一种基于恒加速度的高精度轨道控制方法与流程

1.本发明涉及空间轨道控制执行领域，具体涉及一种基于恒加速度的高精度轨道控制方法。


背景技术：

2.随着航天技术的发展，飞行器在轨的任务逐渐多元化。飞行器在轨需要稳定姿态、维持轨道保证正常运行，大范围的轨道机动控制成为飞行器的必要功能。
3.目前飞行器执行大范围轨道机动，多为通过地面测控站操控，由地面测控站控制飞行器喷气开始时间和喷气总时长等，达到精确的轨道控制。而飞行器自主进行大范围轨道机动的难度较大，不仅需要精确的导航、稳定的姿态，还需要精准的轨道执行控制。
4.采用速度增量关机的方式可以保证飞行器实际产生的速度增量和轨道控制策略一致，但是由于飞行器质量偏差，推力器推力大小和方向偏差会导致轨道控制执行的结果偏离策略原本的控制目标。因此，需要一种可以补偿以上偏差的控制执行方式。


技术实现要素：

5.本发明的目的是解决目前飞行器执行大范围轨道机动时对轨道执行控制精度要求高、且易出现偏差的问题。
6.为实现上述目的，本发明提出了一种基于恒加速度的高精度轨道控制方法，包括以下步骤：
7.s1、计算恒加速度控制目标；
8.s2、通过试喷气计算小型推力器常值喷气时间t
p1
；
9.s3、根据实时测量的加速度计算实时喷气时间补偿量t
p2
；
10.s4、执行喷气并在时间t
p
后使小型推力器停止喷气，其中，t
p
＝t
p1
+t
p2
。
11.优选地，所述步骤s1进一步的包括以下步骤：
12.s11、计算需要执行的喷气时长t
pq
；
13.s12、基于所述需要的喷气时长，设计飞行器的恒加速度控制目标：其中，a
acc
为飞行器的理想恒加速度，δv为飞行器策略计算的速度增量。
14.优选地，所述需要的喷气时长为其中ms为飞行器质量，i
sp
为推力器比冲，fs为所有小型推力器的标称推力，fb为大型推力器的标称推力。
15.优选地，所述步骤s2具体为：以策略计算变轨点为中心，喷气时间对半，在距离喷气时刻0.5t
pq
时开始喷气；初始试喷气10s，仅开大型推力器，通过测量加速度累加求得10s内平均加速度为a
s10
；接着继续试喷气10s，开大型推力器且小型推力器保持半喷，通过测量加速度累加求得这10s内平均加速度为a
s20
，从而小型推力器的常值喷气时间为：
tc为控制周期。
16.优选地，所述步骤s3具体为：目标速度增量值为：δv
t
＝a
acc
·
δt，其中δt为增加的喷气时长；
17.当前速度增量为：an＝a
n-1
+ab；δvn＝an·
tc，其中，ab为测量得到的加速度，an为加速度累加得到的实际加速度增量总量；
18.小型推力器的喷气时间补偿量为：
19.优选地，t
p
的上限为控制周期，下限为0。
20.优选地，大型推力器采用速度增量关机的方式，当飞行器的累加速度增量δvn≥‖δv‖时，大型推力器停止喷气。
21.优选地，在使用大型推力器时，将大型推力器的矢量方向转至与速度增量矢量方向一致，此时，通过判断单轴的速度增量与总速度增量模值关系判断大型推力器的喷气是否需要停止。
22.本发明通过更改小型推力器每个控制周期的喷气时间来修正加速度，使得飞行器加速度与设计值一致，与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
23.(1)本发明在轨进行试喷气标定，可以适应任何质量和推力的偏差情况；
24.(2)本发明通过小型推力器来补偿推力，使得大型推力器可以持续工作；
25.(3)本发明为轨道控制的执行控制，与策略计算过程独立。
附图说明
26.图1为本发明一种基于恒加速度的高精度轨道控制方法的流程图；
27.图2为本发明中飞行器与推力器的示意图；
28.图3为飞行器的恒加速度和质量的时间变化图。
具体实施方式
29.以下将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案、构造特征、所达成目的及功效予以详细说明。
30.需要说明的是，附图采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施方式的目的，并非用以限定本发明实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容能涵盖的范围内。
31.需要说明的是，在本发明中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括明确列出的要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。
32.一种基于恒加速度的高精度轨道控制方法，通过更改每个小型推力器控制周期的
喷气时间来修正加速度，使得飞行器加速度与设计值一致，本发明基于对小型推力器采用推力器半喷模式，对大型推力器采用推力器全喷模式，所述推力器半喷模式为推力器的喷气时间为控制周期的一半，推力器全喷模式为推力器在整个控制周期内保持喷气，在此设计的基础上，对喷气时长进行调整，具体的，如图1所示，该方法包括以下步骤：
33.s1、计算恒加速度控制目标，具体包括以下步骤：
34.s11、计算需要执行的喷气时长；
35.假设小型推力器的标称推力(即在一个控制周期内若该小型推力器总是开启产生的推力)为fs，那么一个控制周期tc内该小型推力器喷气实际产生的等效推力为0.5fs，需要说明的是，此处fs指的是所有的小型推力器的标称推力，例如在图2所示的情况中，包括两个小型推力器，则两个小型推力器的标称推力为fs，对应的，在一个控制周期内这两个小型推力器实际产生的等效推力为0.5fs；大型推力器的标称推力为fb，所述小型推力器和大型推力器的推力方向相同，因此一个控制周期tc内实际的总标称推力为(0.5fs+fb)。
36.若飞行器策略计算(即为达到某一需要的结果而进行过程设计)的速度增量为δv，则需要的喷气时长为其中ms为飞行器质量，i
sp
为推力器比冲；
37.s12、基于所述需要的喷气时长，设计飞行器的恒加速度控制目标：a
acc
为飞行器的理想恒加速度；
38.s2、通过试喷气计算小型推力器常值喷气时间；
39.以策略计算变轨点为中心，为简便计算，将喷气时间对半，在距离喷气时刻0.5t
pq
时开始喷气；初始试喷气10s，此时仅开大型推力器，通过测量加速度累加求得10s内平均加速度为a
s10
；接着继续试喷气10s，开大型推力器且小型推力器保持半喷，通过测量加速度累加求得这10s内平均加速度为a
s20
；因此，在一个控制周期tc内，小型推力器的常值喷气时间计算式为：
[0040][0041]
s3、根据实时测量的加速度计算实时喷气时间补偿量；
[0042]
由于长时间喷气过程中，飞行器的质量发生变化，其变化趋势如图3所示，而恒加速度保持不变，因此需要额外根据加速度实时测量结果对推力进行补偿，计算过程如下；
[0043]
目标速度增量值为：δv
t
＝a
acc
·
δt，其中δt为增加的喷气时长。
[0044]
当前速度增量为(从喷气后开始累加)：an＝a
n-1
+ab；δvn＝an·
tc，其中，ab为测量得到的加速度，an为加速度累加得到的实际加速度增量总量。小型推力器的喷气时间补偿量为：
[0045]
s4、喷气执行以及喷气完成处理；
[0046]
由步骤s2和s3可以得到小型推力器在每个控制周期内的喷气时间t
p
具体为：t
p
＝t
p1
+t
p2
，且t
p
的上限为tc，下限为0。
[0047]
大型推力器采用速度增量关机的方式，当飞行器的累加速度增量δvn≥‖δv‖时，
停止推力器(包括大型推力器和小型推力器)喷气。
[0048]
优选地，由于策略计算的速度增量δv为三轴的速度增量，在使用大型推力器时，将大型推力器的矢量方向转至与速度增量矢量方向一致，从而，仅通过判断单轴的速度增量与总速度增量模值关系即可判断喷气是否需要停止。
[0049]
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

