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一种基于有限推力有限工作时间情况下的航天器精确入轨控制方法
| 专利名称： | 一种基于有限推力有限工作时间情况下的航天器精确入轨控制方法 |
| 摘要： | 本发明公开了一种基于有限推力有限工作时间情况下的航天器精确入轨控制方法，包括以下步骤：初始化航天器的计算参数；计算航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数；计算轨道根数偏差量；若其满足误差门限要求，则输出此时的控制变量对航天器进行姿态控制及关机控制；若轨道根数偏差量不满足误差门限要求，则根据轨道根数偏差量计算控制变量修正值；根据修正值修正初始参数并重新计算航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数，重复上述步骤，直至轨道根数偏差量满足误差门限要求，输出此时的控制变量，制导计算结束，涉及轨道控制领域。本发明计算量小，制导精度高，对轨道的调整和适应性强，飞行软件简单，对地面诸元准备计算工作要求低。 |
| 专利类型： | 发明专利 |
| 国家地区组织代码： | 湖北;42 |
| 申请人： | 湖北航天技术研究院总体设计所 |
| 发明人： | 叶昌;王志军;张力;蒋金龙;罗伟;钟扬威 |
| 专利状态： | 有效 |
| 申请号： | CN201811287860.2 |
| 公开号： | CN109398763A |
| 代理机构： | 武汉智权专利代理事务所(特殊普通合伙) 42225 |
| 代理人： | 余浩 |
| 分类号： | B64G1/24(2006.01)I;B;B64;B64G;B64G1 |
| 申请人地址： | 430040 湖北省武汉市金山大道9号 |
| 主权项： | 1.一种基于有限推力有限工作时间情况下的航天器精确入轨控制方法，其特征在于，包括以下步骤：1)、初始化航天器的计算参数；2)、根据航天器的计算参数及初始控制变量，外推计算至航天器发动机理论关机点，并计算航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数；3)、将航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数与标准轨道根数进行对比，计算轨道根数偏差量；4)、若所述轨道根数偏差量满足误差门限要求，则输出此时的控制变量对航天器进行姿态控制及关机控制；5)、若所述轨道根数偏差量不满足误差门限要求，则根据轨道根数偏差量计算控制变量修正值，修正所述初始控制变量；6)、根据控制变量修正值修正初始参数并重新计算航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数，重复步骤3)至5)，直至轨道根数偏差量满足误差门限要求，输出此时的控制变量，制导计算结束。 |
| 所属类别： | 发明专利 |
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