減小姿控噴氣對軌道影響的估計與補償方法
2023-05-07 20:31:01
專利名稱：減小姿控噴氣對軌道影響的估計與補償方法
技術領域：
本發明涉及一種太空飛行器估計與補償姿態控制噴氣對軌道影響的方法。
背景技術：
月球探測衛星不同於在地球附近飛行的太空飛行器。要使太空飛行器從環繞地球的飛行軌道轉移到環繞月球的軌道，GNC(制導、導航與控制)系統除了必須高度可靠、能夠不失時機地完成各項姿態和軌道控制任務之外，還必須千方百計保證軌道確定和整個飛行軌道的精度。
月球探測衛星在調相軌道、轉移軌道和近月制動軌道段飛行時大部分時間處於巡航姿態。在環月軌道上長期處於對月定向姿態。軌道測量正是在以上兩種狀態進行。此時衛星姿態控制用動量輪實現，基本避免了噴氣對軌道的擾動。但是，由於受到環境幹擾力矩的作用，產生角動量積累，造成動量輪飽和。在地球軌道運行的太空飛行器(目前在軌運行以及在研的低軌太空飛行器)通常利用地磁場，採用磁力矩器進行動量輪卸載。而對於環月軌道運行的太空飛行器只能利用噴氣控制進行卸載。月球探測衛星的姿控推力器大都安裝在星體-X面，姿控噴氣時產生速度增量，影響太空飛行器軌道。
由於變軌前的測定軌在巡航姿態下進行，計算出軌控參數(開機時刻、點火時長、點火目標姿態、目標角速度等)後才進行姿態機動建立點火姿態，而姿態機動採用噴氣控制完成，軌控過程中姿態控制和軌控後恢復巡航姿態的姿態機動也會噴氣。如果在變軌參數計算時不加以考慮，這些噴氣對變軌精度都會產生影響。
上述這些問題在近地軌道以及地球靜止軌道太空飛行器中均不十分突出，一般在軌道模型中不考慮姿控噴氣對軌道的影響。但對於深空探測的太空飛行器影響比較大。如美國的火星氣象太空飛行器(MCO)於1999年9月23日在近拱點制動時墜入火星大氣層燒毀。其主要原因是由於定軌過程中低估了噴氣影響而導致定軌誤差過大(定軌結果150km，實際為50km，已深入火星大氣層)造成的。
針對上述問題，國內外學者進行了相關的研究，但未見此方面的相關報導。在MCO太空飛行器中星上軟體首先格根據每一個推力器的噴氣時間，計算推力器產生的小推力，同噴氣時間一同下傳至地面。地面系統接收到數據後，預估太空飛行器卸載時可能產生的速度增量。地面不控制動量輪卸載發生的時刻，在不可見弧段內的動量輪卸載無法得到準確的數據，只能依靠估計的結果在軌道模型中進行補償。此種估計方法的估計精度依賴於模型精度，估計誤差較大。
針對我國第一顆月球探測衛星或其他對軌道要求嚴格的太空飛行器，其精確的軌道控制是任務成功的關鍵，噴氣對軌道的影響問題尤為突出。除了在控制系統設計中考慮採用動量輪控制太空飛行器對日定向等減少噴氣的措施，還研究了多種工作模式下的噴氣影響分析和補償方法。
發明內容
本發明的技術解決問題克服現有技術的不足，針對姿控噴氣對測定軌以及軌控精度的影響，提出一種減小姿控噴氣對軌道影響的估計與補償方法，補償了噴氣對軌道的影響，實現了對軌道的精確控制。
