本发明涉及航天器轨道控制领域，具体涉及一种航天器飞行轨道滚动时域控制方法。
背景技术：
：航天器轨道机动控制是航天飞行中最重要的操控任务，是轨道捕获、轨道保持、交会对接、在轨服务、接近观测、深空探测等空间操作的基础。实际工程中，航天器的大多采用连续推力发动机。随着高性能星载计算机、星载加速度计、在线推力标定、自主任务规划、自主导航等先进航天技术的发展与成熟，航天器轨道机动控制方法也从传统采用星-地大回路遥控方式的开环控制方法，逐步演变为兼具自主性与遥控性的闭环控制方法。在传统开环控制方法中，由地面站进行遥外测，对航天器进行精确定轨，再结合目标轨道参数，在地面通过规划生成一组时间函数形式的控制变量。航天器根据地面上传的控制指令，在时钟信号的驱动下，控制发动机开关机与姿态稳定控制，执行轨道机动任务。在变轨过程中，航天器无法实时获得轨道位置、速度与加速度反馈信息，对轨道控制的效果不进行评估与修正。该方法易受推力偏差、质量偏差、控制误差等各类误差影响，控制精度差。在传统闭环控制方法中，在变轨期间，航天器利用星载加速度计(惯性导航)实时反馈位置、速度、加速度信息，而卫星导航设备(GNSS/BD2)由于易受平台振动影响，一般不作为变轨期间的导航设备。航天器根据当前状态，自主执行飞行规划，生成新的控制序列，以消除各类误差造成的变轨精度影响。相比于开环控制，闭环控制方法精度高、适应性强，但对航天器自主导航与规划能力要求较高。但加速度计测量本身包含固定零偏、长期漂移和脉冲当量等误差，设计寿命大多不超过3个月，尤其对于长期在轨的航天器，加速度计的测量误差会愈发严重。因此，星载加速度计主要应用于短期在轨任务，如“天宫一号”与“神舟”飞船交会对接任务，“嫦娥”一号、“嫦娥”二号登月探测轨道转移任务。此外，为保证轨道控制的准确性，需要对加速度计进行标定和补偿，如期刊论文《嫦娥二号卫星高可靠高精度变轨控制技术》中介绍的利用遥测数据统计对星载加速度计零位偏差标定。因此，现有的航天器轨道闭环控制方法非常依赖星载加速度计，虽然轨道控制精度较高，但存在使用寿命有限，不适合长期在轨任务，以及需要地面遥测配合进行在线标定，工程实施复杂等缺点。技术实现要素：针对现有航天器轨道控制方法应用在配备连续推力姿、轨控发动机系统航天器的局限性，为提高无加速度计情况下的变轨机动精度，突破GNSS/BD2设备在轨道控制中的使用瓶颈，本发明提出一种航天器飞行轨道滚动时域控制方法，该方法使用卫星导航设备(GNSS/BD2)实现航天器闭环轨道控制，技术方案如下：一种航天器飞行轨道滚动时域控制方法，基于包括轨控发动机、三轴姿控发动机、中心计算机和GNSS/BD2设备，在时间域度上把轨道机动过程分成若干区间，并按飞行时序对每个时域区间的轨道机动轨迹进行滚动优化，进而减小误差。具体是将整个变轨机动轨迹按时域分成N个利用开环制导的动力飞行段和(N-1)个自由滑行段，N不少于2，利用GNSS/BD2进行自主轨道确定，中心计算机执行状态更新和任务再规划解算，更新当前轨道状态，再进行一次变轨任务规划，主要包括轨控发动机开关机时刻、姿态角时间序列，作为下一个动力飞行段的控制指令输入。为减小规划算法计算量，可以采用简化重力场模型下的线性规划算法，在本发明中，使用基于最优解析解的迭代制导作为规划算法，规划过程中，发动机推力和质量均采用理想值。轨道机动滚动时域控制方法如下。(1)任务载入：根据轨道机动控制任务要求，确定目标轨道参数，根据GNSS/BD2设备输出数据，确定当前轨道状态，(2)规划解算：利用规划算法生成第一个动力飞行段的开机时刻ton(1)、关机时刻toff(1)、指令角attitudeorder(1)，并设定每段动力飞行时间tdongli和滑行时间thuaxing，将控制指令载入航天器飞行控制单元。动力飞行时间tdongli的设计可以使用以下公式确定：其中，ΔV为变轨所需的总速度增量，a*、F*、m*为理想加速度、推力和质量，ΔF、Δm为推力和质量最大偏差值，norm表示取整。滑行段时间的设计thuaxing则必须保证航天器滑行期间完成当前轨道确定和下一阶段规划解算，经试验验证，优选thuaxing的取值范围为[2～5]s。