一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法技术

本发明专利技术一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法，包含：1)利用自然摄动使得编队辅星将逐渐接近编队主星；2)星间距离出现小于星间链路的作用距离情况时，星载载波差分GNSS接收机能够输出测量数据，输出导航结果，编队辅星进行平面内控制；3)当星间距离完全小于星间链路的作用距离时，优先进行面外控制；4)根据相对导航结果，进行平面内控制，进一步减小星间半长轴偏差，初步形成绕飞编队构形；5)根据相对导航结果，当星间距离小于阈值时，平面内外参数联合控制，修正编队构形，消除星间半长轴偏差和星间距离切向偏差，形成最终目标绕飞编队构形。

An initialization method for satellite formation formation under engineering constraints

The invention provides an initialization method for satellite formation formation around engineering constraints, which includes: 1) using natural perturbation to make formation auxiliary satellites gradually approach the formation main satellite; 2) when the distance between satellites is less than the operating distance of the inter-satellite link, the carrier differential GNSS receiver on satellite can output measurement data and output navigation results; Formation auxiliary satellites are controlled in-plane; 3) when the space between satellites is completely smaller than the operating distance of the inter-satellite link, the out-of-plane control is preferred; 4) according to the relative navigation results, in-plane control is carried out to further reduce the deviation of the semi-long axis between satellites and preliminarily form a flying formation; 5) according to the relative navigation results, when the space between satellites is small. At the threshold, the formation configuration is corrected by joint control of the parameters inside and outside the plane, eliminating the deviation of the semi-major axis and the tangential deviation of the distance between satellites, and forming the final formation of the flying around the target.

【技术实现步骤摘要】
一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法
本专利技术涉及一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法，属于卫星轨道控制

