绕飞轨道遴选及单脉冲实现方法技术

绕飞轨道遴选及单脉冲实现方法，其特征在于：(1)基于降维思想，将表达封闭绕飞椭圆的相对运动初始状态空间从六维降低为三维(2)在该初始状态空间中，将满足绕飞面仰角要求的所有封闭绕飞轨道表达为一组二维曲面，并给出三种建立这类封闭绕飞构型的单脉冲制导律；(3)在该二维曲面的基础上，引入可用基线比率指标对初始状态点集进行进一步筛选，通过指定绕飞面方位角，使所得到的有限曲面点集进一步退化为空间中的一组直线段，并给出一种建立同时满足绕飞面仰角与方位角要求的封闭绕飞构型的单脉冲制导律。本发明专利技术提出了一整套封闭绕飞构型的遴选方法及其建立与重构的四种单脉冲制导律。单脉冲制导律具有控制工程实现简单的优点。

【技术实现步骤摘要】
绕飞轨道遴选及单脉冲实现方法
本专利技术属于航天器编队飞行相对轨道设计与制导、控制
，涉及一系列封闭绕飞轨道遴选步骤及封闭绕飞椭圆的四种单脉冲实现方法。
技术介绍
使主控航天器围绕目标航天器做椭圆运动是航天器编队飞行的一种重要相对运动方式，一般称之为绕飞。如果主控航天器与目标航天器不在相同的轨道平面内，则所建立的绕飞构型称之为异面绕飞轨道。在漂移速度为0时，从目标航天器轨道坐标系看，CW方程的自由运动解析解所描述的绕飞构型是封闭的。文献中关于航天器编队封闭绕飞构型设计的研究成果主要包括基于相对轨道要素的设计方法、基于相对偏心率与相对倾角矢量的设计方法及基于编队构型五要素的设计方法，等。这些设计方法可参见2013年国防工业出版社出版的《航天器编队动力学与控制》及2008年科学出版社出版的《分布式航天器系统理论及应用》等专著。这些设计方法均着眼于从满足任务要求的编队绕飞相对运动轨道构型参数出发，基于目标航天器的轨道根数，给出主控航天器的轨道根数。这些设计方法一般会零散地给出封闭绕飞轨道相对运动构型的几个例子，但满足特定任务要求的封闭绕飞构型到底有哪些，以及所有这些可能的封闭绕飞构型怎样统一、完整、直观地表达出来则未见有文献报道。为此，本申报专利专门提出满足任务要求的全部封闭绕飞构型的集合的确定问题，并称之为绕飞轨道遴选。文献中报道的绕飞构型建立的常见方法包括双脉冲方法、三脉冲方法、四脉冲方法等，未见有文献论及通过单脉冲建立封闭绕飞构型的方法。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供绕飞轨道遴选及单脉冲实现方法，在降维初始相对运动状态空间中对所有可能的封闭绕飞构型进行表达和层层筛选，建立起绕飞面仰角、绕飞面方位角及可用基线比率等约束条件与相对运动初始状态点集之间的直观形象的关系，并得到一系列可基于现场相对运动条件建立起满足特定指标要求的封闭绕飞椭圆的单脉冲制导律。通过单脉冲建立封闭绕飞构型，具有控制工程实现简单的优点。本专利技术的技术解决方案如下：绕飞轨道遴选及单脉冲实现方法，实现步骤如下：(1)将封闭绕飞构型的6维初始状态空间降为3维，具体过程如下；(11)在CW方程自由运动解析解为封闭绕飞椭圆的初始相对运动状态的情况下，指定该初始相对运动初始状态空间中两个分量z0及满足：的状态点作为降维的初始状态点，从而封闭绕飞椭圆的相对运动初始状态空间从6维的降低为4维的这时面内运动初相位ψ0为0或者π；其中，x0、y0、z0分别为主控航天器相对于目标航天器的初始位置矢量在目标航天器轨道坐标系中的x、y、z坐标分量，分别为主控航天器相对于目标航天器的初始速度矢量在目标航天器轨道坐标系中的x、y、z速度分量；约定轨道坐标系z轴由航天器质心指向地心方向，x轴与z轴垂直并指向航天器飞行方向，y轴完成三轴正交系；(12)在4维结果的基础上，不考虑主控航天器及目标航天器尺度，仅将其均视为质点，并指定初始状态分量x0满足以下区间条件：则封闭绕飞椭圆的相对运动初始状态空间从4维的进一步降低为3维的式中，n为圆轨道或近圆轨道目标航天器的轨道角速率；(2)在步骤(1)中3维结果对应的空间中，满足指定绕飞面仰角Θ要求的所有初始相