具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步阐述。

如图1所示，在轨道六要素中，轨道面在惯性空间的取向由升交点赤经及轨道倾角共同确定。航天器轨道由南部向北部穿越赤道平面的交点称为升交点(ascending node),以B表示；由北部向南部穿越赤道平面的交点称为降交点(decending node)，以D表示。在赤道平面内，取从地心O指向春分点的轴线Ox_i为参考线，轴线Ox_i向东转到节点线DB的角度称为轨道升交点赤经(right ascension of ascending node),以Ω表示，Ω的定义范围是0≤Ω≤360°。轨道平面与赤道平面之间的角度称为轨道倾角(inclination of orbit),以i表示，i的定义范围是0≤i≤180°。

基于轨道动力学的分析可知，航天器在轨道中运行时升交点赤经及轨道倾角参数的修正是相互耦合的。上面级执行GEO发射任务，需要精确控制入轨轨道面精度。如图2、表1所示，由仿真分析可知，在某些偏差工况下，若在主动段中依据迭代制导算法修正升交点赤经偏差，会造成轨道倾角偏差的大幅增加。因此只能通过放弃对升交点赤经偏差的修正以确保入轨点轨道倾角精度。

表1上面级轨道面偏差仿真结果

一种基于迭代制导的轨道面精确控制方法，具体步骤如下：

(1)统筹优化升交点赤经控制精度。

综合考虑修正轨道倾角偏差、产品偏差、工具偏差等其他偏差所需推进剂消耗量，以及GEO发射任务推进剂加注量、起飞质量、标准弹道、制导方案等，计算可用于修正升交点赤经偏差的最大推进剂消耗量。据此初步确定升交点赤经最小控制精度，并对多种偏差工况进行仿真分析，依据发射任务入轨精度要求调整并最终确定升交点赤经控制精度。

(2)初步设定迭代制导目标值。

在上面级主动段迭代制导初期，根据迭代制导目标点轨道六要素(半长轴a_m，偏心率e_m，轨道倾角i_m，近地点幅角ω_m，升交点赤经Ω_m以及真近点角f_m)，设定迭代制导初始目标位置R、初始目标速度V。

(3)实时计算轨道面控制偏差。

根据上面级在发射惯性系下位置、速度信息，实时计算当前轨道面误差，即升交点赤经偏差及轨道倾角偏差。

(4)重新设定上面级主动段迭代制导目标值。

若上面级升交点赤经偏差在控制精度范围内即(ΔΩ<Ω_j)，则需更换迭代制导目标值，即原迭代制导目标值为由标准弹道主动段结束点轨道参数(a_m、e_m、i_m、ω_m、Ω_m、f_m)解算出的位置、速度信息，现将原目标轨道参数中的升交点赤经值更换为上面级当前位置的升交点赤经值，即由(a_m、e_m、i_m、ω_m、Ω、f_m)重新解算迭代制导目标值。并继续进行迭代制导。

下面进行详细描述，如图3-5所示：

步骤一，统筹优化升交点赤经控制精度。

上面级执行GEO发射任务时，轨道面控制参数中对入轨点轨道倾角精度要求较高，因此首先保障修正轨道倾角偏差所需推进剂消耗量。若轨道倾角精度要求为Δi，单项偏差工况下，需保证轨道倾角修正精度小于0.1Δi。

首先计算可用于修正升交点赤经偏差的最大推进剂消耗量，公式如下：

m_Ω＝m_tj-m_dd-m_i-m_gj-m_ff-m_fzd-m_aq

式中，m_Ω为可用于修正升交点赤经偏差的最大推进剂消耗量，m_tj为推进剂加注量，m_dd为标准弹道所需推进剂消耗量，m_i为修正轨道倾角偏差所需推进剂消耗量，m_gj为修正工具误差所需推进剂消耗量，m_ff为修正方法误差所需推进剂消耗量，m_fzd为修正非制导误差所需推进剂消耗量，m_aq为发射任务安全余量。

依据上面级修正升交点赤经偏差所需推进剂消耗量，初步确定升交点赤经最小控制精度，并对多种偏差工况进行仿真分析，依据发射任务入轨精度要求调整并最终确定升交点赤经控制精度。

步骤二、初步设定迭代制导目标值。

在上面级主动段迭代制导初期，根据迭代制导目标点轨道六要素(半长轴a_m，偏心率e_m，轨道倾角i_m，近地点幅角ω_m，升交点赤经Ω_m以及真近点角f_m)，设定迭代制导初始目标位置R、初始目标速度V。

迭代制导初始目标位置R计算公式如下：

R＝[x y z]'

其中，r_m为迭代制导目标点地心距，u_m为迭代制导目标点纬度幅角，计算公式如下：

u_m＝ω_m+f_m

迭代制导初始目标位置V计算公式如下：

V＝[v_x v_y v_z]’

其中，v_m为迭代制导目标点速度的模，u_m为迭代制导目标点纬度幅角，i_m为迭代制导目标点轨道倾角，Ω_m为迭代制导目标点升交点赤经，t为迭代制导目标点位置向量与速度向量的夹角。

v_m的计算公式如下，

其中，μ为地球引力常数，μ＝3.986005×10¹⁴m³/s²。

t的计算公式如下，

步骤三、实时计算轨道面控制偏差。

根据上面级在发射惯性系下位置、速度信息，实时计算当前轨道面误差，即升交点赤经偏差及轨道倾角偏差，计算公式如下

Δi＝|i_m-i|

ΔΩ＝|Ω_m-Ω|

其中，Δi为轨道倾角偏差、ΔΩ为升交点赤经偏差，i_m为迭代制导目标点轨道倾角，i为上面级当前位置轨道倾角，Ω_m为迭代制导目标点升交点赤经，Ω为上面级当前位置升交点赤经。

i的计算公式如下，

其中，h为动量矩，h_z为动量矩在地心系下的z轴分量，|h|为动量矩的模。

h的计算公式如下，

h＝R×V

其中，R为上面级当前位置矢量，V为上面级当前速度矢量。

Ω的计算公式如下，

其中， 为坐标系中单位向量，N_X、N_Y为N在X轴、Y轴方向投影。

步骤四，重新设定上面级主动段迭代制导目标值。

根据上面级飞行过程中当前轨道面参数偏差，判断是否更换迭代目标值。若上面级升交点赤经偏差在控制精度范围内即(ΔΩ<Ω_j)，则需更换迭代制导目标值，即原迭代制导目标值为由标准弹道主动段结束点轨道参数(a_m、e_m、i_m、ω_m、Ω_m、f_m)解算出的位置、速度信息，现将原目标轨道参数中的升交点赤经值更换为上面级当前位置的升交点赤经值，即由(a_m、e_m、i_m、ω_m、Ω、f_m)重新解算迭代制导目标值。更新迭代制导目标值后，继续进行迭代制导，确保对轨道面偏差的修正精度以及偏差修正推进剂消耗量在可接受范围内。

表2升交点赤经控制精度仿真结果

由表中仿真结果可知，在偏差工况下，升交点赤经控制精度越高，偏差修正所需的推进剂消耗量越大；且当升交点赤经精度修正过高时，轨道倾角偏差大幅增加。因此，需统筹优化升交点赤经控制精度，优化流程如图3所示。

本发明基于对上面级GEO发射任务主动段轨道面修正特点的分析，在迭代制导过程中设定升交点赤经偏差修正精度；

本发明采用多目标优化思想，对升交点赤经修正精度进行优化，在提升轨道面控制精度的同时，确保推进剂消耗量工程可接受。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。