一种航天器编队维持或绕飞撤离的控制方法技术

本发明专利技术公开了一种航天器编队维持或绕飞撤离的控制方法，在目标航天器相邻的两个轨道周期中，分别对主控航天器相对于目标航天器轨道坐标系x坐标分量进行积分，对积分结果关于该周期的平方做差商，得到周期平均漂移速度；根据需要设定编队保持控制完成之后或绕飞撤离之后期望的周期平均漂移速度，该期望漂移速度减去控前周期平均漂移速度得到周期平均漂移速度增量，编队保持控制的双脉冲及绕飞撤离控制单脉冲的水平分量均由该增量计算得到，从而使编队保持控制具有自主及低频度等特征，使绕飞撤离自主且安全快捷。

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术公开了，在目标航天器相邻的两个轨道周期中，分别对主控航天器相对于目标航天器轨道坐标系x坐标分量进行积分，对积分结果关于该周期的平方做差商，得到周期平均漂移速度；根据需要设定编队保持控制完成之后或绕飞撤离之后期望的周期平均漂移速度，该期望漂移速度减去控前周期平均漂移速度得到周期平均漂移速度增量，编队保持控制的双脉冲及绕飞撤离控制单脉冲的水平分量均由该增量计算得到，从而使编队保持控制具有自主及低频度等特征，使绕飞撤离自主且安全快捷。【专利说明】
本专利技术属于航天器编队飞行制导、控制
、具体涉及一种航天器编队维持 或绕飞撤离的控制方法。
技术介绍
在航天器编队飞行领域，两个航天器之间一般存在跟飞、领飞及绕飞等相对运动 形式。主控航天器围绕目标航天器做椭圆相对运动称为绕飞，主控航天器跟随在目标航天 器后面做相对运动则称为跟飞，在前面称为领飞。而主控航天器从针对目标航天器的绕飞 状态进入跟飞或领飞状态，则称为绕飞撤离。使主控航天器相对目标航天器的运动维持在 目标航天器轨道坐标系X轴特定区间范围内的轨道控制称为编队维持控制。 在编队飞行工程实际中，主控航天器相对于目标航天器的相对运动构型总是沿近 圆轨道目标航天器轨道坐标系+X或-X方向漂移。为了尽可能减少跟飞、领飞或绕飞相对运 动状态的维持频度、确保两航天器之间维持安全的间距，准确描述整周期相对运动构型在 目标航天器轨道坐标系X轴方向的平均漂移运动速度具有重大的工程实用价值。现有的CW 方程的自由运动解析解包含一个CW漂移速度参数，但由于CW方程是编队飞行过程中主控 航天器相对于目标航天器的相对运动的近似描述，CW漂移速度相对实际情形误差较大，不 足以准确描述和预报整周期相对运动构型的漂移速度。在编队飞行领域，近年来发展起来 的相对轨道要素理论中存在一个相对漂移率参数，由主控航天器平均轨道角速度相对于目 标航天器平均轨道角速度作差得到，与高轨卫星位置保持控制中用到的一个被称为平经度 漂移率的概念本质相同，是对整周期相对运动构型的漂移运动趋势的准确描述，无量刚，但 由于平均轨道角速度难以高精度地准确获取，所以这个参数在实际工程使用中并不方便。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是提供一种航天器编队维持或者绕飞撤离的控制方 法，使编队维持控制具有自主及低频度等特征，使绕飞撤离自主且安全快捷。 本专利技术的技术方案是： -种航天器编队维持控制方法，步骤如下： (1)在预期后续一段时间内主控航天器与目标航天器均不会发生轨道控制的情况 下，指定一个进行周期平均漂移速度计算的采样初始时刻; (2)按以下公式进行周期平均漂移速度.UO的计算： 【权利要求】1. 