技术介绍
航天器编队飞行是20世纪80年代后期随着微小卫星的发展而出现的一种新的航天器空间运行模式。卫星编队飞行相比单颗大型航天器在某些方面具有非常突出的优势，从概念诞生伊始就得到世界各航天大国的青睐，涌现了众多编队飞行研究计划，成为航天领域的一大研究热点。尽管编队飞行技术展现了诱人的应用前景，但就目前来看，真正能够顺利实现的研究计划并不多见，其中重要的原因是工程约束复杂而带来的实现难度大。目前，德国TanDEM-X编队任务和瑞典Prisma编队任务在轨成功应用，引起世界上各航天大国的真正重视。国内近年来对卫星的编队飞行技术也十分重视主要集中在卫星编队总体和控制的理论研究，离工程应用尚有距离。由于卫星绕飞的编队构形不能通过运载火箭完成，因此卫星编队构形初始化是必须要经历的事件。显然，工程条件下卫星初始化过程是比较复杂的，主要表现初始化过程中需要考虑燃料消耗、控制(完成)效率、星间安全以及控制精度等众多影响因素以及复杂影响因素带来具体控制策略的设计复杂度提升。目前，现有的相关研究成果往往将主编队初始化控制问题转化为任务指派或追踪器问题，利用复杂算法(如序列二次规划或遗传算法)求解某项单一指标如燃料消耗最优为基础建立的目标函数的最小值，从而进行主编队初始化控制方法设计。实现上，现有的相关研究成果往往存在算法过于复杂、约束条件过于简单、方案(方法)设计约束条件建模不充分以及缺乏星间安全性约束考虑等不足。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：针对现有技术存在的不足，提供一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法，能够满足编队初始化燃料最优同时兼顾星间安全与控制效率等工程约束条件。本专利技术的技术方案是：一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法，包括如下步骤：步骤1：远程导引阶段，即当星间距离大于星间链路的作用距离时，对编队辅星进行一组平面内间隔180°的最优双脉冲控制，控制量利用双星绝对轨道信息进行差分进行获取；步骤2：近程导引阶段，即星间距离不断减小，当星间距离出现小于星间链路的作用距离情况时，星载载波差分GNSS接收机输出星间相对距离数据，完成星间状态确定，得到相对导航结果；根据相对导航结果，计算得到两脉冲控制的速度增量，编队辅星进行轨道面内控制，调整平面内参数相对半长轴Δa，进一步减小星间半长轴偏差，控制辅星接近主星的速率，保证主星与辅星切向距离稳步减小；步骤3：形成编队构形第一阶段，即当星间距离完全小于星间链路的作用距离时，遵循“平面外编队控制优先原则”下根据相对导航结果，计算得到平面外的控制速度增量，调整平面外参数相对倾角矢量Δix、Δiy，使得双星之间平面外参数满足控制精度指标要求；步骤4：形成编队构形第二阶段，当平面外控制到位，即满足控制精度指标要求后，根据相对导航结果，再进行平面内控制，调整平面内参数相对半长轴Δa和相对偏心率矢量Δe，初步形成绕飞编队构形；步骤5：形成编队构形第三阶段，即根据相对导航结果，当星间距离达到最小设定阈值时，计算得到3脉冲的速度增量，通过3次相位间隔180°的脉冲控制，联合调整相对半长轴、相对偏心率矢量以及相对纬度幅角，进行精确的平面内外参数联合控制，修正编队构形，消除星间半长轴偏差和星间距离切向偏差，形成最终目标绕飞编队构形。所述步骤1中控制量为两脉冲控制的速度增量，计算方法为：式中，Δa为需要控制的相对半长轴调整量；Δe为相对偏心率矢量调整量；μ＝3.986005×1014；a2表示编队辅星半长轴ΔV1、ΔV2为两脉冲控制的速度增量。所述步骤3中计算得到平面外的控制速度增量，即喷气的速度增量Δvz为：其中n表示主星平均轨道角速度，a1表示编队主星半长轴。所述步骤4中再进行平面内控制根据的公式为：式中，Δa为需要控制的相对半长轴调整量；Δe为相对偏心率矢量调整量；μ＝3.986005×1014；a2表示编队辅星半长轴ΔV1、ΔV2为两脉冲控制的速度增量。所述步骤5中3脉冲的速度增量的计算方法如下：其中，n为主星平均轨道角速度，表示相对偏心率矢量的调整量，Δuc＝Δu-1.5(u1-u0)Δa/a1表示相对纬度幅角的调整量，u0为触发编队控制策略的时刻，a1表示编队主星半长轴；第1次喷气控制Δv1是在纬度幅角u1＝arctan(δΔey/δΔex)的时刻；第2次喷气控制Δv2是在纬度幅角为u2＝u1+π的时刻；第3次喷气控制Δv3是在纬度幅角为u3＝u1+2π的时刻。本专利技术与现有技术相比的有益效果是：1、过程明确，工程可实现性强：目前现有的编队初始化控制方法仅是从算法层面解决控制策略生成问题，建立约束条件或是燃料消耗最优或是完成时间最优，约束条件简单，算法复杂；本专利技术不局限于算法层面，将编队初始化划分为3个阶段—远程导引、近程导引和形成绕飞编队，针对每个阶段的特点，明确测量数据获取方式、主要影响因素以及具体控制策略等信息。2、星间安全性高：目前现有的编队初始化控制方法往往对控制过程中防碰撞考虑不充分，控制策略缺乏基本准则，本专利技术充分考虑星间安全性，每个步骤环节控制策略选择的依据准则清晰。3、节省燃料消耗：本专利技术中编队初始化全过程尽可能利用自然摄动，并且结合实际需求，设置调节参数，实现星间安全、控制效率(控制任务完成时间)与节省燃料消耗的均衡考虑。附图说明图1为Hill坐标系示意图。图2为编队初始化流程示意图。具体实施方式如图2所示，本专利技术方法如下：步骤1远程导引阶段，即当星间距离大于星间链路的作用距离时，对编队辅星进行1组平面内间隔180°的最优双脉冲控制，控制量利用双星绝对轨道信息进行差分进行获取，依据公式(2)进行计算，实现仅改变星间相对半长轴，而保持其它不变。由于星间半长轴存在偏差，在自然摄动条件下编队辅星将逐渐接近编队主星。步骤2近程导引阶段，即随着编队辅星逐渐接近编队主星，星间距离不断减小。当星间距离出现小于星间链路的作用距离情况时，星载载波差分GNSS接收机输出星间相对距离。星上相对导航模块根据GNSS接收机实时输出数据完成星间状态确定即相对导航运算，输出相对导航数据定义如公式(1)所示。根据相对导航结果，依据公式(2)进行计算，编队辅星进行轨道面内控制，主要调整平面内参数相对半长轴Δa，进一步减小星间半长轴偏差，控制辅星接近主星的速率，保证主星与辅星切向距离稳步减小。步骤3形成编队构形阶段--平面外控制，即当星间距离完全小于星间链路的作用距离时，遵循“平面外编队控制优先原则”下根据相对导航结果，依据公式(4)进行计算，计算得到平面外的控制速度增量，调整平面外参数相对倾角矢量Δix、Δiy，使得双星之间平面外参数满足控制精度指标要求；步骤4形成编队构形阶段--平面内控制，即当平面外控制到位后，根据相对导航结果，依据公式(2)进行计算，进行平面内控制，调整平面内参数相对半长轴Δa和相对偏心率矢量Δe，初步形成绕飞编队构形。由于更进一步减小星间半长轴偏差，使得辅星接近主星的速率更加缓慢，保证主星与辅星切向距离稳步减小。步骤5形成编队构形阶段—精确构形修正，即根据相对导航结果，当星间距离足小于阈值时(考虑到系统的安全性本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法，其特征在于包括如下步骤：步骤1：远程导引阶段，即当星间距离大于星间链路的作用距离时，对编队辅星进行一组平面内间隔180°的最优双脉冲控制，控制量利用双星绝对轨道信息进行差分进行获取；步骤2：近程导引阶段，即星间距离不断减小，当星间距离出现小于星间链路的作用距离情况时，星载载波差分GNSS接收机输出星间相对距离数据，完成星间状态确定，得到相对导航结果；根据相对导航结果，计算得到两脉冲控制的速度增量，编队辅星进行轨道面内控制，调整平面内参数相对半长轴Δa，进一步减小星间半长轴偏差，控制辅星接近主星的速率，保证主星与辅星切向距离稳步减小；步骤3：形成编队构形第一阶段，即当星间距离完全小于星间链路的作用距离时，遵循“平面外编队控制优先原则”下根据相对导航结果，计算得到平面外的控制速度增量，调整平面外参数相对倾角矢量Δix、Δiy，使得双星之间平面外参数满足控制精度指标要求；步骤4：形成编队构形第二阶段，当平面外控制到位，即满足控制精度指标要求后，根据相对导航结果，再进行平面内控制，调整平面内参数相对半长轴Δa和相对偏心率矢量Δe，初步形成绕飞编队构形；步骤5：形成编队构形第三阶段，即根据相对导航结果，当星间距离达到最小设定阈值时，计算得到3脉冲的速度增量，通过3次相位间隔180°的脉冲控制，联合调整相对半长轴、相对偏心率矢量以及相对纬度幅角，进行精确的平面内外参数联合控制，修正编队构形，消除星间半长轴偏差和星间距离切向偏差，形成最终目标绕飞编队构形。...