本發明的技術解決方案本發明針對環境幹擾力矩等作用引起的角動量飽和，設計了強制卸載手段，安排在地面可見的弧段(在出測控區之前的一段時間)進行，通過地面注入卸載指令，強制動量輪卸載。根據遙測數據首先獲得噴氣加速度在太空飛行器本體坐標系中的分量，再結合太空飛行器姿態與軌道，計算噴氣加速度在太空飛行器慣性坐標系中的分量，在定軌時計算並計入了噴氣攝動，以補償姿控噴氣對軌道確定精度的影響。在軌控參數計算過程中，增加建立點火姿態和恢復巡航姿態兩次大角度調姿過程中噴氣攝動的模型，將姿控噴氣引入軌控計算中去，補償噴氣攝動對變軌精度的影響。本發明的詳細技術解決方案如下減小姿控噴氣對軌道影響的估計與補償方法，其特徵在於包括
(1)強制卸載a1、根據太空飛行器在軌飛行的時間，估算環境力矩引起的動量積累大小，確定太空飛行器出現角動量卸載的時刻，當太空飛行器在軌飛行的時間會出現卸載時，進入步驟b1，當太空飛行器在軌飛行的時間不會出現卸載時，進入步驟(2)；b1、在地面可見弧段，由地面向太空飛行器注入卸載指令，注入卸載指令的時間要保證在地面可見弧段卸載完成；c1、太空飛行器上控制軟體響應地面指令，利用噴氣控制進行動量輪卸載；d1、卸載期間，太空飛行器上自動累計噴氣時間，並將此時間作為遙測數據，傳回地面，供地面進行噴氣補償計算時使用；e1、地面注入卸載完成指令，清除強制卸載狀態字；(2)姿控噴氣攝動對定軌進行補償a2、根據遙測數據計算噴氣總攝動加速度在太空飛行器本體坐標系中的分量；b2、結合太空飛行器姿態與軌道，計算噴氣總攝動加速度在太空飛行器慣性坐標系中的分量；c2、在定軌計算時計入噴氣總攝動加速度在太空飛行器慣性坐標系中的分量，以補償姿控噴氣對軌道確定精度的影響；(3)變軌前後姿控噴氣對軌控精度影響的補償a3、建立調姿的噴氣攝動數表；b3、在軌控計算時，結合噴氣攝動數表，估算調姿機動噴氣的攝動，加入到軌控計算中，以補償噴氣攝動對變軌精度的影響。
本發明與現有技術相比的優點(1)本發明對於太空飛行器在軌期間出現的動量輪卸載情況採用在可見弧段對動量輪強制卸載策略，有效減少了太空飛行器在不可測控弧段的噴氣卸載次數，可以及時利用實時遙測數據在定軌中補償卸載噴氣對軌道的影響。
(2)本發明充分利用遙測數據，將計算導出的噴氣加速度從本體坐標系轉換至慣性坐標系，以此來修正地面定軌模型，可有效補償噴氣對軌道的影響。
(3)本發明利用歐拉軸角姿態轉換方式，計算了姿態機動時的噴氣攝動表。在軌控參數計算中根據太空飛行器本體相對於目標姿態的誤差四元數查表求得太空飛行器的速度增量，補償在軌控計算中，修正軌控量，從而提高軌控精度。
(4)本發明保證了軌道確定以及軌控的精度，可廣泛應用於各種太空飛行器的定軌和變軌控制中，特別是對定軌以及軌控精度要求高的太空飛行器中。
(5)測定軌過程中的補償方法解決姿控噴氣對軌道產生的影響，提高定軌精度。
圖1為本發明的強制卸載流程圖；圖2為本發明測定軌補償流程圖；圖3為本發明調姿對軌控影響補償流程圖。
具體實施例方式
1、強制卸載實施步驟如下a1、根據太空飛行器在軌飛行的時間，估算環境力矩引起的動量積累大小，確定太空飛行器出現角動量卸載的時刻。對於太空飛行器在軌期間出現的動量輪卸載情況(包括在不可見弧段出現的角動量卸載情況)採取在地面可見弧段強制卸載的方法來獲得角動量卸載的噴氣數據。當太空飛行器在軌飛行的時間會出現卸載時，進入步驟b1，當太空飛行器在軌飛行的時間不會出現卸載時，進入步驟(2)。
