[发明专利]无加速度计情况下一种基于关调制的高精度轨控方法

摘要

无加速度计情况下一种基于关调制的高精度轨控方法，通过对姿态喷气相平面控制律的输入姿态进行积分修正，将轨控期间相平面姿态控制的平均结果校正到期望标称姿态附近；在航天器没有配置加速度计的情况下，通过定义关调制轨控时间增量因子，在理想关机时刻之后增加轨控时间，将因关调制而损失的轨控量进行准确补充。针对采用姿控发动机实现轨控且无加速度计配置的航天器，联合运用上述积分修正及关调制轨控时间增量因子修正策略，可提高实际轨控推力方向的精度，并保证轨控速度增量大小的精度，综合达成高精度的轨控效果。

主权项

无加速度计情况下一种基于关调制的高精度轨控方法，其特征在于实现步骤如下：(1)假定所有准备用于航天器轨控的姿控发动机一直全部开机执行轨控，根据制导律计算出轨控开机时刻t_on、理想轨控开机时长T_orbit及理想轨控关机时刻t_off＝t_on+T_orbit；(2)在工程实际中，所有准备用于航天器轨控的姿控发动机从t_on时刻开始全部开机执行轨控；在轨控过程中，同时调用姿态喷气相平面控制律，对这些姿控发动机分别负责的姿态通道运用关调制技术实施相应的姿态控制；在姿态控制过程中几乎每时每刻，实际姿态相对于期望标称姿态必然存在偏差(3)为了减少此偏差在整个轨控过程中的平均值，对该偏差进行积分式中，k_iJet为选定的积分系数，t为当下时刻；对积分结果采用抗外滑区阀值参数θ_B进行限幅得到I_Jet＝mlf(I_Jet,θ_B)，式中限幅函数mlf()定义为：$\mathrm{mlf}(x,a)=\left\{\begin{array}{cc}x& \left(\right|x|\<a)\\ a& (x\≥a)\\ -a& (x\≤-a)\end{array}\right.$其中限幅常数a>0；抗外滑区阀值参数θ_B直接采用姿态喷气相平面控制律中的相应参数；将经限幅处理的结果修正到偏差中得到随后采用修正后的偏差姿态来调用姿态喷气相平面控制律，从而使实际姿态逐步靠近期望标称姿态；(4)在理想轨控开机时段内，统计出因姿态关调制所致的总的短力臂发动机独立姿控开机时间长度T_attitude；(5)根据步骤(1)中的理想轨控开机时长T_orbit和步骤(4)得出的T_attitude，计算出因姿态关调制所致的短力臂发动机独立开机时间因子(6)根据步骤(5)得出的δ_T，计算出关调制轨控时间增量因子式中，f为每台用于航天器轨控的姿控发动机的推力，F为所有用于航天器轨控的姿控发动机的推力的合力；(7)根据步骤(6)得出的关调制轨控时间增量因子Δ_T，计算出理想关机时刻到来之后需要继续补充的轨控时间ΔT_orbit＝T_orbit·Δ_T，继续执行轨控及关调制姿态控制，直到经补充修正的轨控关机时刻t′_off＝t_off+ΔT_orbit＝t_on+T_orbit(1+Δ_T)为止。