航天器相對軌道的控制方法
【專利摘要】航天器相對軌道的控制方法,本發(fā)明涉及航天器的近距離相對軌道控制方法。以實(shí)現(xiàn)航天器的掠飛模式，即追蹤航天器在進(jìn)入與目標(biāo)航天器相關(guān)的指定空間范圍后按自身軌道運(yùn)行，只需要進(jìn)行姿態(tài)控制；從而克服傳統(tǒng)的懸停、伴隨飛行、繞飛等方法可能出現(xiàn)計(jì)算復(fù)雜、姿軌控耦合導(dǎo)致指向精度不高、易暴露身份、時(shí)間難以保持等問題。本發(fā)明的方法通過下述步驟實(shí)現(xiàn)：一、追蹤航天器進(jìn)入目標(biāo)航天器的視線角范圍內(nèi)而且追蹤航天器進(jìn)入二者之間確定的距離范圍內(nèi)；二、計(jì)算并確定追蹤航天器期望軌道的起點(diǎn)、末點(diǎn)和初始入軌速度，并確定主飄方向；三、追蹤航天器在期望軌道的起點(diǎn)，以上述計(jì)算并確定的初始入軌速度進(jìn)入軌道，并在期望軌道的末點(diǎn)脫離軌道。
【專利說明】航天器相對軌道的控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及航天器的近距離相對軌道控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002]當(dāng)今航天領(lǐng)域的一個(gè)重要研究熱點(diǎn)就是航天器的近距離相對軌道運(yùn)動(dòng)控制。航天器的相對軌道運(yùn)動(dòng)是研究一個(gè)航天器(追蹤航天器)處于另一個(gè)航天器(目標(biāo)航天器)周圍的持續(xù)運(yùn)動(dòng)規(guī)律。常被應(yīng)用到編隊(duì)飛行、在軌維護(hù)、交會(huì)對接、跟蹤監(jiān)視等空間任務(wù)。目前最常用的相對軌道運(yùn)動(dòng)形式有懸停(追蹤航天器與目標(biāo)航天器保持相對位置不變)、伴隨飛行(追蹤航天器圍繞目標(biāo)航天器附近某點(diǎn)進(jìn)行封閉軌跡飛行)和繞飛(伴隨飛行的一種特殊情況，封閉軌跡的中心是目標(biāo)航天器)等。
[0003]其中，對空間非合作目標(biāo)的跟蹤監(jiān)視問題更加體現(xiàn)了相對軌道控制的重要性，隨著航天器機(jī)動(dòng)性的增強(qiáng)，跟蹤監(jiān)視的精度、范圍等要求也越來越高，當(dāng)要求追蹤航天器在目標(biāo)航天器附近一個(gè)限制的空間范圍內(nèi)保持一定時(shí)間的姿態(tài)指向時(shí)，傳統(tǒng)的懸停、伴隨飛行、繞飛等方法可能出現(xiàn)計(jì)算復(fù)雜、姿軌控耦合導(dǎo)致指向精度不高、易暴露身份、時(shí)間難以保持等問題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明提供一種航天器相對軌道的控制方法，以實(shí)現(xiàn)航天器的掠飛模式，即追蹤航天器在進(jìn)入與目標(biāo)航天器相關(guān)的指定空間范圍后按自身軌道運(yùn)行，只需要進(jìn)行姿態(tài)控制；從而克服傳統(tǒng)的懸停、伴隨飛行、繞飛等方法可能出現(xiàn)計(jì)算復(fù)雜、姿軌控耦合導(dǎo)致指向精度不高、易暴露身份、時(shí)間難以保持等問題。
[0005]本發(fā)明的方法通過下述步驟實(shí)現(xiàn):一、追蹤航天器進(jìn)入目標(biāo)航天器的視線角范圍內(nèi)而且追蹤航天器進(jìn)入二者之間確定的距離范圍內(nèi)；二、計(jì)算并確定追蹤航天器期望軌道的起點(diǎn)、末點(diǎn)和初始入軌速度，并確定主飄方向；三、追蹤航天器在期望軌道的起點(diǎn)，以上述計(jì)算并確定的初始入軌速度進(jìn)入軌道，并在期望軌道的末點(diǎn)脫離軌道，從而完成對目標(biāo)航天器的掠飛動(dòng)作。
