CN105799954B - 天基分散部署微纳载荷的模块化飞行器及其变轨制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种天基分散部署微纳载荷的模块化飞行器及其变轨制导方法，所述飞行器包括：承载与推进一体化单元、测量与控制一体化单元、轻小型级间适配分离装置；可以实现远程自主快速变轨到目标轨道。本发明解决了飞行器高集成一体化、天基承载与分离、天基快速机动与部署、模块化可分离的问题，实现了微纳载荷快速部署的要求。

Description

天基分散部署微纳载荷的模块化飞行器及其变轨制导方法

技术领域

本发明涉及宇航飞行器，特别涉及一种天基分散部署微纳载荷的模块化飞行器及其变轨制导方法。

背景技术

空间技术的未来发展趋势是任务多样化和响应快速性，要求在有限的时间内快速完成预期轨道的到达，从而实现对目标的飞越交会，或微纳载荷群组网完成特定任务。因此有必要研制一种新概念远程快速投送飞行器，作为微纳载荷的运输平台。

发明内容

本发明所要解决的问题是微纳卫星群组部署响应时间长，不能满足现代空间任务快速性的需求；本发明提供一种天基分散部署微纳载荷的模块化飞行器及其变轨制导方法。

本发明提供的天基分散部署微纳载荷的模块化飞行器包括：承载与推进一体化单元、测量与控制一体化单元、适配分离装置。

进一步，所述承载与推进一体化单元包括：气瓶、储箱、姿控推力器、轨控推力器和连接支撑板；所述气瓶、储箱、姿控推力器、轨控推力器安装于连接支撑板。

进一步，所述适配分离装置包括：分离推动组合、辅助支撑装置和电缆切割器。

进一步，所述测量与控制一体化单元包括：八棱柱舱段、所述八棱柱舱段内的支撑框架，集成于八棱柱舱段内的第一三视场头部、第二三视场头部、第三三视场头部、对天GPS天线、第一模拟太阳角计、第二模拟太阳角计、MEMS测量组合、锂电池组、对地测控收发天线、对地GPS天线、数传天线、充放电管理模块、集成信息处理模块、磁力矩器、三轴微飞轮、对天测控收发天线。

进一步，所述集成信息处理模块包括综合信息处理板、三视场星空敏感器后端融合处理板、单片扩频测控应答机、单片X数传发射机、GPS接收机。

本发明所提供的天基分散部署微纳载荷的模块化飞行器的变轨制导方法包括：

步骤一、飞行器运行于大椭圆轨道并存在机动情况下的自主导航；

步骤二、远程大范围变轨制导与轨道控制方法。

进一步，所述步骤一包括：

步骤1.1、取航天器姿态四元数、位置、速度、陀螺常值随机偏置及加速计的常值随机偏置做状态量，以星敏解算的姿态四元数及GNSS接收机输出的位置速度为量测信息，进行滤波解算；

步骤1.2、建立轨道动力学方程，采用陀螺测量得到航天器的姿态角速度，并经常值补偿、姿态积分解算后得到姿态角；星敏测量后进行姿态确定性解算得到航天器姿态四元数；GNSS接收机测量后进行确定性解算得到航天器位置速度；加速度计测量得到航天器的机动加速度，并经常值补偿、比力分解、引力补偿、积分解算后得到位置速度；根据EKF滤波算法进行姿态轨道耦合最优估计解算，得到姿态轨道最优估计。

进一步，所述步骤二包括：

步骤2.1、初制导和末制导采用霍曼转移和Lambert转移相结合方法，首先调整平台相位角，使Lambert变轨的轨道接近于霍曼转移轨道，最终的变轨窗口参数是在相位调整完成后按照Lambert变轨优化求解得到；

步骤2.2、中制导过程采用速度增益制导实现，以飞行器当前时刻位置和速度为变轨初始状态，以初制导轨道转移剩余时间为转移时间，目标点不变，求解Lambert变轨问题，实时计算变轨速度增量，然后实时调整变轨推力方向。

本发明采用的方法，其优点和有益效果是：天基快速分散部署微纳载荷的模块化飞行器采用模块化集成化设计，速度增量质量比大，可提供2300m/s的速度增量，具备强大的远程自主精确快速机动能力、低成本大量在轨部署与长期潜伏能力、多种任务载荷的灵活通用化承载与投送能力。可以实现从卫星上发射卫星，从低轨到高轨变轨时间不大于6小时，即实现微纳载荷向远程、异轨、异面目标区域的快速投送。

附图说明

图1是本发明提供的天基快速分散部署微纳载荷的模块化飞行器的示意图；

图2是本发明提供的天基快速分散部署微纳载荷的模块化飞行器中测量与控制一体化单元内部组成示意图；

图3是本发明提供的天基快速分散部署微纳载荷的模块化飞行器远程变轨中制导导航与制导示意图。

具体实施方式

为了使本方法的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本方法进行进一步详细说明。

结合参考图1和2，本发明提供一种模块化飞行器构型，包括气瓶1、储箱2、姿控推力器3、轨控推力器4、连接支撑板5和测量与控制一体化单元6。气瓶和两个储箱通过连接支撑板连接起来组成一个整体，四台150N轨控推力器安装在飞行器尾部，用于提供初制导和末制导轨控推力，12台10N姿控推力器安装在连接支撑板上，用于修正调整姿态并在中制导修正过程中提供轨控推力。