本发明中，规划算法采用基于最优解析解的迭代制导方法，详细动力学模型与算法公式如下。其中，φ为轨道发射惯性坐标系下俯仰角和偏航角，x，y，z，gx，gy，gz为轨道发射惯性坐标系下位置、速度和重力加速度，ξc，ηc，ξ，gξ，gη，gζ，为轨道目标坐标系下位置、速度和重力加速度，Ve为发动机比冲，Wx，Wy，Wz为视加速度理想估计值。求剩余飞行时间tc：对(f)组公式循环解算，可求得剩余飞行时间tc。求俯仰控制角求偏航控制角(3)动力飞行：根据控制指令执行轨道机动，轨控发动机开机，姿控发动机执行指令角跟踪控制，记录动力飞行持续时间tfeixing(j)。(4)轨控发动机关机判断：判断该段动力飞行持续时间是否大等于给定的动力飞行段持续时间，“tfeixing(j)≥tdongli？”，若为“是”，则跳转至第(5)步，转入自由滑行段；若为“否”，则跳回第(3)步，继续执行动力飞行。(5)自由滑行段：轨控发动机关机，姿控发动机执行稳定控制，使姿态角保持当前状态，GNSS/BD2设备开始导航定轨，并输出轨道信息，滑行段持续时间为thuaxing，跳转至第(6)步。(6)状态判断：根据定轨信息，进行轨道外推，判断滑行段结束后航天器是否到达目标点。若上面级已到达目标点附近，轨道偏差满足误差门限，则跳转至第(9)步；若为“否”，跳转至第(7)步。(7)状态更新：根据定轨结果，将轨道机动规划算法中的初始状态更新为当前轨道状态，目标状态保持不变。(8)任务再规划：由第(7)步状态，根据第(2)步解算公式，再次规划计算轨道机动任务，生成下一个动力飞行段的开机时刻ton(j+1)、关机时刻toff(j+1)、指令角attitudeorder(j+1)，将指令载入飞行控制器单元。此外，还需要判断飞行时间，若toff(j+1)-ton(j+1)≤tdongli，则更新下一个动力段飞行时间tdongli＝toff(j+1)-ton(j+1)，若toff(j+1)-ton(j+1)≥tdongli，则动力段持续时间不变。再跳转回第(3)步。(9)变轨结束：轨道机动任务结束，所有发动机关机。本发明一种航天器飞行轨道滚动时域控制方法，利用滑行段的状态更新与任务再规划，减少开环制导控制产生的累积误差，实现整个轨道控制的大闭环，不仅可以实现高精度自主轨道控制，还具备节约成本、工程实施简单、可适用于长期在轨飞行的航天器等优点。附图说明图1一种航天器飞行轨道滚动时域控制方法的控制流程图图2一种航天器飞行轨道滚动时域控制方法航天器飞行轨道转移示意图图3一种航天器飞行轨道滚动时域控制方法航天器抬轨机动轨迹分布图具体实施方式为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。一种航天器飞行轨道滚动时域控制方法，基于包括轨控发动机、三轴姿控发动机、中心计算机和GNSS/BD2设备，在时间域度上把轨道机动过程分成若干区间，并按飞行时序对每个时域区间的轨道机动轨迹进行滚动优化，进而减小误差。具体是将整个变轨机动轨迹按时域分成N个利用开环制导的动力飞行段和(N-1)个自由滑行段，N不少于2，利用GNSS/BD2进行自主轨道确定，更新当前轨道状态，再进行一次变轨任务规划，主要包括轨控发动机开关机时刻、姿态角时间序列，作为下一个动力飞行段的控制指令输入，轨道机动滚动时域控制方法如下。步骤一：根据GNSS/BD2导航信息，确定航天器当前轨道状态，并进行轨道外推，根据任务要求，明确目标轨道信息。步骤二：按照脉冲变轨方式进行计算速度增量的大小，并根据齐奥尔科夫斯基公式计算变轨持续时间，设计轨道机动起点和目标点，如附图3所示。以抬轨机动为例，可求得初始任务起始点轨道六要素为：X0＝[a0e0i0Ω0ω0360°-ΔM0]轨道机动目标点轨道六要素为：Xt＝[atetitΩtωtΔMt]本发明不仅仅局限于共面轨道转移的机动控制，但为便于说明，设计轨道机动起始点和目标点轨道参数如表1所示。表1起始点和目标点轨道参数步骤三：给定动力飞行段持续时间tdongli和自由滑行持续时间thuaxing，为便于说明，设计tdongli＝60s，设计thuaxing＝2s。