一種面外面內(nèi)分步實施的繞飛構型建立方法
【專利摘要】一種面外面內(nèi)分步實施的繞飛構型建立方法，指定主控航天器相對于目標航天器軌道面外運動幅值出現(xiàn)在特定地心緯度點上空，建立起主控航天器相對于目標航天器的面外相對運動；對面外相對運動采用CW制導策略進行微調，使面外相對運動幅值更加接近于標稱值；基于指定的期望繞飛構型的面外、面內(nèi)相對運動相位差，給出面內(nèi)相對運動轉移脈沖，最終建立起相應的繞飛構型。本發(fā)明指出，在面外面內(nèi)相對運動相位差、繞飛面仰角與繞飛面方位角三個參數(shù)之間存在一個簡潔的關系式。本發(fā)明適用于繞飛相對運動尺度為數(shù)百米到數(shù)十公里量級的情況，繞飛構型可任意設定，繞飛面仰角、方位角及基線長度等特征指標的實現(xiàn)精度高。
【專利說明】一種面外面內(nèi)分步實施的繞飛構型建立方法

【技術領域】
[0001] 本發(fā)明屬于航天器編隊飛行軌道設計與制導、控制【技術領域】，涉及一種面外、面內(nèi) 分步實施的繞飛構型建立的步驟與相關的制導策略。

【背景技術】
[0002] 航天器單脈沖軌道控制包括不改變軌道平面與改變軌道平面兩種情況。改變軌道 平面的軌道控制包括僅改變軌道傾角、僅改變升交點赤經(jīng)及兩者同時改變?nèi)N情況。對于 單航天器控制而言，這些情形均有成熟的關系式可直接使用，可直接在航天器軌道力學的 大量教科書中找到。但在涉及兩航天器乃至多航天器進行編隊飛行的情形，控前、控后航天 器間相互關系也會體現(xiàn)到制導策略之中，相應研究工作并不完善。
[0003] 在編隊飛行需要建立、重構異面繞飛構型的情況下，通常必然要求改變主控航天 器的軌道平面。但從文獻資料來看，這種改變僅從相對運動軌道構型需要角度來提出，相應 的制導策略則基于相對軌道根數(shù)描述來給出。例如2012年刊登于"Journal of Guidance， Control and Dynamics，' 第 3 期的文章 "Spaceborne Autonomous Formation-Flying Experiment on the PRISMA Mission，'所介紹的 PRISMA (Prototype Research Instruments and Space Mission Technology Advancement)的飛行試驗中，主控航天器軌道平面的改變 通過主控航天器相對于目標航天器的軌道傾角矢量沒的改變量Δ備來描述，相應的控制也 由主控航天器面外軌控脈沖來實現(xiàn)，該脈沖嚴格垂直于主控航天器軌道平面。不難看出，該 方法對工程應用中面外最大相對運動距離在目標航天器軌道上出現(xiàn)的位置的要求與面外 相對運動描述之間的關系缺乏說明。另外，嚴格垂直于主控航天器軌道平面的軌控脈沖必 然導致控后沿跡速度的大小相對于控前產(chǎn)生變化，因此一般來說，這種面外轉移還會對面 內(nèi)相對運動構型的漂移速度產(chǎn)生影響。
[0004] 在面外相對運動構型已經(jīng)建立起來的基礎上怎樣進行高精度微調及怎樣在此基 礎上受繞飛面仰角、方位角約束以最終建立期望的繞飛構型均是文獻中未見涉及的問題。 本發(fā)明從繞飛面方位角及仰角角度導出了面外面內(nèi)相對運動相位差S與繞飛面仰角Θ 及方位角Ct之間的關系式。2010年刊登于"ActaMechanicaSinica"第四期的文章 "The J2invariant relative configuration of spaceborne SAR interferometer for digital elevation measurement"給出了沿跡方向-垂直沿跡方向相位差Δρ與數(shù)字高程模型視線 角h及視線方位角Υ之間的關系式，兩者之間有相通之處。但本發(fā)明從繞飛構型本身著 目艮，從繞飛面仰角及繞飛面方位角這個角度系統(tǒng)地解決了繞飛橢圓的設計問題，而后者則 從數(shù)字高程應用著眼，公式含義不同，應用角度不同。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明所要解決的技術問題是：克服現(xiàn)有技術的不足，提供一種明確要求面外最 長相對運動距離出現(xiàn)在目標航天器星下指定地心緯度點對應天球上的軌控策略，隨后在面 外相對運動構型已經(jīng)建立起來的基礎上進行高精度微調，并在此基礎上受繞飛面仰角及繞 飛面方位角指標約束以最終建立期望的繞飛構型。