對於太空飛行器在軌期間出現的動量輪卸載情況，地面可見弧段注入卸載指令的時間，要能保證在可見弧段卸載完畢，下面給出一種環月軌道上運行的衛星動量輪卸載時刻確定方法。由於在環月軌道上運行的衛星重力梯度力矩是主要的環境幹擾力矩。在估算動量積累中只考慮重力梯度力矩的影響，對於其他太空飛行器，可以針對環境幹擾力矩的主要因素作適當變換。
以太空飛行器標稱零姿態為估計幹擾力矩的參考姿態(太空飛行器本體坐標系與軌道坐標系重合)。重力梯度力矩的計算公式為Tgx＝3ω02(-Iyz)；Tgy＝3ω02(Izx)；Tgz＝0其中，Tgx，Tgy，Tgz為重力梯度力矩在衛星本體坐標系中的三個分量，Tg＝[TgxTgyTgz]T；Iyz，Izx為慣量積，I=Ixx-Ixy-Ixz-IxyIyy-Iyz-Ixz-IyzIzz;]]>ω0為軌道角速度。
將上述本體坐標系中的重力梯度力矩轉換為慣性坐標系下的表示，並進行積分Tgi＝Aoi-1TgHgi=0tTgidt]]>其中，Aoi為軌道坐標系相對於慣性坐標系的姿態轉換矩陣；Hgi為重力梯度力矩在慣性坐標系下的積累。
將在慣性坐標系中積分得到的動量積累轉換為本體坐標下的表示Hg＝[HgxHgyHgz]THg＝AoiHgi 在衛星當前的角動量上加入動量積累後，達到角動量限制(動量輪的飽和角動量)的時刻即為預計出現動量輪卸載的時刻。若此時刻在衛星的可見弧段內，則不用強制卸載。若預計的時刻出現在衛星的不可見弧段，則在衛星出可見弧段前的一段時間(保證完成一次動量輪強制卸載)，進行一次動量輪強制卸載。
b1、在a1中確定的地面可見弧段，由地面向太空飛行器注入卸載指令。卸載流程圖如圖1所示，此卸載指令可以採用數據塊的形式，也可採用指令形式。具體方式需根據太空飛行器或太空飛行器實際的上行控制方式進行選擇。本發明中的一種月球探測衛星採用了姿控數據塊的形式進行強制卸載指令的注入。地面將姿控數據塊按照通訊協議進行打包後，發送到星上的數據管理系統，再由數管分系統通過總線發送到星上控制計算機。控制計算機接收後將其解碼更新星上的卸載狀態字。
c1、太空飛行器上控制軟體響應地面指令，利用噴氣控制進行動量輪卸載太空飛行器根據卸載狀態字，自主進行動量輪卸載模式，控制動量輪的角動量回到標稱值。卸載期間對星體姿態的影響由噴氣控制進行抑制。噴氣控制採用經典的相平面控制方法完成。卸載完成後，太空飛行器根據動量輪角動量和姿態估值自主退出卸載模式，恢復正常控制。
d1、卸載期間，太空飛行器上自動累計噴氣時間，並將此時間作為遙測數據，傳回地面。供地面進行後續的噴氣補償計算。
e1、地面再次注入姿控數據塊，清除強制卸載狀態字。
2、如圖2所示，根據遙測數據確定姿控噴氣攝動對定軌計算的補償方法實施步驟a2、在太空飛行器控制軟體中，將推力器的噴氣時間進行累積，並將此數據作為遙測數據經過太空飛行器的數據管理系統傳到地面接收站。地面處理軟體根據太空飛行器遙測數據的編碼格式，對下傳的遙測數據進行解碼後，提供太空飛行器系統使用。
b2、事後估算姿控噴氣攝動記相鄰遙測幀中的星時T記為Ti-1和Ti。∑XT、∑YT、∑ZT、∑NXT、∑NYT、∑NZT分別為太空飛行器X，Y，Z三軸的正、負方向噴氣時間累計量。下面估算區間[Ti-1，Ti]上的姿控噴氣攝動加速度在地球赤道慣性坐標系的三個分量。