步骤四：结合轨道外推结果，按照有限推力方式规划计算轨道机动控制的控制参数，包含轨控发动机开关机时刻ton(1)、toff(1)，记录规划的变轨总时间为tc(1)＝toff(1)-ton(1)，姿态控制指令角attitudeorder(1)，此处下标“(1)”表示第1个动力飞行段，下同。为保证实时性，规划算法可以采用简化重力场下的轨迹规划方法，本发明中采用基于最优解析解的迭代制导方法。推力、质量和比冲等参数都使用理想估计值。步骤五：根据规划结果，执行轨道机动，轨控发动机开机，GNSS/BD2设备不工作。按照指令角，利用三轴陀螺仪和姿控发动机执行姿态闭环控制。记录飞行持续时间tfeixing(1)，并判断飞行持续时间是否大于60s。步骤六：当tfeixing(1)≥60s时，轨控发动机关机，进入自由滑行段。姿控发动机执行稳定控制，保持当前姿态，GNSS/BD2设备工作，确定当前轨道状态，生成新的起始点状态X0(1)，同时记录无动力滑行时间thuaxing(1)。步骤七：根据X0(1)和Xt重新进行轨迹规划计算，生成第二个动力飞行段控制参数tf(2)、ton(2)、toff(2)，姿态控制指令角attitudeorder(2)。根据工程经验，当前星载计算机和GNSS/BD2设备的性能可以保证轨道确定和轨迹规划计算在2s完成。步骤八：当thuaxing(1)＝2s时，根据第二次规划结果，执行第二阶段轨道机动，记录飞行持续时间tfeixing(2)，并判断飞行持续时间是否大于60s。步骤九：依次循环，完成第二、第三个动力飞行段轨道机动之后，航天器进入第三次滑行段，期间完成第四次轨道确定、状态更新和规划计算，此时规划解算出的动力飞行时间为toff(4)-ton(4)＝13.67s(参见表2)，小于设计的动力飞行时间60s，则更新参数，令tdongli(4)＝13.67s。表2起始点和目标点轨道参数项目时间/s第一次规划飞行时间tf(1)181.87第二次规划飞行时间tf(2)125.52第三次规划飞行时间tf(3)69.55第四次规划飞行时间tf(4)13.67飞行总时间208.71步骤十：根据第四次规划结果，执行第四个动力飞行控制，记录飞行持续时间tfeixing(4)。步骤十一：当tfeixing(4)≥13.67s时，轨控发动机、姿控发动机均关机，结束轨道机动任务。根据以上实施步骤，相比于利用加速度计的闭环控制方法，基于本发明滚动时域控制法的轨道机动控制在工程实现上更加容易，摆脱了航天器轨道机动对加速度计和地面测控网的依赖。依照以上实施步骤，进行数学仿真计算，相关仿真及偏差条件如下：航天器质量为500kg，质量偏差为+10kg；轨控发动机推力为100N，姿控发动机推力为25N(三轴)，推力偏差为-5％，比冲3000m/s；卫星导航定位测量精度为20m(3δ)、0.25m/s2(3δ)；姿态指向精度为1°(三轴)，陀螺仪测角噪声幅值为0.3°/h(3δ)；初始姿态角为：滚转，0.1°；偏航，0.1°；俯仰，0.1°；俯仰和偏航轴姿态控制门限为0.5°，滚转轴姿态控制门限为1°；姿态控制周期为10ms；动力段而定飞行时间为60s，自由漂移时间为2s；俯仰、偏航两轴干扰力矩各为5Nm。为进行对比说明，以相同的仿真条件，分别针对基于开环制导的轨道机动控制和基于滚动时域控制法的轨道机动控制进行仿真计算，仿真结果如表3和表4所示。通过仿真结果表明，基于本发明滚动时域控制法的轨道机动控制精度明显优于基于开环制导的轨道机动控制。其主要原因是滚动时域法借助自由漂移段的状态更新和再规划，对变轨前期累积产生的误差进行了修正，尤其对推力偏差和质量偏差的适应性良好。因此，本发明相比于传统的航天器控制方法，具有十分突出的优势，不仅可以实现较高精度的轨道机动控制，其工程实践也更为简单，轨道控制系统组成简单，成本低，工程应用前景十分广泛。表3基于滚动时域控制法的轨道机动控制仿真结果表4基于开环制导方案的轨道机动控制仿真结果当前第1页1 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