【技术特征摘要】
1.一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法，其特征在于包括如下步骤：步骤1：远程导引阶段，即当星间距离大于星间链路的作用距离时，对编队辅星进行一组平面内间隔180°的最优双脉冲控制，控制量利用双星绝对轨道信息进行差分进行获取；步骤2：近程导引阶段，即星间距离不断减小，当星间距离出现小于星间链路的作用距离情况时，星载载波差分GNSS接收机输出星间相对距离数据，完成星间状态确定，得到相对导航结果；根据相对导航结果，计算得到两脉冲控制的速度增量，编队辅星进行轨道面内控制，调整平面内参数相对半长轴Δa，进一步减小星间半长轴偏差，控制辅星接近主星的速率，保证主星与辅星切向距离稳步减小；步骤3：形成编队构形第一阶段，即当星间距离完全小于星间链路的作用距离时，遵循“平面外编队控制优先原则”下根据相对导航结果，计算得到平面外的控制速度增量，调整平面外参数相对倾角矢量Δix、Δiy，使得双星之间平面外参数满足控制精度指标要求；步骤4：形成编队构形第二阶段，当平面外控制到位，即满足控制精度指标要求后，根据相对导航结果，再进行平面内控制，调整平面内参数相对半长轴Δa和相对偏心率矢量Δe，初步形成绕飞编队构形；步骤5：形成编队构形第三阶段，即根据相对导航结果，当星间距离达到最小设定阈值时，计算得到3脉冲的速度增量，通过3次相位间隔180°的脉冲控制，联合调整相对半长轴、相对偏心率矢量以及相对纬度幅角，进行精确的平面内外参数联合控制，修正编队构形，消除星间半长轴偏差和星间距离切向偏差，形成最终目标...

【专利技术属性】
技术研发人员：王文妍，何煜斌，完备，朱郁斐，刘美师，杜耀珂，陈桦，王嘉轶，王禹，贾艳胜，崔佳，吴敬玉，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31