b21、確定單個推力器的攝動大小根據遙測量獲得各個推力器點火累計時間；以X軸正向噴氣時間累計∑XT為例，用相鄰兩幀作差商並乘以推力加速度即得到相鄰兩幀之間X軸正向推力器的平均推力加速度fXi=kfTHRXT,i-XT,i-1Ti-Ti-1]]>式中k為標定修正係數，fTHR為該方向推力器推力加速度估計值fTHR=FTHRMSAT.]]>FTHR為該方向推力器推力估計值，與貯箱壓力溫度有關。MSAT為太空飛行器質量估計值。
依次類推，可以得出相鄰兩幀之間X，Y，Z三正、負向推力器的平均推力加速度fXi，fNXi，fYi，fNYi，FZi，fNZi。
b22、確定所有推力器總攝動加速度在太空飛行器本體坐標系分量計算出區間[Ti-1，Ti]內所有推力器加速度的矢量和在本體系的列矩陣表示fBi=jfjif^Bj]]>其中求和遍及所有推力器， 是沿第j個推力器推力軸在本體系的方向餘弦列矩陣。
按照此方法在月球探測器中的應用，其對應關係如下 其中，j＝2A，2B，3A，3B，4A，4B，5A，5B，6A，6B，7A，7B為月球探測器中12個推力器的編號。加電工作指該推力器電磁閥加電且相應推力器分支的自鎖閥開啟。
b23、確定太空飛行器在慣性坐標系的姿態a)有星敏感器遙測數據的計算方法 若本幀有星敏感器數據可用，則用星敏遙測數據確定太空飛行器在慣性坐標系中的姿態矩陣ABIi計算方法如下設星敏感器測量量遙測數據為光軸矢量ZI＝[ZI1ZI2ZI3]T；橫軸矢量[XI＝[XI1XI2XI3]T；星敏感器光軸、橫軸在太空飛行器本體坐標系下的表示(裝訂於星上)為光軸矢量ZB＝[ZB1ZB2ZB3]T；橫軸矢量XB＝[XB1XB2XB3]T計算太空飛行器的慣性姿態四元數ABIi＝Avv(XI，ZI，XB，ZB)，函數定義如下函數A＝Avv(X1I，X2I，X1b，X2b)函數名Avv輸入X1I，X2I，X1b，X2b(均為單位矢量)輸出A＝(aij)3×3函數內容{V2I＝Cp(X1I，X2I)；V2I＝V2I/Norm(V2I)；V3I＝Cp(X1I，V2I)；V2b＝Cp(X1b，X2b)；V2b＝V2b/Norm(V2b)；V3b＝Cp(X1b，V2b)；A=X1bX1IT+V2bV2IT+V3bV3IT;]]>} 保存ABI0＝ABIi；
用遙測的姿態四元數q換算成姿態矩陣ABIgi，計算方法如下ABIgi＝Aq(q)，函數定義如下函數A＝Aq(B)函數名Aq輸入B＝[b1，b2，b3，b4]T輸出A＝(aij)3×3函數內容{a11=1-2b22-2b32]]>a12＝2b1b2+2b3b4a13＝2b1b3-2b2b4a21＝2b1b2-2b3b4a22=1-2b12-2b32]]>a23＝2b2b3+2b1b4a31＝2b1b3+2b2b4a32＝2b2b3-2b1b4a33=1-2b12-2b22]]>} 保存ABIg0＝ABIgi。
b)無星敏感器遙測數據的計算方法 本幀無星敏感器數據可用，則每幀先周遙測的姿態四元數q換算姿態矩陣ABIgi 用下式估算慣性姿態矩陣ABIi＝ABIgiABIg0-1ABI0b24、確定噴氣總攝動加速度在慣性坐標系分量計算噴氣攝動的慣性坐標系分量fIi