[0006] 本發(fā)明的技術解決方案如下：一種面外面內(nèi)分步實施的繞飛構型建立方法，實現(xiàn) 步驟如下：
[0007] (1)指定主控航天器相對于目標航天器軌道面外運動幅值出現(xiàn)在設定的地心緯度 點上空，由目標航天器星下點指定地心緯度11^計算對應的目標航天器軌道位置處的軌道 幅角 1V。，相應公式為：
[0008]
[0009]

【權利要求】
1. 一種面外面內(nèi)分步實施的繞飛構型建立方法，其特征在于實現(xiàn)步驟如下： (1) 指定主控航天器相對于目標航天器軌道面外運動幅值出現(xiàn)在設定的地心緯度點上 空，由目標航天器星下點指定地心緯度計算對應的目標航天器軌道位置處的軌道幅角 4目應公式為：
式中，ξ為目標航天器軌道傾角平根數(shù)；上標出現(xiàn)在軌道根數(shù)參數(shù)頂部時代表平根 的含義，出現(xiàn)在其它參數(shù)頂部時代表期望值即目標值；右下角標出現(xiàn)的"Α"、"Β"分別代表 主控航天器與目標航天器；Ν'為目標航天器軌道降交點；Τ為對應星下點地心緯度為 時的目標航天器在軌道上的位置；為從Τ點到Ν'點的大圓弧長，上標代表大圓弧 角； (2) 計算主控航天器目標軌道的升交點赤經(jīng)，相應公式為：
式中，S為主控航天器目標軌道面與目標航天器軌道面交線過目標軌道的點，Λβ為 指定的兩航天器的不共面度目標角，右下角標"〇"代表相應參數(shù)對應主控航天器軌控前情 形，" 1"代表相應參數(shù)對應主控航天器軌控后情形；升交點赤經(jīng)平根符號" Π "兼做角度符 號與升交點標識使用； (3) 計算主控航天器目標軌道的軌道傾角匕，相應公式為：
(4) 計算主控航天器軌控脈沖ΔΙ作用點的軌道幅角uzy及該點處航天器的控前線速度 Δι7#大小νω，相應公式為：

式中，Δ ΩΑ為主控航天器控前、控后升交點赤經(jīng)平根差，Δ β '為主控航天器控前、控 后軌道面的夾角，S'為主控航天器初始軌道面與目標軌道面交線過初始軌道的點，μ = 3. 9860044 X 1014m3/s2為地球引力常數(shù)，Κ為主控航天器軌道的平長半軸長，&為主控航天 器軌道的平偏心率，巧《為主控航天器初始軌道的近地點幅角； (5) 假定航天器軌控推力方向沿航天器本體坐標系+x方向，計算主控航天器軌控脈沖 的大小Λ vA及其相對于其軌道坐標系的偏航角ψγζγ，相應公式為：
上式中，為軌控后目標軌道線速度矢量或軌控前軌道線速度矢量to的大小，即 兩個線速度矢量大小相等在、左側時，偏航角Ψγζγ取負號，t在、右側時，偏航角 11^"取正號；主控航天器執(zhí)行此脈沖后，將建立起相對于目標航天器的運動幅值出現(xiàn)在特 定地心緯度點上空的面外相對運動； (6) 如果經(jīng)步驟（5)后，面外相對運動的實際實現(xiàn)幅值相對于預期的標稱幅值Btmgrt超 過預期的偏差范圍，則對面外相對運動采用CW制導策略進行微調，使面外相對運動幅值更 加接近于標稱幅值B tmgrt;否則，直接跳過本步驟，執(zhí)行步驟（7);其中，計算面外相對運動 微調最優(yōu)脈沖作用時刻，及脈沖大小A Vy的公式分別為：
式中，τ #為相對于CW方程自由運動解析解指定起始時刻、的相對時刻，(K為對應時 刻h時的初相位，η為近圓軌道目標航天器的軌道角速度，y為主控航天器在目標航天器軌 道坐標系中的面外坐標分量，> 為相應的速度分量，B為面外相對運動幅值； (7) 以步驟（5)、（6)所實現(xiàn)的面外相對運動幅值B、期望繞飛面仰角Θ及期望繞飛面 方位角J為已知量，解出期望的封閉繞飛橢圓面內(nèi)投影的短半軸長2與期望的面外、面內(nèi) 相對運動相位差相應公式為：