对运动状态点集体现为一个二维曲面，即以y0及为自变量的面外相对运动速度分量的初值满足以下函数关系式：其中，绕飞面仰角定义为从目标航天器轨道坐标系z轴到封闭绕飞椭圆的相对角动量矢量的夹角，而相对角动量矢量定义为从该椭圆中心到主控航天器质心的矢径与主控航天器相对于该中心的相对运动速度矢量叉乘的结果，sign()为符号函数；在步骤(1)降维结果对应的空间中，满足指定绕飞面仰角Θ要求的所有相对运动初始状态点集也体现为以y0及为自变量的面内相对运动速度分量的初值所满足的函数关系式：根据上列或两个等价的函数关系式，可得出三种不同情况下建立具有指定绕飞面仰角的封闭绕飞构型的单脉冲制导律：(21)第一种制导律是基于现场面内相对运动条件进行面外相对运动转移以建立具有指定绕飞面仰角的封闭绕飞构型的制导律：即在轨控前初始相对运动状态相点处施加一个面外相对运动转移脉冲即可；式中，各初始相对运动状态分量右上角的“-”号代表在实施脉冲控制之前主控航天器相应初始相对运动状态分量的取值，没有该右上角标的，则表示脉冲控制之后主控航天器相应初始相对运动状态的目标值，若两者相等，则表示在实施脉冲控制前后，主控航天器相应初始相对运动状态分量取值不变；为目标航天器轨道坐标系x、y、z三轴单位矢量方向；(22)第二种制导律是基于已有面内、面外相对运动条件建立具有指定绕飞面仰角的封闭绕飞构型的燃耗最优制导律：即在轨控前已有面内、面外初始相对运动状态相点处施加一个脉冲即可，式中，为使得燃耗指标：取得最小值的状态分量；燃耗指标J是在步骤(2)给出的二维曲面函数的基础上指定y0的取值为现场值、使满足绕飞面仰角要求的初始相对运动状态点集退化为平面曲线的情况下待优化的指标；通过寻优，解出使燃耗极小的自变量的4个可能取值为：将这四个取值中的l≤4个实根带入二维曲面函数得到对应的值，再将该值与相应实根代入燃耗指标进行计算，可找到使燃耗最小Jmin＝min(J1,…Jl)的取值从而最终得到一种基于已有面内、面外相对运动条件建立具有指定绕飞面仰角的封闭绕飞构型的燃耗最优单脉冲制导律需要补充的是，的取值表达式中有关参数为：该式中除s外的4个参数的表达式为：s的表达式为：而w则是一元三次方程：w3+pw+q＝0的三个根中的任一实根；上式中，(23)第三种制导律是基于现场面外相对运动条件进行面内相对运动转移以建立具有指定绕飞面仰角的封闭绕飞构型的制导律：即在初始相点处施加一个面内转移脉冲即可，式中满足步骤(2)给出的二维曲面函数(3)对步骤(2)所得到的结果进行进一步遴选有两种结果：(31)对步骤(2)所得到的满足绕飞面仰角要求的相对运动初始状态点集逐点进行一个轨道周期的预报，可统计出各点对应封闭绕飞轨道在一个周期内的可用基线比率，从而建立起以y0及为自变量或以y0及为自变量的封闭绕飞轨道可用基线比率曲面；在指定可用基线比率指标后，在步骤(2)得到的曲面点集基础上，得到同时满足绕飞面仰角与可用基线比率要求的相对运动初始状态点集；(32)在步骤(2)的基础上，同时满足绕飞面仰角Θ与绕飞面方位角α要求的相对运动初始状态点集在平面上的投影体现为一组直线，这组直线的函数表达式为：或其中，绕飞面方位角定义为从目标航天器轨道坐标系x轴到相对角动量矢量在目标航天器轨道坐标系xoy平面的投影矢量的夹角；将这两个表达式中任意一个表达式与步骤(2)所得到的曲面函数联立，得到同时满足绕飞面仰角要求与方位角要求的降维初始相对运动状态空间中的曲线表达式；基于该曲线表达式得到一种从现场初始相点直接建立同时满足绕飞面仰角与方位角要求的封闭绕飞椭圆的单脉冲制导律：本专利技术与现有技术相比的有益效果是：以绕飞面仰角、绕飞面方位角及可用基线比率等作为输入指标，提出了一整套封闭绕飞构型的设计、遴选方法，将所有可能的封闭绕飞构型采用与之对应的相对运动初始状态点集的方式统一、完整、直观地表达出来，并给出一系列封闭绕飞构型建立与重构的单脉冲制导律。单脉冲制导律用于工程实际，具有飞行控制实现简单本文档来自技高网...

