[发明专利]一种高精度发动机联合变轨方法

说明书

技术领域

本发明涉及空间交会对接变轨过程中使用的一种高精度轨道控制发动机联合变轨方法，可用于交会对接GNC控制系统的研制，还可推广应用于其它轨道控制精度要求较高的航天器的控制方案设计。

背景技术

空间交会对接是指两个航天器在轨道上按预定的位置、速度和时间会合（交会），然后经姿态对准、靠拢直至在结构上连接成一体（对接）的全部飞行动作过程。进行空间交会对接的两个航天器，通常一个被称作目标飞行器（简称目标器），另一个被称作追踪飞行器（简称追踪器）。在交会对接过程中，追踪器是主动的，一般通过改变追踪器相对于目标器的位置和姿态分阶段实现两个航天器的交会对接。交会对接过程一般分四个阶段：远程导引段、寻的段、接近段、靠拢和对接段。

远程导引段是从追踪器入轨至追踪器到达初始瞄准点，初始瞄准点是交会对接地面导引与自主控制的交接位置。地面导引必须将追踪器导引到相对导航敏感器的作用范围之内，并保证在地面导引有控制误差的情况下，仍能满足相对测量敏感器的捕获时间、相对位置和相对速度测量范围的要求，同时为自主控制段创造较好的初始条件。因此远程导引段制导和控制的精度高低直接决定追踪器是否能按要求转为自主控制，即直接影响交会对接的成败。

远程导引段主要是在地面支持下执行几次轨道机动用于调整与目标器的相对状态，变轨时需要使用追踪器推进舱尾部的轨道控制发动机，而轨道控制发动机由于推力大、后效大对变轨精度的影响也较大。因此需要对追踪器变轨过程中的轨道控制发动机使用策略进行研究。

常规的航天器轨道控制发动机的使用策略主要有速度增量关机和时间关机等方法。速度增量关机需要在航天器上安装加速度计，发动机开机后，通过加速度计的输出可以累计变轨发动机开机的速度增量，当该速度增量达到要求值时，控制系统就发出关闭轨道控制发动机的指令，完成变轨。由于发动机关机指令发出后，到发动机关机存在时间延迟，而且发动机关机后还存在后效推力，发动机推力越大，后效越大，因此直接使用这种方法不能满足交会对接远程导引段轨道控制的要求。时间关机不需要在航天器上安装加速度计，即根据发动机的标称推力和速度增量的要求值计算轨道控制发动机的开机时间长度，控制系统对发动机的开机时间进行累计，当开机时间到后就发指令关闭发动机。由于在轨发动机的实际推力和标称推力存在偏差，且在轨道控制过程中还进行姿态控制，因此时间关机比速度增量关机的控制精度更差，更不能满足交会对接轨道控制的要求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种高精度的发动机联合变轨方法。

本发明的技术解决方案是：一种高精度发动机联合变轨方法，步骤如下：

（1）配置三类发动机，分别为大推力轨道控制发动机记为A发动机、小推力轨道控制发动机记为B发动机，以及三轴平移控制发动机记为C发动机；三类发动机的推力满足F_A>F_B>F_c；

（2）根据A发动机的最小开机时间和后效确定A发动机的开机门限dvA；根据C发动机的能力和姿态机动产生的附加冲量确定B发动机的开机门限dvB；

（3）航天器在轨接收地面发送的轨道控制信息，包括轨道控制速度增量大小dv，速度增量方向，用俯仰角a1和偏航角a2表示，开机时刻t；

（4）根据步骤（2）确定的相应发动机开机门限以及步骤（3）确定的轨道控制速度增量选择轨道控制模式，具体为：

若轨道控制速度增量dv大于dvA，则采用AB联合变轨模式；

若轨道控制速度增量dv小于等于dvA，但大于dvB，则采用B发动机变轨模式；

当速度增量小于等于dvB时，采用平移发动机变轨模式。

所述步骤（4）中的AB联合变轨模式实现如下：

首先进行姿态机动，使得在时间t时刻姿态指向能够到达俯仰a1、偏航a2，开启A发动机，并利用航天器上安装的加速度计对速度增量进行累计，速度增量的累计值记为dvp；当剩余速度增量dv-dvp=dvB时关闭A发动机，并开启B发动机，当累计的速度增量为dvB时，关闭B发动机，结束变轨。

所述步骤（4）中的平移发动机变轨模式实现如下：

首先，根据步骤（3）中获取的轨道控制速度增量方向计算航天器三轴轨道控制量dvx、dvy、dvz；