[发明专利]一种卫星有限推力共面圆轨道自主轨道转移制导方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种卫星有限推力共面圆轨道自主轨道转移制导方法，属于卫星轨道转移制导与控制领域。

背景技术

轨道转移是卫星在轨运行中的关键部分，也是卫星在轨执行任务的前提之一。轨道转移方法是实现轨道转移的核心技术，传统的轨道转移方法大都基于霍曼轨道转移理论，霍曼变轨属于大推力脉冲式的变轨，即假设需要的速度脉冲是在瞬间完成的，但是实际的轨道转移过程中，发动机的推力幅值是一定的而且冲量是无法瞬间产生的，所以这种假设直接影响着这轨道转移的精度；随着航天器技术的发展，同步卫星入轨、深空探测及探月等相关任务的开展，卫星在轨任务逐渐变得多样化和复杂化，有限推力特别是小推重比发动机因其具有高比冲、有限载荷质量百分比大等特点越来越受到人们的重视。

轨道转移方法直接影响着卫星星载计算机任务量大的大小、轨道机动的自主性及进入目标轨道的精度，目前大多数轨道转移多采用数值方法，这种方法虽然精度相对较高，但是计算量大，这无疑增加了星载计算机的任务需求，然而如果提前将数据信息处理注入星载计算机，由于空间环境的复杂性，这又必然导致轨道转移执行任务的自主性丧失，因此，在保证任务精度的条件下，设计一种计算工作量小，自主性强的轨道转移方法具有重要意义。

发明内容

本发明的目的是为了解决卫星在实际轨道转移过程中，存在发动机的推力幅值有限问题和轨道转移过程缺乏自主性及现有轨道转移数值方法计算量大的问题，并针对存在的问题提供了一种卫星有限推力共面圆轨道自主轨道转移制导方法。

本发明基于速度增益制导，采用“推-滑-推”三段式的设计模式，实现卫星在轨共面圆轨道转移，它包括以下步骤：

一种卫星有限推力共面圆轨道自主轨道转移制导方法它按以下步骤实现：

步骤一：建立卫星轨道动力学模型；

步骤二：根据初始轨道参数、目标轨道参数和发射窗口初始条件，利用速度增益制导，在发动机有限推力的作用下，进入第一次推力作用段使卫星进入设计的椭圆滑行轨道，然后关闭发动机，并使发动机关机时刻卫星的速度等于椭圆滑行轨道极点的速度；

步骤三：在卫星进入椭圆滑行轨道后，利用步骤一中的卫星轨道动力学模型向前积分的时间步长dt，得到新的状态，根据得到的当前位置信息，判断卫星在椭圆滑行轨道中的位置是否满足开机约束条件，当达到开机约束条件后，在开机指令的控制作用下，发动机再次开机，进入第二次推力作用段；

步骤四：利用速度增益制导，在发动机有限推力的控制作用中下，使卫星当前速度逐渐趋于需要速度，直至使卫星进入目标轨道，增益速度趋近于零并满足目标轨道条件，发动关机，轨道转移结束。

本发明的优点是：

本发明基于实际工程背景，设计了“推—滑—推”三段式的同平面圆轨道自主轨道转移方法，设计在将实际发动机推力视为有限推力，相比于传统的霍曼轨道转移方法，本发明在实际工程中符合实际工程背景；并且应用了速度增益制导的方法，弥补了现有的数值方法的计算工作量大、在轨轨道转移缺乏自主性等缺点，与现有的数值方法相比，本发明计算量小，在已知目标轨道参数时，卫星可以在离开地面站控制的情况下进行自主轨道转移，在工程上具有较强的实际应用价值。

附图说明

图1是本发明方法的流程图；

图2是本发明的制导方法原理图；

图3是建立轨道动力学方程采用的极坐标说明图；

图4表示速度增益制导原理图；

图5是第一次推力段轨道轨迹示意图；

图6是滑行段轨道轨迹示意图；

图7是第二次推力段轨道轨迹示意图；

图8是示例仿真流程图；

图9是仿真中轨道转移轨迹图；

图10是仿真中轨道转移高度变化图；

图11是仿真中卫星径向速度变化图；

图12是仿真中卫星切向速度变化图；

图13是仿真中推力方向角变化图；

图14是仿真中径向、切向加速度变化图；

图15是仿真中卫星质量变化图。

具体实施方式

具体实施方式一：本实施方式的一种卫星有限推力共面圆轨道自主轨道转移制导方法，方法的原理如图1、2所示，它的具体过程如下：一种卫星有限推力共面圆轨道自主轨道转移制导方法它按以下步骤实现：

步骤一：建立卫星轨道动力学模型；