一种航天器编队维持控制方法，其特征在于步骤如下： (1) 在预期后续一段时间内主控航天器与目标航天器均不会发生轨道控制的情况下， 指定一个进行周期平均漂移速度计算的采样初始时刻; (2) 按以下公式进行周期平均漂移速度的计算：式中&(t)为采样时刻t对应的主控航天器在目标航天器的轨道坐标系中的X轴位置 分量，根据测量得到；T为目标航天器轨道周期；h为相邻两个轨道周期中前一个轨道周期 的积分初始时刻，h取值为：(3) 判断时刻t是否满足?ΗΜ+2Τ，当满足OU+2T时，获得第一个收敛可用的周期平 均漂移速度结果，并转入步骤（4);否则，返回步骤（2); (4) 判断时刻t是否到达编队维持控制启动时刻，如果到达时刻，获得 该时刻tbef_KMP对应的周期平均漂移速度转入步骤（5);如果没有到达时刻 ^beforeKeep? 则返回步骤（2); (5) 根据周期平均漂移速度巧rift 和期望的维持控制完成后的周期平均漂移速 ^drift(^afierKeep)计算周期平均漂移速度增量: A^JriftKeep-^drift(^aflerKeep)^drifl(^beforeKeep) (6) 根据周期平均漂移速度增量Δ巧rift.Krep计算编队维持控制水平双脉冲中实现相对长 半轴长调整的构成分量Ava: Δν? = -1ΔfWifcep (7) 根据编队维持控制实施之前的相对偏心率矢量Δ5和期望的维持控制完成后的目 标相对偏心率矢量Δ各计算相对偏心率矢量增量Mg,其中=Agr -Δ3;并确定相对偏 心率矢量增量丛5.在目标航天器节点坐标系Oxnynzn中Xn轴与yn轴的坐标分量δΛex与δΔey; (8) 根据公式仏=乂必O2 +(必计算得到相对偏心率矢量增量的幅值δAe;根 据相对偏心率矢量增量的幅值SAe计算出编队维持控制水平双脉冲中实现相对偏心率 调整的构成分量Δνε: η η Av =target targetSAee 4 式中Irget为目标航天器的平长半轴长，ntogrt为目标航天器的轨道角速率； (9) 根据Ava和Ave确定编队维持控制的水平双脉冲大小，计算公式为： Δνχ? =了Δι! + Ave， Δ'.2 其中，Avxl为第一脉冲的大小，Avx2为第二脉冲的大小； (10) 根据δΛex、δAey确定水平双脉冲在主控航天器上作用点的轨道幅角： uxl =atan2 (δΔey,δΔex) ux2 =atan2 (-δΔey, -δΔex) 其中，uxl为所述第一脉冲在主控航天器上作用点的轨道幅角，ux2为所述第二脉冲在主 控航天器上作用点的轨道幅角，atan2(*，*)为工程适用的拓展值域到范围的反 正切函数； (11) 在轨道幅角Uxl处对主控航天器施加第一脉冲Λνχ1，在轨道幅角ux2处对主控航天 器施加第二脉冲Avx2，完成编队维持控制。2. 根据权利要求1所述的航天器编队维持控制方法，其特征在于，目标航天器的轨道 坐标系定义为：原点C位于目标航天器质心，ζ轴由目标航天器质心指向地心方向，X轴与ζ 轴垂直并指向目标航天器飞行方向，y轴与ζ轴及X轴满足右手法则。3. 根据权利要求1所述的航天器编队维持控制方法，其特征在于，当主控航天器相对 目标航天器的运动超出目标航天器轨道坐标系X轴特定区间范围时，认为当下时刻t到达 编队维持控制启动时刻，否则，认为当下时刻t尚未到达编队维持控制启动时刻 ^beforeKeep °4. 根据权利要求1所述的一种航天器编队维持控制方法，其特征在于，目标航天器节 点坐标系的定义为：原点〇为地心，轴XnW〇指向目标航天器轨道升交点，轴2"沿目标航 天器轨道动量矩矢量方向，轴yn与Zn轴及Xn轴满足右手法则。5. -种航天器绕飞撤离控制方法，其特征在于步骤如下： (1) 在预期后续一段时间内主控航天器与目标航天器均不会发生轨道控制的情况下， 指定一个进行周期平均漂移速度计算的采样初始时刻; (2) 按以下公式进行周期平均漂移速度匕《⑴的计算：式中&(t)为采样时刻t对应的主控航天器在目标航天器的轨道坐标系中的X轴位置 分量，根据测量得到；T为目标航天器轨道周期；h为相邻两个轨道周期中前一个轨道周期 的积分初始时刻，h取值为：(3) 判断时刻t是否满足?