[0006]本發(fā)明在確定期望軌道的起點(diǎn)、末點(diǎn)和初始入軌速度和主飄方向的時(shí)候采用了“主飄方向”分析法，在找到主飄方向的期望起點(diǎn)與終點(diǎn)情況下，這種分析法將一個(gè)相對hill坐標(biāo)系的三維掠飛問題，化成了一個(gè)一維初速度值求解問題，進(jìn)而再通過一些簡單的原則化成一個(gè)三維初速度值確定問題，分析思路簡單。與無軌道控制的伴隨飛行和懸停方案相比，具有視場方向可以任意的優(yōu)點(diǎn)；與無軌道控制的繞飛方案相比，具有掠飛時(shí)間可設(shè)計(jì)的優(yōu)點(diǎn)；與脈沖控制的“水滴”形軌跡飛行方案相比，具有掠飛區(qū)域中完全不進(jìn)行軌道控制，以實(shí)現(xiàn)足夠長時(shí)間內(nèi)完成高精度姿態(tài)指向控制等任務(wù)需求的優(yōu)點(diǎn)；與連續(xù)控制的懸停方案相比，除了避免姿軌耦合控制，利于提高姿態(tài)指向控制等任務(wù)精度外，還具有不易暴露身份的優(yōu)點(diǎn)?！緦＠綀D】

【附圖說明】
[0007]圖1本發(fā)明方法的流程示意圖，圖2掠飛區(qū)域說明圖，圖3是Ztl的確定方式示意圖，圖4圓錐臺側(cè)視圖，圖5是近似圓柱區(qū)域示意圖，圖6是Z=Zci在圓錐體表面截出的近似橢圓區(qū)域分析圖，圖7是c的變化趨勢圖，圖8是c在X軸上的情況示意圖，圖9是c在y軸上的情況示意圖，圖10是c與X軸夾角小于45°的情況示意圖，圖11是c與X軸夾角大于45°的情況示意圖，圖12是主飄方向分析圖，圖13是允許掠飛的圓錐臺區(qū)域的后視圖，圖14是地心慣性系與軌道坐標(biāo)系示意圖，圖15是軌道平面的示意圖，圖16是相對運(yùn)動(dòng)坐標(biāo)系與地心慣性坐標(biāo)系的關(guān)系圖，圖17是兩星相對位置示意圖，圖18是軌跡投影在xy面形成水滴形的不意圖，圖19是追蹤星B與目標(biāo)星A的空間關(guān)系不意圖，圖20是追蹤星受:力分析圖，圖21是掠飛軌跡示意圖，圖22是掠飛軌跡示意圖放大圖，圖23目標(biāo)星坐標(biāo)系相對軌跡三軸分量時(shí)間變化曲線對比圖，圖24是掠飛時(shí)間觸發(fā)信號示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0008]【具體實(shí)施方式】一:下面結(jié)合圖1具體說明本實(shí)施方式。本實(shí)施方式通過下述步驟實(shí)現(xiàn):一、追蹤航天器進(jìn)入目標(biāo)航天器的視線角范圍內(nèi)而且追蹤航天器進(jìn)入二者之間確定的距離范圍內(nèi)；二、計(jì)算并確定追蹤航天器期望軌道的起點(diǎn)、末點(diǎn)和初始入軌速度，并確定主飄方向；三、追蹤航天器在期望軌道的起點(diǎn)，以上述計(jì)算并確定的初始入軌速度進(jìn)入軌道，并在期望軌道的末點(diǎn)脫離軌道，從而完成對目標(biāo)航天器的掠飛動(dòng)作。
[0009](一)相關(guān)概念的解釋和自定義:
[0010]地心慣性坐標(biāo)系(O-XYZ):坐標(biāo)原點(diǎn)O在地球質(zhì)心，Z軸向北指向平赤道面北極，X軸指向平春分點(diǎn)，Y軸與Z軸、X軸組成直角右手坐標(biāo)系。
[0011]軌道坐標(biāo)系(S-Xyz):坐標(biāo)原點(diǎn)s與航天器的質(zhì)心固連并隨其沿軌道運(yùn)動(dòng)，X軸與航天器的地心矢量^重合，由`地心指向s,y軸在航天器的軌道面內(nèi)垂直于X軸，并指向運(yùn)動(dòng)方向，ζ軸與X軸，y軸組成直角右手坐標(biāo)系。