式中，atan2( ★，★)為工程適用的拓展值域到[-π，π ]范圍的反正切函數(shù)； (8)指定繞飛構型面外、面內(nèi)相對運動相位差，以CW方程自有運動解析解為基礎，進行 面內(nèi)控制點的先粗后精的變尺度搜索；粗搜索在大于目標航天器一個軌道周期
的 時間段內(nèi)完成，搜到一點即可；精搜索則在一個粗搜索步長內(nèi)完成； 粗搜索實現(xiàn)步驟為： (81) 在循環(huán)走到任意時刻τ時，計算相應的面外相對運動相位φ :
式中，τ為相對于CW方程自由運動解析解指定起始時刻、的相對時刻； (82) 因期望的面內(nèi)相對運動坐標分量z的最大值為從而速度分量?的最大值 滿足：
(83) 面內(nèi)相對運動轉移的目的是最終建立主控航天器相對于目標航天器的異面繞飛 橢圓，并且漂移速度為零；從而，對應于CW方程自由運動解析解預報的任意坐標分量ζ的期 望的速度分量為：
跟飛情形冬取正號，領飛皂取負號；由此計算出對應任意坐標分量ζ的期望的面內(nèi)相 對運動的相位：
(84) 粗搜索終止的條件為：
式中4為對應粗搜索步長h。的相位偏差門檻值，一旦上式條件得到滿足，粗搜索停 止，并記錄搜索得到的時刻tc; 在粗搜索結束后，指定精搜索初始時刻為t。，搜索步長為精搜索在一個粗搜索步長 內(nèi)完成；在精搜索循環(huán)體內(nèi)用到的公式與粗搜索類似，只需要將代表粗搜索的下標"C"替 換成代表精搜索的下標"J"即可，但精搜索相位偏差門檻值ε T與精搜索步長4相對應，t匕 ε。小；一旦精搜索條件得到滿足，搜索停止，并記錄搜索得到的時刻及對應該時刻的面 內(nèi)相對運動狀態(tài)參數(shù)4、z:、七及#1;其中，七為主控航天器在目標航天器軌道坐標系中X方 向的面內(nèi)速度分量精搜索結果，為主控航天器在目標航天器軌道坐標系中Z方向的面內(nèi) 坐標分量精搜索結果，七及高分別為主控航天器在目標航天器軌道坐標系中Z方向的實際 面內(nèi)速度分量及期望面內(nèi)速度分量的精搜索結果； (9)計算面內(nèi)軌控脈沖的大小Λνχζ&其相對于目標航天器軌道坐標系的俯仰角 θ挪，相應公式為：
2.根據(jù)權利要求1所述的一種面外面內(nèi)分步實施的繞飛構型建立方法，其特征在于， 所述步驟（7)的Ζ與7公式的實現(xiàn)過程如下： (1) 在CW方程自由運動解析解為封閉相對運動橢圓的情況下，繞飛面仰角Θ滿足以下 關系式：
即：
式中，Α為面內(nèi)相對運動橢圓短半軸長，δ為面外、面內(nèi)相對運動相位差； (2) 在CW方程自由運動解析解為封閉相對運動橢圓的情況下，繞飛面方位角α滿足以 下關系式：
該式表明cos α與sin δ有相同的正、負號，并有：
(3) 結合夾角Θ與α所滿足的關系式可反過來以Β、繞飛面仰角Θ及繞飛面方位角 α為已知量，求解出面內(nèi)相對運動橢圓短半軸長Α與面外面內(nèi)相對運動相位差δ，前者表 達式為：
而后者的表達式為：
在CW方程自由運動解析解構成封閉相對運動橢圓的情況下，在面外面內(nèi)相對運動相 位差S、繞飛面仰角Θ與繞飛面方位角α三個參數(shù)中，已知其二即求出第三個參數(shù)的值， 并且與面外、面內(nèi)運動幅值沒有關系，有：
在按先面外后面內(nèi)的順序建立繞飛構型的過程中，在繞飛面仰角?、繞飛面方位角 α、封閉繞飛橢圓面內(nèi)投影的短半軸長Α及面外面內(nèi)相對運動相位差δ上加上上標成 為期望值。
【文檔編號】B64G1/24GK104063582SQ201410240403
【公開日】2014年9月24日 申請日期:2014年5月30日 優(yōu)先權日:2014年5月30日
【發(fā)明者】茍興宇, 李克行, 張斌, 趙鍵, 韓冬, 謝曉兵, 董筠, 曾春平, 張欣, 李鶴, 徐子荔, 趙志明, 劉一薇 申請人:北京控制工程研究所