【技术保护点】
绕飞轨道遴选及单脉冲实现方法，其特征在于步骤如下：(1)将封闭绕飞构型的6维初始状态空间降为3维，具体过程如下；(11)在CW方程自由运动解析解为封闭绕飞椭圆的初始相对运动状态的情况下，指定该初始相对运动初始状态空间中两个分量z0及满足：z0=0x.0=0]]>的状态点作为降维的初始状态点，从而封闭绕飞椭圆的相对运动初始状态空间从6维的降低为4维的这时面内运动初相位ψ0为0或者π；其中，x0、y0、z0分别为主控航天器相对于目标航天器的初始位置矢量在目标航天器轨道坐标系中的x、y、z坐标分量，分别为主控航天器相对于目标航天器的初始速度矢量在目标航天器轨道坐标系中的x、y、z速度分量；约定轨道坐标系z轴由航天器质心指向地心方向，x轴与z轴垂直并指向航天器飞行方向，y轴完成三轴正交系；(12)在4维结果的基础上，不考虑主控航天器及目标航天器尺度，仅将其均视为质点，并指定初始状态分量x0满足以下区间条件：x0∈(-2(|z.0|+z.0)n,2(|z.0|-z.0)n)]]>则封闭绕飞椭圆的相对运动初始状态空间从4维的进一步降低为3维的式中，n为圆轨道或近圆轨道目标航天器的轨道角速率；(2)在步骤(1)中3维结果对应的空间中，满足指定绕飞面仰角Θ要求的所有初始相对运动状态点集体现为一个二维曲面，即以y0及为自变量的面外相对运动速度分量的初值满足以下函数关系式：y.0=f(y0,z.0)=Δ-n·sign(z.0)2tanΘy02+(4z.0n)2]]>其中，绕飞面仰角定义为从目标航天器轨道坐标系z轴到封闭绕飞椭圆的相对角动量矢量的夹角，而相对角动量矢量定义为从该椭圆中心到主控航天器质心的矢径与主控航天器相对于该中心的相对运动速度矢量叉乘的结果，sign()为符号函数；在步骤(1)降维结果对应的空间中，满足指定绕飞面仰角Θ要求的所有相对运动初始状态点集也体现为以y0及为自变量的面内相对运动速度分量的初值所满足的函数关系式：z.0=g(y0,y.0)=Δ-14sign(y.0)4y.02tan2Θ-n2y02if(0<Θ<π2)14sing(y.0)4y.02tan2Θ-n2y02if(π2<Θ<π)]]>根据上列或两个等价的函数关系式，可得出三种不同情况下建立具有指定绕飞面仰角的封闭绕飞构型的单脉冲制导律：(21)第一种制导律是基于现场面内相对运动条件进行面外相对运动转移以建立具有指定绕飞面仰角的封闭绕飞构型的制导律：Δv→y=(y.0-y.0-)j→]]>即在轨控前初始相对运动状态相点处施加一个面外相对运动转移脉冲即可；式中，各初始相对运动状态分量右上角的“‑”号代表在实施脉冲控制之前主控航天器相应初始相对运动状态分量的取值，没有该右上角标的，则表示脉冲控制之后主控航天器相应初始相对运动状态的目标值，若两者相等，则表示在实施脉冲控制前后，主控航天器相应初始相对运动状态分量取值不变；为目标航天器轨道坐标系x、y、z三轴单位矢量方向；(22)第二种制导律是基于已有面内、面外相对运动条件建立具有指定绕飞面仰角的封闭绕飞构型的燃耗最优制导律：Δv→xyz=(-x.0-)i→+(y.0,min-y.0-)j→+(z.0,min-z.0-)k→]]>即在轨控前已有面内、面外初始相对运动状态相点(x0-,y0-,z0-,x.0-,y.0-,z.0-)=(x0,y0,0,x.0-,y.0-,z.0-)]]>处施加一个脉冲即可，式中，为使得燃耗指标：J=(-x.0-)2+(y.0-y.0-)2+(z.0-z.0-)2]]>取得最小值的状态分量；燃耗指标J是在步骤(2)给出的二维曲面函数的基础上指定y0的取值为现场值、使满足绕飞面仰角要求的初始相对运动状态点集退化为平面曲线的情况下待优化的指标；通过寻优，解出使燃耗极小的自变量的4个可能取值为：z.0,1=-h12+(h12)2-m1z.0,2=-h12-(h12)2-m1z.0,3=-h22+(h22)2-m2z.0,4=-h22-(h22)2-m2]]>将这四个取值中的l≤4个实根带入二维曲面函数得到对应的值，再将该值与相应实根代入燃耗指标进行计算，可找到使燃耗最小Jmin＝min(J1,…Jl)的取值从而最终得到一种基于已有面内、面外相对运动条件建立具有指定绕飞面仰角的封闭绕飞构型的燃耗最优单脉冲制导律的取值表达式中有关参数为：h1=12(b+8s+b2-4c)h2=12(b-8s+b...

