CN109901600A - 一种航天器飞行控制方法、系统及装置 - Google Patents

Abstract

本发明适用于航天器技术领域，提供了一种航天器飞行控制方法、系统及装置，航天器包括多个单独的推进系统，每个推进系统对应控制航天器的至少一项飞行参数，该方法包括：获取所述航天器的当前飞行参数；根据预定飞行参数，计算出所述当前飞行参数的修正量；根据所述修正量，控制对应的所述推进系统对所述航天器进行参数修正。该航天器飞行控制方法，会根据航天器的当前飞行参数及预定飞行参数，计算出当前飞行参数的修正量，并控制对应的推进系统来对航天器进行修正，因此多个单独分布的推进系统能够一起完成整个航天器的动力需求，减小了推进系统的设计复杂度及成本，同时每个推进系统都能够达到最优工况。

Description

一种航天器飞行控制方法、系统及装置

技术领域

本发明属于航天器技术领域，尤其涉及一种航天器飞行控制方法、系统及装置。

背景技术

随着航天技术的不断发展，同时为了满足越来越多的需求，航天器越来越大型化，任务模式越来越复杂，特别是需要在轨组合的载人航天器，比如空间站，其推进系统越来越复杂，需要完成的功能越来越多。

推进系统是用于给航天器提供动力的动力系统，主要用于实现航天器的轨控、俯仰、偏航、滚动、反推等功能。通过控制推进系统的运行参数，可以精确的控制航天器的飞行参数。

现有技术当中，目前航天器上使用的推进系统为集成式，即实现不同功能的动力单元集成在同一系统当中，存在的缺陷在于：众多不同型号、不同功能的发动机集合在同一个系统内，管路和阀门配置更是复杂，由此带来的测试、试验复杂度更是倍数增加，导致最终成本和设计复杂度的成倍增加。此外，不同种类的发动机共用一套系统，不能使所有发动机均到达最优工况，系统的最优性能选择必然以牺牲某些发动机性能为代价。

发明内容

本发明实施例提供一种航天器飞行控制方法，旨在解决现有航天器上使用的推进系统的成本和设计复杂度高的技术问题。

本发明实施例是这样实现的，一种航天器飞行控制方法，所述航天器包括多个单独的推进系统，每个所述推进系统对应控制所述航天器的至少一项飞行参数，所述方法包括：

获取所述航天器的当前飞行参数；

根据预定飞行参数，计算出所述当前飞行参数的修正量；

根据所述修正量，控制对应的所述推进系统对所述航天器进行参数修正。

更进一步地，所述飞行参数包括俯仰角、偏航角、滚动角、飞行速度及飞行轨道当中任意一个。

更进一步地，获取所述航天器的当前飞行参数的步骤包括：

每隔预设时间，获取一次所述航天器的当前飞行参数；

其中，所述当前飞行参数当中包括多个指定参数项的当前参数值。

更进一步地，根据预定飞行参数，计算出所述当前飞行参数的修正量的步骤包括：

从预存映射表当中，获取每个所述指定参数项对应的预定飞行参数；

分别计算出每个所述指定参数项的当前参数值与对应的所述预定飞行参数的差值，以得到每个所述指定参数项的修正量。

更进一步地，当多个所述推进系统控制所述航天器的同一项飞行参数时，根据所述修正量，控制对应的所述推进系统对所述航天器进行飞行修正的步骤包括：

根据所述修正量，控制所述当前飞行参数对应的所有所述推进系统中优先级最高的推进系统对所述航天器进行修正。

更进一步地，所述优先级最高的推进系统为以下系统当中的任意一种：

最空闲的推进系统；

资源最多的推进系统；

响应速度最快的推进系统；或者

预定的主推进系统。

更进一步地，所述航天器包括相互独立的一个轨控推进系统及两个姿控推进系统，所述轨控推进系统设于所述航天器的主体结构的底部，两个所述姿控推进系统对称分布在所述主体结构的上部两侧。