fIi＝ABIi-1fBic2、在定軌計算中考慮姿控噴氣攝動在測軌弧段上同時採集處理遙測數據得到姿控噴氣攝動f(t)＝fIi，當Ti-1＜t≤Tif(t)為3×1矩陣，是攝動在慣性系三分量。在定軌時計算並計入了噴氣攝動後，噴氣對軌道確定精度的影響大部分應該得到補償。
3、如圖3所示，變軌前後姿控噴氣對軌控精度影響的補償方法實施步驟a3、建立兩次調姿的噴氣攝動數表a31、建立點火姿態噴氣攝動表該噴氣攝動表為一數表。輸入是目標姿態(點火初始姿態)相對於姿態機動控前姿態的相對姿態(三個獨立變量)，從姿態機動開始時刻起算的相對時間(第四個獨立變量)。輸出是攝動加速度在初始姿態本體系的三分量。
數表建立原理及方法給定太空飛行器機動前的姿態和機動到位的目標姿態後，根據相對姿態信息，星上按照相平面噴氣控制邏輯，驅動姿控發動機工作，控制太空飛行器姿態轉動至目標姿態。由於噴氣控制邏輯是固定的，因此在這個過程中，不考慮外界幹擾力矩的情況下，根據太空飛行器相對姿態姿態誤差可以確定姿控發動機產生的推力。根據這個特點，地面事先進行不同相對姿態角情況下的數學仿真，根據仿真結果給出噴氣過程中產生的加速度在初始姿態坐標系的表示。
a32、恢復巡航姿態噴氣攝動表該噴氣攝動表為一數表。輸入是太陽方向在姿態機動前姿態(點火關機時姿態)本體系的三分量(兩個獨立變量)，從姿態機動開始時刻起算的相對時間(第三個獨立變量)。輸出是攝動加速度在控前姿態本體系的三分量。
數表建立原理及方法根據太陽位置、太空飛行器初始姿態可以計算出太空飛行器和太陽的相對位置關係，根據太陽和太空飛行器的位置關係以及太陽捕獲方式(用哪種太陽敏感器進行太陽捕獲)按照星上捕獲邏輯可確定太空飛行器搜索太陽的方向、捕獲太陽過程，進而可根據星上控制邏輯確定噴氣控制過程和該過程產生的加速度。由於太陽捕獲邏輯和相平面噴氣控制邏輯是固定的，因此在這個過程中，不考慮外界幹擾力矩的情況下，相對位置關係和捕獲方式相同情況下，姿控發動機產生的推力是可以事先確定的。根據這個特點，地面事先進行不同相對位置和不同捕獲方式的數學仿真，根據仿真計算結果給出噴氣過程中產生的加速度在初始姿態坐標系的表示。
在計算軌控參數時根據太空飛行器點火前的控前姿態以及軌控結束後的太空飛行器姿態，既可將上述本體系中的攝動分量轉化為慣性系中的分量。
b3、在軌控計算中考慮兩次調姿的噴氣攝動在第一次計算中可以不考慮姿態機動噴氣對軌道的耦合影響。第一次算出開機姿態和關機姿態後，即可估算兩次調姿機動噴氣的攝動，並加入到軌控計算中，以補償噴氣攝動對變軌精度的影響。
b31、建立點火姿態噴氣攝動補償量計算步驟輸入初始姿態四元數估值q，目標四元數qT；輸出初始姿態坐標系中的速度增量ΔV和完成機動時間Δt工程常數表初始姿態相對於目標採樣qi(i＝1，2，…，n)相對應的ΔVi(速度增量)和Δti(完成機動所用時間)計算公式a.計算太空飛行器姿態相對於目標姿態的誤差qBT＝Qim(qT，q)；qBT＝qBT/Norm(qBT)if(qBT(4)＜0)qBT＝-qBT；b.依次計算太空飛行器姿態相對於目標姿態的誤差qBT與慣性調姿數表中所有姿態四元數qi的誤差qBTi＝Qim(qBT，qi)；c.查表計算誤差量的最小值qj=min(qBTi12+qBTi22+qBTi32),]]>確定慣性調姿表中的索引值j。以此值為依據，在慣性調姿表中查找qj對應的速度增量Vj=[Vj1,Vj2,Vj3]T]]>和作用時間Δtj；d.將表中的控前坐標系中的速度增量轉化為慣性坐標系中的速度增量。
