[发明专利]一种升交点赤经精确控制方法、系统及装置

说明书

本发明适用于卫星发射技术领域，提供了一种升交点赤经精确控制方法、系统及装置，该控制方法包括实时获取卫星的当前参数信息，当前参数信息包括当前位置、当前速度、当前俯仰角、当前偏航角、末级助推器的当前开机剩余时间、当前俯仰角变化率及当前偏航角变化率；判断末级助推器的当前开机剩余时间是否小于等于预设时间；若否，则根据获取的当前参数信息，计算出卫星的俯仰角、偏航角、末级助推器的开机剩余时间、俯仰角变化率和偏航角变化率的修正量，并利用计算出的修正量对卫星的相应参数进行修正；若是，则保持卫星的参数不变，直至末级助推器关机。该控制方法实现过程简单，且不存在启停助推器的现象，时间短，风险较小，可靠性好。

技术领域

本发明属于卫星发射技术领域，尤其涉及一种升交点赤经精确控制方法及系统。

背景技术

卫星在发射时，一般搭载在运载火箭上，以由运载火箭运载送人至预定轨道上，以让卫星能够在预定轨道上执行设定任务。运载火箭由2～4级火箭组成，每一级都包括箭体结构、推进系统和飞行控制系统，在发射时，卫星可以通过调控每一级火箭的运行参数来改变自身的运行状态，如加速、减速等等。

其中，升交点赤经是描述卫星预定轨道的一个重要参数，而升交点赤经偏差是指卫星偏离其预定轨道的参数。在卫星发射的过程当中，如何保证卫星精确入轨是重点，即需要精确控制升交点赤经。

现有技术当中，对于采用液体火箭来运载卫星的方案，目前一般采用多次启停末级液体火箭来实现精确控制升交点赤经，以使卫星精确入轨，整个实现过程复杂时间长，风险较大，可靠性差。

发明内容

本发明实施例提供一种升交点赤经精确控制方法，旨在解决现有技术当中升交点赤经精确控制可靠性差的问题。

本发明实施例是这样实现的，一种升交点赤经精确控制方法，包括：

实时获取所述卫星的当前参数信息，所述当前参数信息包括当前位置、当前速度、当前俯仰角、当前偏航角、末级助推器的当前开机剩余时间、当前俯仰角变化率及当前偏航角变化率；

判断所述末级助推器的当前开机剩余时间是否小于等于预设时间；

若否，则根据获取的所述当前参数信息和预设的卫星入轨参数，计算出所述卫星的俯仰角、偏航角、所述末级助推器的开机剩余时间、俯仰角变化率和偏航角变化率的修正量，并利用计算出的修正量对所述末级助推器的相应参数进行修正；

若是，则保持所述末级助推器的参数不变，直至所述末级助推器关机。

更进一步地，所述的根据获取的所述当前参数信息和预设的卫星入轨参数，计算出所述卫星的俯仰角、偏航角、所述末级助推器的开机剩余时间、俯仰角变化率和偏航角变化率的修正量的步骤包括：

根据获取的所述当前参数信息，计算出所述末级助推器关机时的所述卫星的目标位置及目标速度；

根据所述目标位置及所述目标速度，计算出所述卫星在所述目标位置上的目标参数信息，所述目标参数信息包括地心矢径、绝对速度、当地弹道倾角、轨道倾角和升交点赤经；

分别计算出所述地心矢径、所述绝对速度、所述当地弹道倾角、所述轨道倾角和所述升交点赤经与对应的预设标准值的差值，以得到所述地心矢径、所述绝对速度、所述当地弹道倾角、所述轨道倾角和所述升交点赤经的偏差量；其中，所述预设标准值为预先设定的所述卫星入轨参数；

计算出所述目标参数信息相对于所述当前参数信息的偏导数，并根据计算出的偏差量和偏导数，计算出所述卫星的俯仰角、偏航角、所述末级助推器的开机剩余时间、俯仰角变化率和偏航角变化率的修正量。

更进一步地，所述当前位置、所述当前速度、所述目标位置及所述目标速度为发惯系下的参数信息。