b坐标，工程中一般不能事先确知，z_{short_arm}为俯仰姿态的短力臂发动机的z_b坐标，f为单台参与轨控的发动机的推力，一般认为每台发动机推力相等，T_pitch为理想轨控开机时段内俯仰短力臂发动机独立姿控开机时间长度，可在工程现场中统计出来，与俯仰长力臂发动机独立关机时间长度相等，δ_pitch为短力臂发动机独立进行俯仰姿控的开机时间因子，无量纲。

对偏航姿态运用“冲量矩平衡”原则，有：

F·Δy_b·T_orbit+f·y_{short_arm}·T_yaw＝0

${\mathrm{\&delta;}}_{\mathrm{yaw}}\stackrel{\mathrm{\&Delta;}}{=}\frac{T_{\mathrm{yaw}}}{T_{\mathrm{orbit}}}=-\frac{F\&CenterDot;{\mathrm{\&Delta;y}}_b}{f\&CenterDot;y_{\mathrm{short}\_\mathrm{arm}}}$

式中，Δy_b为轨控合力偏心y_b坐标，工程中一般不能事先确知，y_{short_arm}为偏航姿态的短力臂发动机的y_b坐标，T_yaw为理想轨控开机时段内偏航短力臂发动机独立姿控开机时间长度，与偏航长力臂发动机独立关机时间长度相等，可在工程现场中统计出来，δ_yaw为短力臂发动机独立进行偏航姿控的开机时间因子，无量纲。

于是，在仅考虑轨控期间由于质心偏离所导致的姿态控制关调制因素的前提下，因俯仰及偏航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T_attitude为：

T_attitude＝T_pitch+T_yaw

基于前述制导律计算得到的理想轨控开机时长T_orbit及因关调制所致的总的短力臂发动机独立姿控开机时长T_attitude，可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为：

${\mathrm{\&delta;}}_T=\frac{T_{\mathrm{attitude}}}{T_{\mathrm{orbit}}}={\mathrm{\&delta;}}_{\mathrm{pitch}}+{\mathrm{\&delta;}}_{\mathrm{yaw}}$

因此，理想关机时刻t_off到来后应当增加的所有用作轨控的姿控发动机Jx1～Jx4全开机的时间为不过需要特别注意的是，在这一延展时段，“冲量矩平衡”原则继续生效，姿态关调制将继续发生，从而积累出在该时段结束后还需要继续增加的轨控时段……这样的时间延展量越来越短，直到趋于零。因此不难理解，在关调制意义下，卫星实际轨控开机时间跨度为：

$T_{\mathrm{\&Sigma;}}=T_{\mathrm{orbit}}+T_{\mathrm{orbit}}\&CenterDot;\frac{f}{F}{\mathrm{\&delta;}}_T+T_{\mathrm{orbit}}\&CenterDot;\frac{f}{F}{\mathrm{\&delta;}}_T\&CenterDot;\frac{f}{F}{\mathrm{\&delta;}}_T+...=T_{\mathrm{orbit}}[1+\frac{f}{F}{\mathrm{\&delta;}}_T+{\left(\frac{f}{F}{\mathrm{\&delta;}}_T\right)}^2+...]=\frac{T_{\mathrm{orbit}}}{1-\frac{f}{F}{\mathrm{\&delta;}}_T}$

从工程应用方便的角度考虑，定义一个关调制轨控时间增量因子：

${\mathrm{\&Delta;}}_T\stackrel{\mathrm{\&Delta;}}{=}\frac{1}{1-\frac{f}{F}{\mathrm{\&delta;}}_T}-1=\frac{f}{F}{\mathrm{\&delta;}}_T\left(\frac{1}{1-\frac{f}{F}{\mathrm{\&delta;}}_T}\right)=\frac{f{\mathrm{\&delta;}}_T}{F-f{\mathrm{\&delta;}}_T}$

式中，f及F的含义前面已有说明。从而，在仅考虑轨控期间由于质心偏离所导致的姿态控制关调制因素的前提下，理想关机时刻到来之后需要继续补充的轨控时间为：

ΔT_orbit＝T_orbit·Δ_T

实际轨控开机时间应为：

T_Σ＝T_orbit+ΔT_orbit

从而延展后关机时刻应为：

t′_off＝t_off+ΔT_orbit＝t_on+T_orbit(1+Δ_T)

即轨控及关调制姿态控制从t_on开始执行，直到t′_off为止。

上述方法原理不难推广应用到需要采用关调制技术的一般情形。

Claims (1)

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t_on、理想轨控开机时长T_orbit及理想轨控关机时刻t_off＝t_on+T_orbit；

(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t_on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_iJet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θ_B进行限幅得到I_Jet＝mlf(I'_Jet,θ_B)，式中限幅函数mlf()定义为：

$mlf(x,a)=\left\{\begin{array}{cc}x& \left(\right|x|<a)\\ a& (x\&GreaterEqual;a)\\ -a& (x\&le;-a)\end{array}\right.$

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T_attitude；

(5)根据步骤(1)中的理想轨控开机时长T_orbit和步骤(4)得出的T_attitude，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_T，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Δ_T，计算出理想关机时刻到来之后需要继续补充的轨控时间ΔT_orbit＝T_orbit·Δ_T，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′_off＝t_off+ΔT_orbit＝t_on+T_orbit(1+Δ_T)为止。