V=[Aq(q)]TVj;]]>e.令作用完成時間為Δt＝Δtj。
b32、恢復巡航姿態噴氣攝動補償量計算步驟輸入當前姿態四元數估值q，太陽在慣性系的矢量Si；輸出初始姿態坐標系中的速度增量ΔV和完成機動時間Δt；工程常數表太陽在初始姿態本體系中分量採樣Sbi(i＝1，2，…，n)所對應的ΔVi和完成時間Δti；計算公式a.根據太空飛行器姿態四元數，計算太空飛行器本體坐標系相對於慣性坐標系的姿態轉換矩陣A＝Aq(q)；A為太空飛行器本體坐標系相對於慣性坐標系的姿態轉換矩陣。
b.將太陽矢量轉換為在太空飛行器本體坐標系中的表示Sb＝A*Si；Sb為太陽矢量在太空飛行器本體坐標系中的分量；c.計算太陽矢量Sb與數表中每一個Sbi的差dSbi＝Norm(Sb-Sbi)；d.查表計算誤差量的最小值Sbj＝min(dSbi)，確定恢復巡航姿態數表中的索引值j，以此值為依據，在表中查找Sbj對應的 和Δtj；e.本次太陽定向產生的速度增量為V=ATVj;]]>f.完成時間為Δt＝Δtj。
上述步驟中的函數定義如下函數A＝Qim(B，C)函數名Qim輸入B＝[b1b2b3b4]T；C＝[c1c2c3c4]T
輸出A＝[a1a2a3a4]T函數內容{a1＝-b1·c4-b2·c3+b3·c2+b4·c1a2＝b1·c3-b2·c4-b3·c1+b4·c2a3＝-b1·c2+b2·c1-b3·c4+b4·c3a4＝b1·c1+b2·c2+b3·c3+b4·c4}函數a＝Norm(B)函數名Norm輸入B＝[b1，b2，...，bn]T，n表示向量B的維數輸出a函數內容{a=b12+b22++bn2]]>}以上所描述的系統只是本發明的一種情況，本領域技術人員可以根據不同的要求和設計參數在不偏離本發明的情況下進行各種增補、改進和更換，因此，本發明是廣泛的
權利要求
1.減小姿控噴氣對軌道影響的估計與補償方法，其特徵在於包括(1)強制卸載a1、根據太空飛行器在軌飛行的時間，估算環境力矩引起的動量積累大小，確定太空飛行器出現角動量卸載的時刻，當太空飛行器在軌飛行的時間會出現卸載時，進入步驟b1，當太空飛行器在軌飛行的時間不會出現卸載時，進入步驟(2)；b1、在地面可見弧段，由地面向太空飛行器注入卸載指令，注入卸載指令的時間要保證在地面可見弧段卸載完成；c1、太空飛行器上控制軟體響應地面指令，利用噴氣控制進行動量輪卸載；d1、卸載期間，太空飛行器上自動累計噴氣時間，並將此時間作為遙測數據，傳回地面，供地面進行噴氣補償計算時使用；e1、地面注入卸載完成指令，清除強制卸載狀態字；(2)姿控噴氣攝動對定軌進行補償a2、根據遙測數據計算噴氣總攝動加速度在太空飛行器本體坐標系中的分量；b2、結合太空飛行器姿態與軌道，計算噴氣總攝動加速度在太空飛行器慣性坐標系中的分量；c2、在定軌計算時計入噴氣總攝動加速度在太空飛行器慣性坐標系中的分量，以補償姿控噴氣對軌道確定精度的影響；(3)變軌前後姿控噴氣對軌控精度影響的補償a3、建立調姿的噴氣攝動數表；b3、在軌控計算時，結合噴氣攝動數表，估算調姿機動噴氣的攝動，加入到軌控計算中，以補償噴氣攝動對變軌精度的影響。