技术特征：
1.一种基于恒加速度的高精度轨道控制方法，其特征在于，包括以下步骤：s1、计算恒加速度控制目标；s2、通过试喷气计算小型推力器常值喷气时间t
p1
；s3、根据实时测量的加速度计算实时喷气时间补偿量t
p2
；s4、执行喷气并在时间t
p
后使小型推力器停止喷气，其中，t
p
＝t
p1
+t
p2
。2.如权利要求1所述的一种基于恒加速度的高精度轨道控制方法，其特征在于，所述步骤s1进一步的包括以下步骤：s11、计算需要执行的喷气时长t
pq
；s12、基于所述需要的喷气时长，设计飞行器的恒加速度控制目标：其中，a
acc
为飞行器的理想恒加速度，δv为飞行器策略计算的速度增量。3.如权利要求2所述的一种基于恒加速度的高精度轨道控制方法，其特征在于，所述需要的喷气时长为其中m
s
为飞行器质量，i
sp
为推力器比冲，f
s
为所有小型推力器的标称推力，f
b
为大型推力器的标称推力。4.如权利要求3所述的一种基于恒加速度的高精度轨道控制方法，其特征在于，所述步骤s2具体为：以策略计算变轨点为中心，喷气时间对半，在距离喷气时刻0.5t
pq
时开始喷气；初始试喷气10s，仅开大型推力器，通过测量加速度累加求得10s内平均加速度为a
s10
；接着继续试喷气10s，开大型推力器且小型推力器保持半喷，通过测量加速度累加求得这10s内平均加速度为a
s20
，从而小型推力器的常值喷气时间为：t
c
为控制周期。5.如权利要求4所述的一种基于恒加速度的高精度轨道控制方法，其特征在于，所述步骤s3具体为：目标速度增量值为：δv
t
＝a
acc
·
δt，其中δt为增加的喷气时长；当前速度增量为：a
n
＝a
n-1
+a
b
；δv
n
＝a
n
·
t
c
，其中，a
b
为测量得到的加速度，a
n
为加速度累加得到的实际加速度增量总量；小型推力器的喷气时间补偿量为：6.如权利要求1所述的一种基于恒加速度的高精度轨道控制方法，其特征在于，t
p
的上限为控制周期，下限为0。7.如权利要求5所述的一种基于恒加速度的高精度轨道控制方法，其特征在于，大型推力器采用速度增量关机的方式，当飞行器的累加速度增量δv
n
≥||δv||时，大型推力器停止喷气。8.如权利要求7所述的一种基于恒加速度的高精度轨道控制方法，其特征在于，在使用大型推力器时，将大型推力器的矢量方向转至与速度增量矢量方向一致，此时，通过判断单轴的速度增量与总速度增量模值关系判断大型推力器的喷气是否需要停止。

技术总结
本发明公开了一种基于恒加速度的高精度轨道控制方法，包括以下步骤：S1、计算恒加速度控制目标；S2、通过试喷气计算小型推力器常值喷气时间；S3、根据实时测量的加速度计算实时喷气时间补偿量；S4、执行喷气并在时间后使小型推力器停止喷气。本发明在轨进行试喷气标定，可以适应任何质量和推力的偏差情况；且通过小型推力器来补偿推力，使得大型推力器可以持续工作。持续工作。持续工作。


技术研发人员：刘禹 龚程 于皓 刘赟 郭旭升 艾奇 王向
受保护的技术使用者：上海航天控制技术研究所
技术研发日：2022.12.26
技术公布日：2023/4/20