[0012]開普勒方程:兩體運(yùn)動(dòng)問題中，對于橢圓軌道，偏心率為e，偏近點(diǎn)角為E，平近點(diǎn)角為M，沿逆時(shí)針方向?yàn)檎?，開普勒方程可以表示為
[0013]E-esin (E) =M (I)
[0014]Hill方程:假定兩航天器僅受地球的引力作用，以目標(biāo)航天器的軌道坐標(biāo)系作為相對運(yùn)動(dòng)坐標(biāo)系，通過一階線性化，將相對運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程化為一組常系數(shù)線性微分方程
X - 2ny - 3irx -
[0015]< y + Inx - ay(2)
ζ + n2z = az
[0016]脈沖控制:發(fā)動(dòng)機(jī)短時(shí)工作情況下的軌道控制，由于發(fā)動(dòng)機(jī)工作的時(shí)間比軌道飛行周期短得多，因而可以視為是脈沖作用。
[0017]相對軌道掠飛運(yùn)動(dòng):追蹤航天器在進(jìn)入與目標(biāo)航天器相關(guān)的指定空間范圍后按自身軌道運(yùn)行，不需要進(jìn)行主動(dòng)軌道控制下的一種相對軌道運(yùn)動(dòng)。
[0018]“主飄方向”分析法:如果要求追蹤航天器在目標(biāo)航天器的視場范圍內(nèi)，hill坐標(biāo)系三軸分量同時(shí)滿足保持相同掠飛時(shí)間的要求，對初始位置信息的要求將過于嚴(yán)格。由于hill相對坐標(biāo)系的xy平面和Z方向的運(yùn)動(dòng)是獨(dú)立的，因此可以簡單進(jìn)行如下設(shè)計(jì)，即X或y—個(gè)方向的分量的掠飛時(shí)間滿足相應(yīng)的時(shí)間要求，另外兩個(gè)方向的分量的掠飛時(shí)間只要長于該方向的時(shí)間即可。這種分析方法稱之為“主飄方向”分析法。
[0019](二)掠飛原理分析
[0020]非合作目標(biāo)處在圓形高軌軌道，以地球靜止軌道GEO為例。
[0021]追蹤星保持在非合作目標(biāo)的視線角土 Θ小角度(一般小于1° )范圍內(nèi)且距離目標(biāo)星有上下邊界的要求。
[0022]追蹤星在要求的掠飛區(qū)域內(nèi)掠飛幾百秒時(shí)間，以便于通過姿態(tài)控制完成對非合作目標(biāo)聞精度指向保持等任務(wù)需求。
[0023]在基于hill方程的相對運(yùn)動(dòng)坐標(biāo)系下考慮，如，圖2所示
[0024]其中e=[ei;e2;e3]是非合作目標(biāo)星體視線矢量I的單位矢量，ei(i=l,2, 3)是在hill方程坐標(biāo)系下的分量。由此可見視線方向和兩星距離決定了追蹤星允許掠飛的范圍，是hill方程坐標(biāo)系下的一段圓錐臺。設(shè)計(jì)的目標(biāo)是基于hill方程坐標(biāo)系選取合適的進(jìn)入點(diǎn) A 信肩、[r0, V0] (r0=[x0y0z0]T, V0= [vx0vy0vz0]τ)矛卩離開點(diǎn) B 信肩、[rf, vf] (rf= [xf yf zf]T,vf= [vxf vyf vzf]T)，使得追蹤星在不加任何主動(dòng)軌道控制的基礎(chǔ)上，在圓錐臺內(nèi)自由掠飛，并且保持滿足任務(wù)要求的時(shí)間。
[0025](三)基于“主飄方向”分析法的掠飛軌跡設(shè)計(jì)
[0026]3.1對于Ztl的選取
[0027]如0-3所示,Z0的選取原則是使得平面Z=Zci與圓錐臺所截取的xy平面盡量大,且Ztl容易確定。對于本設(shè)計(jì)，取圓錐臺下底面圓心對應(yīng)的ζ軸坐標(biāo)為ζ。。由e的定義,如圖3所示，