ΗΜ+2Τ，当满足OU+2T时，获得第一个收敛可用的周期平本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航天器编队维持控制方法，其特征在于步骤如下：(1)在预期后续一段时间内主控航天器与目标航天器均不会发生轨道控制的情况下，指定一个进行周期平均漂移速度计算的采样初始时刻t00；(2)按以下公式进行周期平均漂移速度的计算：V‾drift(t)=∫t0+Tt0+2Txr(t)dt-∫t0t0+Txr(t)dtT2]]>式中xr(t)为采样时刻t对应的主控航天器在目标航天器的轨道坐标系中的x轴位置分量，根据测量得到；T为目标航天器轨道周期；t0为相邻两个轨道周期中前一个轨道周期的积分初始时刻，t0取值为：t0=t00t≤t00+2Tt-2Tt>t00+2T;]]>(3)判断时刻t是否满足t>t00+2T，当满足t>t00+2T时，获得第一个收敛可用的周期平均漂移速度结果，并转入步骤(4)；否则，返回步骤(2)；(4)判断时刻t是否到达编队维持控制启动时刻tbeforeKeep，如果到达时刻tbeforeKeep，获得该时刻tbeforeKeep对应的周期平均漂移速度转入步骤(5)；如果没有到达时刻tbeforeKeep，则返回步骤(2)；(5)根据周期平均漂移速度和期望的维持控制完成后的周期平均漂移速度计算周期平均漂移速度增量ΔV‾drift,Keep=V‾drift(tafterKeep)-V‾drift(tbeforeKeep)]]>(6)根据周期平均漂移速度增量计算编队维持控制水平双脉冲中实现相对长半轴长调整的构成分量Δva：Δva=-13ΔV‾drift,Keep]]>(7)根据编队维持控制实施之前的相对偏心率矢量和期望的维持控制完成后的目标相对偏心率矢量计算相对偏心率矢量增量其中并确定相对偏心率矢量增量在目标航天器节点坐标系Oxnynzn中xn轴与yn轴的坐标分量δΔex与δΔey；(8)根据公式计算得到相对偏心率矢量增量的幅值δΔe；根据相对偏心率矢量增量的幅值δΔe计算出编队维持控制水平双脉冲中实现相对偏心率调整的构成分量Δve：Δve=a‾targetntarget4δΔe]]>式中为目标航天器的平长半轴长，ntarget为目标航天器的轨道角速率；(9)根据Δva和Δve确定编队维持控制的水平双脉冲大小，计算公式为：Δvx1=12Δva+Δve,]]>Δvx2=12Δva-Δve,]]>其中，Δvx1为第一脉冲的大小，Δvx2为第二脉冲的大小；(10)根据δΔex、δΔey确定水平双脉冲在主控航天器上作用点的轨道幅角：ux1＝atan2(δΔey,δΔex)ux2＝atan2(‑δΔey,‑δΔex)其中，ux1为所述第一脉冲在主控航天器上作用点的轨道幅角，ux2为所述第二脉冲在主控航天器上作用点的轨道幅角，atan2(*，*)为工程适用的拓展值域到[‑π，π]范围的反正切函数；(11)在轨道幅角ux1处对主控航天器施加第一脉冲Δvx1，在轨道幅角ux2处对主控航天器施加第二脉冲Δvx2，完成编队维持控制。...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：苟兴宇，韩冬，李克行，张斌，董筠，赵键，张洪华，刘其睿，曾春平，谢晓兵，李鹤，张欣，徐子荔，刘一薇，赵志明，
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