本发明实施例还提供一种航天器飞行控制系统，所述航天器包括多个单独的推进系统，每个所述推进系统对应控制所述航天器的至少一项飞行参数，所述系统包括：

参数获取模块，用于获取所述航天器的当前飞行参数；

修正量计算模块，用于根据预定飞行参数，计算出所述当前飞行参数的修正量；

参数修正模块，用于根据所述修正量，控制对应的所述推进系统对所述航天器进行参数修正。

本发明实施例还提供一种航天器飞行控制装置，包括处理器、存储器、以及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器运行所述计算机程序时，所述航天器飞行控制装置执行上述的航天器飞行控制方法。

本发明实施例还提供一种存储介质，其存储有上述的航天器飞行控制装置中所使用的计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现上述的航天器飞行控制方法。

本发明所达到的有益效果为：由于航天器采用多个单独分布的推进系统，每个推进系统对应控制航天器的一个或多个飞行参数，同时在航天器飞行时，会根据航天器的当前飞行参数及预定飞行参数，计算出当前飞行参数的修正量，并控制对应的推进系统来对航天器进行修正，因此多个单独分布的推进系统能够一起完成整个航天器的动力需求，能够共同实现航天器的轨控、俯仰、偏航、滚动、反推等功能，减小了推进系统的设计复杂度及成本，同时每个推进系统都能够达到最优工况。

附图说明

图1是本发明实施例一当中航天器的结构框图；

图2是图1当中的轨控推进系统的结构示意图；

图3是图1当中的姿控推进系统的结构示意图；

图4是本发明实施例二当中的航天器飞行控制方法的流程图；

图5是本发明实施例三当中的航天器飞行控制系统的结构框图；

图6是本发明实施例四当中的航天器飞行控制装置的结构框图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

现有航天器上使用的推进系统为集成式，导致成本和设计复杂度成倍增加，而且无法使所有发动机均到达最优工况，因此，本发明的目的在于，提供一种采用分布式推进系统的航天器飞行控制方法、系统及装置，以减小推进系统的设计复杂度及成本，同时使每个推进系统都能够达到最优工况。

实施例一

以下各实施例均可应用于图1所示的航天器10中，其中，图1为本发明一实施例当中的航天器10的结构图，图中示出的航天器10包括相互独立的一个轨控推进系统11及两个姿控推进系统12。

其中，所述轨控推进系统11设于所述航天器10的主体结构的底部，保证发动机推力轴线过航天器重心，其主要负责航天器的轨道机动；两个所述姿控推进系统12对称分布在所述航天器10的主体结构的上部两侧，确保只生成控制力矩，不生成干扰力，其主要为航天器提供俯仰力矩、偏航力矩、滚动力矩和反推力，不同力矩可由不同发动机控制。

此外，轨控推进系统11和姿控推进系统12完全独立，不必考虑设计耦合，均以各自最优工况进行设计。三个系统均通过机械接口和电接口与航天器主结构连接。

具体地，请参阅图2，所示为轨控推进系统11的结构示意图，包含气瓶、贮箱、各类阀门、发动机等动力系统的基本部件，发动机采用一台高比冲的发动机。本原理图以双组元动力系统为例进行说明，实际应用不限于双组元系统，在其它实施例当中，所述轨控推进系统11还可以为单组元、电推进等动力系统。

具体地，请参阅图3，所示为姿控推进系统12的结构示意图，包含气瓶、贮箱、各类阀门、发动机等动力系统的基本部件，其中发动机采用四级机组一体化设计。本原理图以单组元动力系统为例进行说明，实际应用不限于单组元系统，在其它实施例当中，所述姿控推进系统12还可以为双组元动力系统。

本邻域技术人员可以理解的，图1至3中示出的装置结构并不构成对该装置的限定，在实际实施时，航天器10、轨控推进系统11及姿控推进系统12还可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件布置，例如在其它实施例当中，航天器10还可以包括更多或更少的单独布置的推进系统，每个推进系统对应控制航天器的至少一项飞行参数。