图2是本发明提供的天基快速分散部署微纳载荷的模块化飞行器中测量与控制一体化单元内部组成示意图，采用高度集成化与一体化设计，独自成为一个八棱柱舱段，内部设计了支撑框架，集成了多视场星空敏感器、惯测组合、综合电子、供电与管理单元、测控单元的所有功能。

测量与控制一体化单元中1包括：八棱柱舱段、所述八棱柱舱段内的支撑框架，集成于八棱柱舱段内的第一三视场头部22、第二三视场头部23、第三三视场头部24、对天GPS天线32、第一模拟太阳角计33、第二模拟太阳角计42、MEMS测量组合24、锂电池组25、对地测控收发天线26、对地GPS天线27、数传天线28、充放电管理模块29、集成信息处理模块30、磁力矩器31、三轴微飞轮43、对天测控收发天线44。所述集成信息处理模块30包括综合信息处理板、三视场星空敏感器后端融合处理板、单片扩频测控应答机、单片X数传发射机、GPS接收机。整个测控舱段外包络Φ500，高度只有10cm。

图3是本发明提供的天基快速分散部署微纳载荷的模块化飞行器远程变轨中制导导航与制导示意图，本发明提供的自主远程大范围变轨，包括：

步骤一、飞行器运行于大椭圆轨道并存在机动情况下的自主导航。

采用高轨惯性/天文/GNSS组合自主导航滤波算法，可用于航天器机动情况下的自主导航。取航天器姿态四元数、位置、速度、陀螺常值随机偏置及加速计的常值随机偏置做状态量，以星敏解算的姿态四元数及GNSS接收机输出的位置速度为量测信息，进行滤波解算。

建立轨道动力学方程，采用陀螺测量得到航天器的姿态角速度，并经常值补偿、姿态积分解算后得到姿态角；星敏测量后进行姿态确定性解算得到航天器姿态四元数；GNSS接收机测量后进行确定性解算得到航天器位置速度；加速度计测量得到航天器的机动加速度，并经常值补偿、比力分解、引力补偿、积分解算后得到位置速度；根据EKF滤波算法进行姿态轨道耦合最优估计解算，得到姿态轨道最优估计。

步骤二、远程大范围变轨制导与轨道控制方法。

远程大范围变轨制导包括初制导、中制导和末制导，初、中制导结束后不仅需要保证飞行器处于目标轨道前方，而且为尽量减小末制导轨控的压力，最理想状态是到达目标区域时基本处于大椭圆转移轨道的远地点区域，并且要尽量减少燃料消耗。初制导和末制导采用霍曼转移和Lambert转移相结合方法，首先调整平台相位角，使Lambert变轨的轨道接近于霍曼转移轨道，最终的变轨窗口参数是在相位调整完成后按照Lambert变轨优化求解得到的。中制导过程采用速度增益制导实现，以飞行器当前时刻位置和速度为变轨初始状态，以初制导轨道转移剩余时间为转移时间，目标点不变，求解Lambert变轨问题，多次实时计算变轨速度增量，然后实时调整变轨推力方向，即可有效消除有限推力导致的误差。

综上所述，此方法的优点是：天基快速分散部署微纳载荷的模块化飞行器采用模块化集成化设计，速度增量质量比大，可以实现从卫星上发射卫星，即实现微纳载荷向远程、异轨、异面目标区域的快速投送。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (2)

1.一种天基分散部署微纳载荷的模块化飞行器的变轨制导方法，其特征在于，包括：

步骤一、飞行器运行于大椭圆轨道并存在机动情况下的自主导航；

步骤二、远程大范围变轨制导与轨道控制方法；

所述步骤一包括：

步骤1.1、取航天器姿态四元数、位置、速度、陀螺常值随机偏置及加速计的常值随机偏置做状态量，以星敏解算的姿态四元数及GNSS接收机输出的位置速度为量测信息，进行滤波解算；步骤1.2、建立轨道动力学方程，采用陀螺测量得到航天器的姿态角速度，并经常值补偿、姿态积分解算后得到姿态角；星敏测量后进行姿态确定性解算得到航天器姿态四元数；GNSS接收机测量后进行确定性解算得到航天器位置速度；加速度计测量得到航天器的机动加速度，并经常值补偿、比力分解、引力补偿、积分解算后得到位置速度；根据EKF滤波算法进行姿态轨道耦合最优估计解算，得到姿态轨道最优估计。

2.依据权利要求1所述的天基分散部署微纳载荷的模块化飞行器的变轨制导方法，其特征在于，

所述步骤二包括：

步骤2.1、初制导和末制导采用霍曼转移和Lambert转移相结合方法，首先调整平台相位角，使Lambert变轨的轨道接近于霍曼转移轨道，最终的变轨窗口参数是在相位调整完成后按照Lambert变轨优化求解得到；

步骤2.2、中制导过程采用速度增益制导实现，以飞行器当前时刻位置和速度为变轨初始状态，以初制导轨道转移剩余时间为转移时间，目标点不变，求解Lambert变轨问题，实时计算变轨速度增量，然后实时调整变轨推力方向。