一种基于连续推力的轨道机动自主规划方法和系统技术方案

本发明专利技术公开了一种基于连续推力的轨道机动自主规划方法和系统，其中，所述方法包括：根据轨道机动前后目标视线角变化与视线距离精度间的对应关系，建立可观测度优化模型；根据约束条件和给定可观测度优化目标时刻，对可观测度优化模型的目标函数进行优化，得到最优推力参数，并解算得到当前相对导航结果；根据当前相对导航结果与原始相对导航结果之间的比较结果，判定所述当前相对导航结果是否满足可观测性优化判定条件；若判定当前相对导航结果满足可观测性优化判定条件，则返回并重新进行轨道机动规划。本发明专利技术实现仅测角相对导航系统可观测度的自主增强，满足了空间态势感知与自主交会等任务的应用需要。

【技术实现步骤摘要】
一种基于连续推力的轨道机动自主规划方法和系统
本专利技术属于航天
，尤其涉及一种基于连续推力的轨道机动自主规划方法和系统。
技术介绍
天基仅测角相对导航是根据目标视线角观测量确定空间合作/非合作目标相对运动轨道的重要技术手段，在空间攻防、态势感知和在轨服务等领域具有广泛的应用。由于天基仅测角相对导航缺少目标视线距离观测信息，导致导航系统可观测度相对较差。为解决这一问题，可以通过轨道机动改变相对导航观测几何，进而提取出目标视线距离变化信息，以增强天基仅测角相对导航系统的可观测度。在已有的方法中，分析了利用脉冲机动的方式提升仅测角相对导航系统可观测度的可行性，不过这些方法大多针对特定的相对运动模型，且对包含约束的轨道机动设计问题处理能力十分有限。考虑到实际航天任务中推进系统的推力都是有限的，而且具有一定的持续工作时间，未来基于全电推进平台的卫星也将具有更加广泛的应用，因此，建立基于连续推力的天基仅测角相对导航可观测度优化方法不仅具有重要的应用价值，而且具备广阔的应用前景。考虑到轨道机动规划时常常包含多种设计约束，为便于未来在实际航天任务中应用，在连续推力轨道机动规划方案设计时必须具备对各种设计约束的兼容能力。此外，为增强卫星的自主运行能力，要求连续推力可观测度优化方法可根据当前时刻导航状态实现轨道机动自主规划。上述问题的解决将为天基仅测角相对导航系统导航能力的提升和自主运行能力的增强发挥重要作用。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种基于连续推力的轨道机动自主规划方法和系统，实现仅测角相对导航系统可观测度的自主增强，满足空间态势感知与自主交会等任务的应用需要。为了解决上述技术问题，本专利技术公开了一种基于连续推力的轨道机动自主规划方法，包括：步骤1，根据轨道机动前后目标视线角变化与视线距离精度间的对应关系，建立可观测度优化模型；步骤2，根据约束条件和给定可观测度优化目标时刻，对可观测度优化模型的目标函数进行优化，得到最优推力参数，并解算得到当前相对导航结果；步骤3，根据当前相对导航结果与原始相对导航结果之间的比较结果，判定所述当前相对导航结果是否满足可观测性优化判定条件；步骤4，若判定当前相对导航结果满足可观测性优化判定条件，则返回步骤1重新进行轨道机动规划。在上述基于连续推力的轨道机动自主规划方法中，还包括：建立观测卫星在目标质心轨道坐标系下的相对运动模型与仅测角相对导航观测模型，利用无迹卡尔曼滤波算法进行相对导航解算，得到原始相对导航结果；根据原始相对导航结果与相对状态估计误差限，判定所述原始相对导航结果是否满足可观测性优化判定条件；若所述原始相对导航结果满足可观测性优化判定条件，则执行上述步骤1。在上述基于连续推力的轨道机动自主规划方法中，通过如下步骤得到最优推力参数：将推进系统约束、燃料约束和卫星姿态约束作为罚函数加入可观测度优化模型的目标函数；给定可观测度优化目标时刻，在目标时段内对推进系统工作弧段进行离散，以每段工作时长、推力大小和方向作为优化变量，利用协作进化算法对目标函数进行优化，得到最优推力参数。在上述基于连续推力的轨道机动自主规划方法中，通过如下步骤解算得到当前相对导航结果：根据最优推力参数，按照最优连续推力轮廓曲线进行轨道机动及相对导航解算，得到当前相对导航结果。在上述基于连续推力的轨道机动自主规划方法中，所述根据原始相对导航结果与预设相对位置速度误差限，判定所述原始相对导航结果是否满足可观测性优化判定条件，包括：根据原始相对导航结果解算得到相对位置速度估计误差；若根据原始相对导航结果解算得到的相对位置速度估计误差大于或等于所述预设相对位置速度误差限，则确定所述原始相对导航结果满足可观测性优化判定条件。相应的，本专利技术还公开了一种基于连续推力的轨道机动自主规划系统，包括：模型建立模块，用于根据轨道机动前后目标视线角变化与视线距离精度间的对应关系，建立可观测度优化模型；解算模块，用于根据约束条件和给定可观测度优化目标时刻，对可观测度优化模型的目标函数进行优化，得到最优推力参数，并解算得到当前相对导航结果；判定模块，用于根据当前相对导航结果与原始相对导航结果之间的比较结果，判定所述当前相对导航结果是否满足可观测性优化判定条件；执行模块，用于在判定当前相对导航结果满足可观测性优化判定条件时，返回执行模型建立模块。本专利技术具有以下优点：(1)本专利技术方法基于相对导航可观测度优化模型完成连续推力轨道机动设计，有效增强了天基仅测角相对导航系统的可观测度及导航能力。(2)本专利技术方法根据当前时刻相对导航结果，结合可观测性优化判定条件，能够实现星上自主轨道机动规划与轨道设计。(3)本专利技术方法采用协作进化算法对连续推力轨道进行分段优化，并且以罚函数的形式将附加约束加入优化模型，具有普适性强、收敛速度快的特点。附图说明图1是本专利技术实施例中一种基于连续推力的轨道机动自主规划方法的步骤流程图；图2是本专利技术实施例中一种目标卫星速度本地水平坐标系示意图；图3是本专利技术实施例中一种目标视线角示意图；图4是本专利技术实施例中一种协作进化算法流程图。具体实施方式为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本专利技术公开的实施方式作进一步详细描述。本专利技术公开了一种基于连续推力的轨道机动自主规划方法，该方法基于相对导航可观测度优化模型实现：根据仅测角相对导航可观测机动判据，由当前卫星相对状态估计结果自主判定推进系统工作条件，根据机动前后目标视线角变化与视线距离精度间的对应关系，采用协作进化算法求解最优推力参数，实现相对导航可观测度增强与轨道机动自主规划。参照图1，示出了本专利技术实施例中一种基于连续推力的轨道机动自主规划方法的步骤流程图。在本实施例中，所述基于连续推力的轨道机动自主规划方法，包括：步骤101，根据轨道机动前后目标视线角变化与视线距离精度间的对应关系，建立可观测度优化模型。步骤102，根据约束条件和给定可观测度优化目标时刻，对可观测度优化模型的目标函数进行优化，得到最优推力参数，并解算得到当前相对导航结果。在本实施例中，可以通过如下步骤得到最优推力参数：将推进系统约束、燃料约束和卫星姿态约束作为罚函数加入可观测度优化模型的目标函数；给定可观测度优化目标时刻，在目标时段内对推进系统工作弧段进行离散，以每段工作时长、推力大小和方向作为优化变量，利用协作进化算法对目标函数进行优化，得到最优推力参数。在本实施例中，可以通过如下步骤解算得到当前相对导航结果：根据最优推力参数，按照最优连续推力轮廓曲线进行轨道机动及相对导航解算，得到当前相对导航结果。步骤103，根据当前相对导航结果与原始相对导航结果之间的比较结果，判定所述当前相对导航结果是否满足可观测性优化判定条件。在本实施例中，若判定当前相对导航结果满足可观测性优化判定条件，则返回步骤101重新进行轨道机动规划。在本实施例中，所述基于连续推力的轨道机动自主规划方法还可以包括：建立观测卫星在目标质心轨道坐标系下的相对运动模型与仅测角相对导航观测模型，利用无迹卡尔曼滤波算法进行相对导航解算，得到原始相对导航结果；根据原始相对导航结果与相对状态估计误差限，判定所述原始相对导航结果是否满足可观测性优化判定条件；若所述原始相对导航结果满足可观测性优本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于连续推力的轨道机动自主规划方法，其特征在于，包括：步骤1，根据轨道机动前后目标视线角变化与视线距离精度间的对应关系，建立可观测度优化模型；步骤2，根据约束条件和给定可观测度优化目标时刻，对可观测度优化模型的目标函数进行优化，得到最优推力参数，并解算得到当前相对导航结果；步骤3，根据当前相对导航结果与原始相对导航结果之间的比较结果，判定所述当前相对导航结果是否满足可观测性优化判定条件；步骤4，若判定当前相对导航结果满足可观测性优化判定条件，则返回步骤1重新进行轨道机动规划。