综上，本实施例当中的航天器，采用多个单独分布的推进系统，每个推进系统对应控制航天器的一个或多个飞行参数，减小了推进系统的设计复杂度及成本，同时每个推进系统都能够达到最优工况。

实施例二

请参阅图4，所示为本发明第一实施例当中的航天器飞行控制方法，所述航天器包括多个单独的推进系统，每个所述推进系统对应控制所述航天器的至少一项飞行参数，所述航天器飞行控制方法包括步骤S01至步骤S03。

步骤S01，获取所述航天器的当前飞行参数。

在本实施例当中，所述航天器的飞行参数包括俯仰角、偏航角、滚动角、飞行速度及飞行轨道。在本步骤S01当中，所获取的当前飞行参数可以为俯仰角、偏航角、滚动角、飞行速度及飞行轨道当中的一个或多个。但本发明不限于此，在其它实施例当中，所述航天器的飞行参数还可以包括更多或更少的飞行参数，例如还可以包括俯仰角变化率、偏航角变化率、升交点赤经等等。

需要指出的是，当本实施例应用在上述实施例一当中的航天器上时，所述航天器的俯仰角参数、偏航角参数、滚动角参数及飞行速度参数，可由两个姿控推进系统12通过改变俯仰力矩、偏航力矩、滚动力矩和反推力的方式来进行控制，从而保证航天器的姿态，而所述航天器的飞行轨道参数，可由轨控推进系统11来控制。

步骤S02，根据预定飞行参数，计算出所述当前飞行参数的修正量。

在本实施例当中，所述预定飞行参数可以包括俯仰角预定参数、偏航角预定参数、滚动角预定参数、飞行速度预定参数及飞行轨道预定参数。因此，将获取的当前飞行参数分别与对应的预定参数求差值，即可得到当前飞行参数的修正量，例如俯仰角偏差-10°。

步骤S03，根据所述修正量，控制对应的所述推进系统对所述航天器进行参数修正。

可以理解的，由于所述航天器的每项飞行参数均有对应的一个或多个推进系统进行调控，因此在获知任一飞行参数的修正量时，即可控制该飞行参数对应的推进系统来对该飞行参数进行修正，例如当俯仰角偏差-10°时，可控制姿控推进系统12产生正向俯仰力矩，以使航天器向上摆回10°，从而保证俯仰角参数处在预定参数上。

进一步地，在一实施例当中，获取所述航天器的当前飞行参数的方式可以按以下步骤具体实施：

每隔预设时间，获取一次所述航天器的当前飞行参数；

其中，所述当前飞行参数当中包括多个指定参数项的当前参数值，即获取多个指定的参数。

可以理解的，所述预设时间可进行预设，如预设为5s。所述指定参数项为俯仰角、偏航角、滚动角、飞行速度及飞行轨道当中的任意一项参数。优选地，在本实施例当中，每隔预设时间，均获取一次当前俯仰角、当前偏航角、当前滚动角、当前飞行速度及当前飞行轨道，即针对每一项参数均实时获取。但本发明不限于此，在其它实施例当中，还可以获取更多或更少的指定参数。

在该实施例当中，根据预定飞行参数，计算出所述当前飞行参数的修正量的方式可以按以下步骤具体实施：

从预存映射表当中，获取每个所述指定参数项对应的预定飞行参数；

分别计算出每个所述指定参数项的当前参数值与对应的所述预定飞行参数的差值，以得到每个所述指定参数项的修正量。

在本实施例当中，所述预定飞行参数包括俯仰角预定参数、偏航角预定参数、滚动角预定参数、飞行速度预定参数及飞行轨道预定参数，这些参数和这些指定参数项将一一对应的录入到预存映射表当中，例如偏航角(指定参数项)—>偏航角预定参数。

在一实施例当中，当多个所述推进系统控制所述航天器的同一项飞行参数时，例如实施例一中两个姿控推进系统12可同时控制俯仰角，根据所述修正量，控制对应的所述推进系统对所述航天器进行飞行修正的步骤可以包括：