[0028]Z0=Isin α =1.e3 (3)
[0029]3.2關(guān)于掠飛段進(jìn)入速度的說明
[0030]對于不加軌道控制的自由掠飛過程，存在兩種情況，即順著目標(biāo)航天器軌道角速度和逆著軌道角速度兩種情況。對于本發(fā)明申請，研究順著目標(biāo)航天器軌道角速度的情況，即選取相對hill系的初始速度Z115的I方向分量為正進(jìn)行設(shè)計(jì)。
[0031](四)關(guān)于xy面的圖形分析
[0032]對于本發(fā)明，由于視線角較小，即圓錐臺的頂角非常小，只有2X Θ，因此圓錐的母線圍成的圖形的投影形成的等腰三角形的底角較大，近似為90° (90° -Θ)。因此可以看成是一個(gè)矩形，如圖4、圖5所示。從圖5可以看出目標(biāo)星視線軸范圍內(nèi)的圓錐區(qū)域。
[0033]因此，實(shí)際上在相對較短的區(qū)域內(nèi)，追蹤星掠飛的區(qū)域近似是一段圓柱。因此Z=Ztl在圓柱表面截出的區(qū)域是一段橢圓，如圖6所示。
[0034](五)關(guān)于橢圓相對xy面位置的分析與“主飄方向”分析法
[0035]可以容易看出，橢圓的一個(gè)半軸長度為圓錐臺底面半徑R，另一半軸長度c由e與xy面的夾角α決定，即
[0036]c=R/sin α (4)
[0037]可見隨著α的變化，c也發(fā)生著變化，即
[0038](5)[0039]也就是，隨著α的變大，c逐漸變小，最后將使得截出的區(qū)域是一個(gè)半圓，如圖7所
/Jn ο
[0040]對于該橢圓，根據(jù)R與c的關(guān)系，可以分成兩大類進(jìn)行分析，即c >> 2R和c〈2R兩種情況。以下對第一種情況進(jìn)行分析，對于第二種情況可類比分析。
[0041]對于該截出的橢圓區(qū)域(c >> 2R)，根據(jù)其對稱軸在xy平面投影方向的不同，可以分成以下四種主要情況:
[0042]5.1對稱軸投影在X軸上情況
[0043]對于該情況，如圖8所示。這時(shí)很明顯，2R是處在y軸方向上，并且由于2R較小，因此，選擇I軸為主飄方向。X、Z方向的初始速度保證一個(gè)較小值即可。
[0044]5.2對稱軸投影在y軸上情況
[0045]對于本情況，如圖9所示。分析方法與第一種情況類似，且選X軸為主飄方向。1、ζ方向的初始速度保證一個(gè)較小值即可。
[0046]5.3對稱軸投影與X軸夾角小于45°情況
[0047]對于本情況，如圖10所示。可以看出，此時(shí)各個(gè)軌跡y軸方向的分量總是小于X軸方向的分量，因此相當(dāng)于I軸更敏感，因此選取I軸為主飄方向。x、z方向的初始速度保證一個(gè)較小值即可。
[0048]5.4對稱軸投影與X軸夾角大于45°情況
`[0049]對于本情況，如圖11所示?？梢钥闯?，此時(shí)各個(gè)軌跡X軸方向的分量總是小于y軸方向的分量，因此相當(dāng)于X軸更敏感，因此選取X軸為主飄方向。y、z方向的初始速度保證一個(gè)較小值即可。
[0050](六)關(guān)于主飄方向理想主飄軌跡始末點(diǎn)的計(jì)算以及主飄方向初始速度計(jì)算
[0051]以對稱軸與X軸夾角小于45°情況為例進(jìn)行分析，如圖12所示。
[0052]期望的主飄方向是從Y0點(diǎn)到Y(jié)f的軌跡。各點(diǎn)的hill方程下的坐標(biāo)表示計(jì)算如下:
[0053]首先Y。和Yf的X坐標(biāo)相同，為
[0054]Xf=X0-Rsin β (6)
[0055]其中Xtl為圓錐體底面中心X坐標(biāo)，R為底面圓半徑，β的計(jì)算滿足:
[0056]β - arctan —(7)

vei y