【技术特征摘要】
1.绕飞轨道遴选及单脉冲实现方法，所述绕飞轨道遴选是指满足任务要求的全部封闭绕飞构型的集合的确定问题，其特征在于步骤如下：(1)将封闭绕飞构型的6维初始状态空间降为3维，具体过程如下；(11)在CW方程自由运动解析解为封闭绕飞椭圆的初始相对运动状态的情况下，指定该初始相对运动初始状态空间中两个分量z0及满足：的状态点作为降维的初始状态点，从而封闭绕飞椭圆的相对运动初始状态空间从6维的降低为4维的这时面内运动初相位ψ0为0或者π；其中，x0、y0、z0分别为主控航天器相对于目标航天器的初始位置矢量在目标航天器轨道坐标系中的x、y、z坐标分量，分别为主控航天器相对于目标航天器的初始速度矢量在目标航天器轨道坐标系中的x、y、z速度分量；约定轨道坐标系z轴由航天器质心指向地心方向，x轴与z轴垂直并指向航天器飞行方向，y轴完成三轴正交系；(12)在4维结果的基础上，不考虑主控航天器及目标航天器尺度，仅将其均视为质点，并指定初始状态分量x0满足以下区间条件：则封闭绕飞椭圆的相对运动初始状态空间从4维的进一步降低为3维的式中，n为圆轨道或近圆轨道目标航天器的轨道角速率；(2)在步骤(1)中3维结果对应的空间中，满足指定绕飞面仰角Θ要求的所有初始相对运动状态点集体现为一个二维曲面，即以y0及为自变量的面外相对运动速度分量的初值满足以下函数关系式：其中，绕飞面仰角定义为从目标航天器轨道坐标系z轴到封闭绕飞椭圆的相对角动量矢量的夹角，而相对角动量矢量定义为从该椭圆中心到主控航天器质心的矢径与主控航天器相对于该中心的相对运动速度矢量叉乘的结果，sign()为符号函数；在步骤(1)降维结果对应的空间中，满足指定绕飞面仰角Θ要求的所有相对运动初始状态点集也体现为以y0及为自变量的面内相对运动速度分量的初值所满足的函数关系式：根据上列或两个等价的函数关系式，可得出三种不同情况下建立具有指定绕飞面仰角的封闭绕飞构型的单脉冲制导律：(21)第一种制导律是基于现场面内相对运动条件进行面外相对运动转移以建立具有指定绕飞面仰角的封闭绕飞构型的制导律：即在轨控前初始相对运动状态相点处施加一个面外相对运动转移脉冲即可；式中，各初始相对运动状态分量右上角的“-”号代表在实施脉冲控制之前主控航天器相应初始相对运动状态分量的取值，没有该右上角标的，则表示脉冲控制之后主控航天器相应初始相对运动状态的目标值，若两者相等，则表示在实施脉冲控制前后，主控航天器相应初始相对运动状态分量取值不变；为目标航天器轨道坐标系x、y、z三轴单位矢量方向；(22)第二种制导律是基于已有面内、面外相对运动条件建立具有指定绕飞面仰角的封闭绕飞构型的燃耗最优制导律：即在轨控前已有面内、面外初始相对运动状态相点处施加一个脉冲即可，式中，为使得燃耗指标：取得最小值的状态分量；燃耗指标J是在步骤(2)给出的二维曲面函数的基础上指定y...

【专利技术属性】
技术研发人员：苟兴宇，李克行，赵键，董筠，刘一薇，赵志明，蒙薇，张润宁，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11