根据所述修正量，控制所述当前飞行参数对应的所有所述推进系统中优先级最高的推进系统对所述航天器进行修正。

其中，所述优先级最高的推进系统可以为以下系统当中的任意一种：

最空闲的推进系统，例如两个姿控推进系统12中更空闲的系统；

资源最多的推进系统，例如两个姿控推进系统12中能量剩余更多的系统；

响应速度最快的推进系统，例如两个姿控推进系统12中响应速度更快的系统；或者

预定的主推进系统，例如设定左侧姿控推进系统12为主推进系统，右侧姿控推进系统12为备用推进系统，一般情况下均将启用主推进系统进行调控。

可以理解的，通过优先级机制的设定，可以使整个航天器运行更加稳定，虽然各个推进系统在硬件上相互独立，互不关联，但在程序控制下，各个推进系统能够相互协作，共同完成整个航天器的动力需求。

综上，本实施例当中的航天器飞行控制方法，由于航天器采用多个单独分布的推进系统，每个推进系统对应控制航天器的一个或多个飞行参数，同时在航天器飞行时，会根据航天器的当前飞行参数及预定飞行参数，计算出当前飞行参数的修正量，并控制对应的推进系统来对航天器进行修正，因此多个单独分布的推进系统能够一起完成整个航天器的动力需求，能够共同实现航天器的轨控、俯仰、偏航、滚动、反推等功能，减小了推进系统的设计复杂度及成本，同时每个推进系统都能够达到最优工况。

实施例三

本发明另一方面还提出一种航天器飞行控制系统，请参阅图5，所示为本发明第三实施例当的航天器飞行控制系统，所述航天器包括多个单独的推进系统，每个所述推进系统对应控制所述航天器的至少一项飞行参数，所述航天器飞行控制系统包括：

参数获取模块141，用于获取所述航天器的当前飞行参数；

修正量计算模块142，用于根据预定飞行参数，计算出所述当前飞行参数的修正量；

参数修正模块143，用于根据所述修正量，控制对应的所述推进系统对所述航天器进行参数修正。

其中，所述飞行参数包括俯仰角、偏航角、滚动角、飞行速度及飞行轨道当中任意一个。所获取的当前飞行参数可以为俯仰角、偏航角、滚动角、飞行速度及飞行轨道当中的一个或多个。但本发明不限于此，在其它实施例当中，所述航天器的飞行参数还可以包括更多或更少的飞行参数。所述的预定飞行参数可以包括俯仰角预定参数、偏航角预定参数、滚动角预定参数、飞行速度预定参数及飞行轨道预定参数。

进一步地，所述参数获取模块141还可以用于每隔预设时间，获取一次所述航天器的当前飞行参数；其中，所述当前飞行参数当中包括多个指定参数项的当前参数值。

进一步地，所述修正量计算模块142还可以用于从预存映射表当中，获取每个所述指定参数项对应的预定飞行参数；分别计算出每个所述指定参数项的当前参数值与对应的所述预定飞行参数的差值，以得到每个所述指定参数项的修正量。

进一步地，当多个所述推进系统控制所述航天器的同一项飞行参数时，所述参数修正模块143还可以用于根据所述修正量，控制所述当前飞行参数对应的所有所述推进系统中优先级最高的推进系统对所述航天器进行修正。

其中，所述优先级最高的推进系统为以下系统当中的任意一种：

最空闲的推进系统；

资源最多的推进系统；

响应速度最快的推进系统；或者

预定的主推进系统。

综上，本实施例当中的航天器飞行控制系统，由于航天器采用多个单独分布的推进系统，每个推进系统对应控制航天器的一个或多个飞行参数，同时在航天器飞行时，会根据航天器的当前飞行参数及预定飞行参数，计算出当前飞行参数的修正量，并控制对应的推进系统来对航天器进行修正，因此多个单独分布的推进系统能够一起完成整个航天器的动力需求，能够共同实现航天器的轨控、俯仰、偏航、滚动、反推等功能，减小了推进系统的设计复杂度及成本，同时每个推进系统都能够达到最优工况。