[0057]由于Yci和Yf兩點(diǎn)都在圓錐臺的表面上，因此其與原點(diǎn)的連線與目標(biāo)星視線方向I成Θ，通過求解如下方程即可確定兩點(diǎn)的y方向坐標(biāo)值，即
[0058]arcos((x,A +yoJe2 + zt)e:J / + y；xt +';) = Θ(8)
[0059]該方程有兩個(gè)解，其中y?！粸閮牲c(diǎn)的y方向坐標(biāo)。
[0060]ζ方向的坐標(biāo)已由前述式(3)確定。
[0061]在給出了期望主飄軌線的進(jìn)入點(diǎn)和離開點(diǎn)后，給出主飄方向的期望速度分量的計(jì)算原則和方法。
[0062]設(shè)期望掠飛時(shí)間是tlve，則主飄方向的期望速度分量計(jì)算為:
【權(quán)利要求】
1.航天器相對軌道的控制方法，其特征在于它通過下述步驟實(shí)現(xiàn):一、追蹤航天器進(jìn)入目標(biāo)航天器的視線角范圍內(nèi)而且追蹤航天器進(jìn)入二者之間確定的距離范圍內(nèi)；二、計(jì)算并確定追蹤航天器期望軌道的起點(diǎn)、末點(diǎn)和初始入軌速度，并確定主飄方向；三、追蹤航天器在期望軌道的起點(diǎn)，以上述計(jì)算并確定的初始入軌速度進(jìn)入軌道，并在期望軌道的末點(diǎn)脫離軌道，從而完成對目標(biāo)航天器的掠飛動(dòng)作。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天器相對軌道的控制方法，其特征在于步驟二中主飄方向是從Ytl點(diǎn)到Y(jié)f的軌跡；各點(diǎn)的hill方程下的坐標(biāo)表示計(jì)算如下: Y0和Yf的X坐標(biāo)相同，為 Xf=X0-Rsin β (I) 其中Xtl為圓錐體底面中心X坐標(biāo)，R為底面圓半徑，β的計(jì)算滿足:
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的航天器相對軌道的控制方法，其特征在于步驟二中設(shè)期望掠飛時(shí)間是tlv?,則主飄方向的期望速度分量計(jì)算為:
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天器相對軌道的控制方法，其特征在于步驟二中從觀測的目標(biāo)航天器位置和速度數(shù)據(jù)出發(fā)，計(jì)算航天器期望軌道；軌道計(jì)算如下: 求半長軸a:
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天器相對軌道的控制方法，其特征在于在步驟二中還計(jì)算出任意時(shí)刻航天器的位置矢量和速度矢量，稱為星歷表計(jì)算；有
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天器相對軌道的控制方法，其特征在于步驟二中還包括下述步驟:在已知某時(shí)刻的目標(biāo)星的相對慣性系的位置和速度后，根據(jù)兩星之間的相對位置和速度關(guān)系，并通過相關(guān)余弦矩陣，可以得到同一時(shí)刻追蹤星的相對慣性系的位置和速度信息； 對于追蹤星的位置信息，Λ r在hill方程坐標(biāo)系下的表示就是hill方程中的xyz分量表示的向量Λ rh,在慣性系下的表示為: Δ r=DCMTiTΔ rh (15) 對于追蹤星在慣性坐標(biāo)系下的速度信息，根據(jù)hill方程的定義，相比于位置信息，要多考慮苛氏加速度的影響，即

【文檔編號】G05D1/10GK103728980SQ201410007259
【公開日】2014年4月16日 申請日期:2014年1月8日 優(yōu)先權(quán)日:2014年1月8日
【發(fā)明者】孫延超, 馬廣富, 凌惠祥, 李傳江, 趙文銳, 李程 申請人:哈爾濱工業(yè)大學(xué)