2.根據權利要求1所述的減小姿控噴氣對軌道影響的估計與補償方法，其特徵在於所述步驟(1)中的卸載指令採用數據塊的形式或指令形式。
3.根據權利要求1所述的減小姿控噴氣對軌道影響的估計與補償方法，其特徵在於所述的地面向太空飛行器注入卸載指令的方法是地面將姿控數據塊按照通訊協議進行打包後，發送到太空飛行器的數據管理系統，再發送到太空飛行器上的控制計算機，控制計算機接收後將其解碼更新太空飛行器上的卸載狀態字。
4.根據權利要求1所述的減小姿控噴氣對軌道影響的估計與補償方法，其特徵在於步驟(1)中所述的利用噴氣控制進行動量輪卸載的方法是太空飛行器根據卸載狀態字，自主進入動量輪卸載模式，控制動量輪的角動量回到標稱值，卸載期間對星體姿態的影響由噴氣控制進行抑制，噴氣控制採用相平面控制方法完成，卸載完成後，太空飛行器根據動量輪角動量和姿態估值自主退出卸載模式，恢復正常控制。
5.根據權利要求1所述的減小姿控噴氣對軌道影響的估計與補償方法，其特徵在於步驟(2)中根據遙測數據計算噴氣總攝動加速度在太空飛行器本體坐標系中的分量的方法是首先根據遙測數據中獲得的各個推力器點火累計時間計算各個推力器的平均推力加速度；然後計算所有推力器總攝動加速度在太空飛行器本體坐標系中的分量。
6.根據權利要求1所述的減小姿控噴氣對軌道影響的估計與補償方法，其特徵在於所述步驟(3)中調姿的噴氣攝動數表包括點火姿態噴氣攝動表和恢復巡航姿態噴氣攝動表。
7.根據權利要求1或5所述的減小姿控噴氣對軌道影響的估計與補償方法，其特徵在於所述步驟(3)中點火姿態噴氣攝動表的輸入是點火初始姿態相對於姿態機動控前姿態的相對姿態和從姿態機動開始時刻起算的相對時間，輸出是攝動加速度在初始姿態本體系的三分量。
8.根據權利要求1或5所述的減小姿控噴氣對軌道影響的估計與補償方法，其特徵在於所述步驟(3)中恢復巡航姿態噴氣攝動表的輸入是太陽方向在點火關機時姿態本體系中的三分量和從姿態機動開始時刻起算的相對時間，輸出是攝動加速度在姿態機動控前姿態本體系的三分量。
全文摘要
減小姿控噴氣對軌道影響的估計與補償方法，包括(1)當太空飛行器在軌飛行的時間會出現動量輪卸載時，在地面可見的弧段進行強制動量輪卸載。(2)根據遙測數據首先獲得噴氣加速度在太空飛行器本體坐標系中的分量，再結合太空飛行器姿態、軌道位置，計算噴氣加速度在太空飛行器慣性坐標系中的分量，在定軌時計算並計入了噴氣攝動，以補償姿控噴氣對軌道確定精度的影響。(3)在軌控參數計算過程中，增加建立點火姿態和恢復巡航姿態兩次大角度調姿過程中噴氣攝動的模型，將姿控噴氣引入軌控計算中去，補償噴氣攝動對變軌精度的影響。本發明的方法補償了噴氣對軌道的影響，實現了對軌道的精確控制。
文檔編號B64G1/24GK101066706SQ20071012290
公開日2007年11月7日 申請日期2007年7月3日 優先權日2007年7月3日
發明者宗紅, 李鐵壽, 王大軼, 王淑一, 陳義慶, 韓冬, 王寨 申請人:北京控制工程研究所