一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法

摘要

本发明公开了一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法。首先计算小推力轨道维持所需推力，然后计算对地定向姿态控制所需力矩，最后计算小推力一体化控制指令。本发明采用轨道维持与对地定向姿态一体化控制，有效消除了因轨道姿态控制相对独立所产生的控制冗余，可以有效地节省航天器上有限的燃料和能源；且本发明中所涉及的解析推导简单有效、易于实现，方法简单，可靠性高，计算速度快。

主权项

1.一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法，采用轨道维持与力矩平衡姿态一体化控制，节省控制消耗；采用小推力进行控制，其特征在于，该方法具体包括：（1）小推力轨道维持的推力计算；空间环境气动力是影响航天器轨道高度的主要因素，气动力通过下式计算（1）其中，为大气密度，为来流速率，为阻力系数，为空间站的迎流面积，为速度方向；航天器的迎流面积由其本身的姿态和帆板的方向决定，航天器的迎流面积由下式计算（2）其中，为迎流面积常值项，为迎流面积周期项幅值，为轨道角速度，t为时间，为周期项初始相位；为消除气动力对轨道高度的影响，轨道维持所需的控制力为（3）根据航天器当前航天器的轨道半长轴调整，通过对观测量的状态反馈对控制力修正（4）其中，为平均轨道角速度，为轨道偏心率，f为航天器真近点角，为小推力脉冲时长，为轨道高度平偏差；那么，轨道维持所需的总的推力为（5）（2）对地定向姿态控制；对地定向姿态的保持采用控制力矩陀螺，其控制力矩（6）其中，和控制器参数，为对地定向姿态，表示当空间站姿态为时轨道角速度在体坐标系中的表示，航天器当前姿态，表示为（7）；（3）小推力一体化控制指令计算；采用四台小推力发动机实现轨道维持与力矩平衡姿态保持，四台发动机安装在航天器后方，推力方向都指向体坐标系方向，提供轨道维持所需的控制力，通过分配推力实现控制力矩陀螺饱和状态下的俯仰和偏航方向姿态的控制以及控制力矩陀螺的卸载。