实施例四

本发明另一方面还提出一种航天器飞行控制装置，请参阅图6，所示为本发明第四实施例当的航天器飞行控制装置，包括存储器13、处理器14、以及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序15，所述处理器14运行所述计算机程序15时，所述航天器飞行控制装置执行上述的航天器飞行控制方法。

其中，航天器飞行控制装置可以是航天器上的控制主机，处理器14在一些实施例中可以是一中央处理器(Central Processing Unit,CPU)、控制器、微控制器、微处理器或其他数据处理芯片，用于运行存储器13中存储的程序代码或处理数据。

其中，存储器13至少包括一种类型的可读存储介质，所述可读存储介质包括闪存、硬盘、多媒体卡、卡型存储器(例如，SD或DX存储器等)、磁性存储器、磁盘、光盘等。存储器13在一些实施例中可以是航天器飞行控制装置的内部存储单元，例如该航天器飞行控制装置的硬盘。存储器13在另一些实施例中也可以是航天器飞行控制装置的外部存储设备，例如航天器飞行控制装置上配备的插接式硬盘，智能存储卡(Smart Media Card,SMC)，安全数字(Secure Digital,SD)卡，闪存卡(Flash Card)等。进一步地，存储器13还可以既包括航天器飞行控制装置的内部存储单元也包括外部存储设备。存储器13不仅可以用于存储安装于航天器飞行控制装置的应用软件及各类数据，还可以用于暂时地存储已经输出或者将要输出的数据。

可选地，该航天器飞行控制装置还可以包括用户接口、网络接口、通信总线等，用户接口可以包括显示器(Display)、输入单元比如键盘(Keyboard)，可选的用户接口还可以包括标准的有线接口、无线接口。可选地，在一些实施例中，显示器可以是LED显示器、液晶显示器、触控式液晶显示器以及OLED(Organic Light-Emitting Diode，有机发光二极管)触摸器等。其中，显示器也可以适当的称为显示屏或显示单元，用于显示在航天器飞行控制装置中处理的信息以及用于显示可视化的用户界面。网络接口可选的可以包括标准的有线接口、无线接口(如WI-FI接口)，通常用于在该装置与其他电子设备之间建立通信连接。通信总线用于实现这些组件之间的连接通信。

需要指出的是，图6示出的结构并不构成对航天器飞行控制装置的限定，在其它实施例当中，该航天器飞行控制装置可以包括比图示更少或者更多的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件布置。

综上，本实施例当中的航天器飞行控制装置，由于航天器采用多个单独分布的推进系统，每个推进系统对应控制航天器的一个或多个飞行参数，同时在航天器飞行时，会根据航天器的当前飞行参数及预定飞行参数，计算出当前飞行参数的修正量，并控制对应的推进系统来对航天器进行修正，因此多个单独分布的推进系统能够一起完成整个航天器的动力需求，能够共同实现航天器的轨控、俯仰、偏航、滚动、反推等功能，减小了推进系统的设计复杂度及成本，同时每个推进系统都能够达到最优工况。

实施例五

本实施例还提供了一种存储介质，其上存储有上述航天器飞行控制装置中所使用的计算机程序15，该程序在被处理器执行时实现上述的航天器飞行控制方法。

其中，所述的存储介质可以为但不限于ROM/RAM、磁碟、光盘等。

本领域技术人员可以理解，在流程图中表示或在此以其他方式描述的逻辑和/或步骤，例如，可以被认为是用于实现逻辑功能的可执行指令的定序列表，可以具体实现在任何计算机可读介质中，以供指令执行系统、装置或设备(如基于计算机的系统、包括处理器的系统或其他可以从指令执行系统、装置或设备取指令并执行指令的系统)使用，或结合这些指令执行系统、装置或设备而使用。就本说明书而言，“计算机可读介质”可以是任何可以包含、存储、通信、传播或传输程序以供指令执行系统、装置或设备或结合这些指令执行系统、装置或设备而使用的装置。