【技术特征摘要】
1.一种基于连续推力的轨道机动自主规划方法，其特征在于，包括：步骤1，根据轨道机动前后目标视线角变化与视线距离精度间的对应关系，建立可观测度优化模型；步骤2，根据约束条件和给定可观测度优化目标时刻，对可观测度优化模型的目标函数进行优化，得到最优推力参数，并解算得到当前相对导航结果；步骤3，根据当前相对导航结果与原始相对导航结果之间的比较结果，判定所述当前相对导航结果是否满足可观测性优化判定条件；步骤4，若判定当前相对导航结果满足可观测性优化判定条件，则返回步骤1重新进行轨道机动规划。2.根据权利要求1所述的基于连续推力的轨道机动自主规划方法，其特征在于，还包括：建立观测卫星在目标质心轨道坐标系下的相对运动模型与仅测角相对导航观测模型，利用无迹卡尔曼滤波算法进行相对导航解算，得到原始相对导航结果；根据原始相对导航结果与相对状态估计误差限，判定所述原始相对导航结果是否满足可观测性优化判定条件；若所述原始相对导航结果满足可观测性优化判定条件，则执行上述步骤1。3.根据权利要求1所述的基于连续推力的轨道机动自主规划方法，其特征在于，通过如下步骤得到最优推力参数：将推进系统约束、燃料约束和卫星姿态约束作为罚函数加入可观测度优化模型的目标函数；给定可观测度优化目标时刻，在目标时段内对推进系统工作弧段进行离散，以每段工作时长、推力大小和方向作为优化变量...

【专利技术属性】
技术研发人员：张磊，王大轶，邹元杰，黄美丽，史文华，刘德成，赵峭，周静，
申请(专利权)人：北京空间飞行器总体设计部，
类型：发明
国别省市：北京,11