计算机可读介质的更具体的示例(非穷尽性列表)包括以下：具有一个或多个布线的电连接部(电子装置)，便携式计算机盘盒(磁装置)，随机存取存储器(RAM)，只读存储器(ROM)，可擦除可编辑只读存储器(EPROM或闪速存储器)，光纤装置，以及便携式光盘只读存储器(CDROM)。另外，计算机可读介质甚至可以是可在其上打印所述程序的纸或其他合适的介质，因为可以例如通过对纸或其他介质进行光学扫描，接着进行编辑、解译或必要时以其他合适方式进行处理来以电子方式获得所述程序，然后将其存储在计算机存储器中。

应当理解，本发明的各部分可以用硬件、软件、固件或它们的组合来实现。在上述实施方式中，多个步骤或方法可以用存储在存储器中且由合适的指令执行系统执行的软件或固件来实现。例如，如果用硬件来实现，和在另一实施方式中一样，可用本领域公知的下列技术中的任一项或它们的组合来实现：具有用于对数据信号实现逻辑功能的逻辑门电路的离散逻辑电路，具有合适的组合逻辑门电路的专用集成电路，可编程门阵列(PGA)，现场可编程门阵列(FPGA)等。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种航天器飞行控制方法，其特征在于，所述航天器包括多个单独的推进系统，每个所述推进系统对应控制所述航天器的至少一项飞行参数，所述方法包括：

获取所述航天器的当前飞行参数；

根据预定飞行参数，计算出所述当前飞行参数的修正量；

根据所述修正量，控制对应的所述推进系统对所述航天器进行参数修正。

2.如权利要求1所述的航天器飞行控制方法，其特征在于，所述飞行参数包括俯仰角、偏航角、滚动角、飞行速度及飞行轨道当中任意一个。

3.如权利要求1所述的航天器飞行控制方法，其特征在于，获取所述航天器的当前飞行参数的步骤包括：

每隔预设时间，获取一次所述航天器的当前飞行参数；

其中，所述当前飞行参数当中包括多个指定参数项的当前参数值。

4.如权利要求3所述的航天器飞行控制方法，其特征在于，根据预定飞行参数，计算出所述当前飞行参数的修正量的步骤包括：

从预存映射表当中，获取每个所述指定参数项对应的预定飞行参数；

分别计算出每个所述指定参数项的当前参数值与对应的所述预定飞行参数的差值，以得到每个所述指定参数项的修正量。

5.如权利要求1所述的航天器飞行控制方法，其特征在于，当多个所述推进系统控制所述航天器的同一项飞行参数时，根据所述修正量，控制对应的所述推进系统对所述航天器进行飞行修正的步骤包括：

根据所述修正量，控制所述当前飞行参数对应的所有所述推进系统中优先级最高的推进系统对所述航天器进行修正。

6.如权利要求5所述的航天器飞行控制方法，其特征在于，所述优先级最高的推进系统为以下系统当中的任意一种：

最空闲的推进系统；

资源最多的推进系统；

响应速度最快的推进系统；或者

预定的主推进系统。

7.如权利要求1所述的航天器飞行控制方法，其特征在于，所述航天器包括相互独立的一个轨控推进系统及两个姿控推进系统，所述轨控推进系统设于所述航天器的主体结构的底部，两个所述姿控推进系统对称分布在所述主体结构的上部两侧。

8.一种航天器飞行控制系统，其特征在于，所述航天器包括多个单独的推进系统，每个所述推进系统对应控制所述航天器的至少一项飞行参数，所述系统包括：

参数获取模块，用于获取所述航天器的当前飞行参数；

修正量计算模块，用于根据预定飞行参数，计算出所述当前飞行参数的修正量；

参数修正模块，用于根据所述修正量，控制对应的所述推进系统对所述航天器进行参数修正。

9.一种航天器飞行控制装置，包括处理器、存储器、以及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器运行所述计算机程序时，所述航天器飞行控制装置执行权利要求1至7任一项所述的航天器飞行控制方法。

10.一种存储介质，其特征在于，其存储有权利要求9所述的航天器飞行控制装置中所使用的计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至7任一项所述的航天器飞行控制方法。