一种航天器两脉冲相对悬停方法技术

本发明专利技术公开的一种航天器两脉冲相对悬停方法，属于航空航天技术领域。本发明专利技术首先建立相对运动的解析动力学模型和状态转移矩阵；在求解两脉冲相对悬停轨迹的时先给定第一次脉冲和第二次脉冲在相对系下的位置，给定两脉冲悬停的周期从而确定两次脉冲之间悬停轨迹历时；通过状态转移矩阵和悬停周期分别确定两脉冲大小和脉冲时刻对应的相对速度；然后通过将悬停周期总时间等分成序列，并求解得到每一个时间节点对应的状态量，通过绘制状态量里面的位置序列得到两脉冲悬停轨迹，即实现两脉冲悬停。具有如下优点：鲁棒性强、可重复性高；灵活性高，机动脉冲小；对航天器轨道高度没有严格限制和约束；对目标相对区域悬停轨迹的适用范围广。

A relative hover method for two pulses of spacecraft

The invention discloses a two pulse relative hovering method for a spacecraft, which belongs to the field of aerospace technology. The invention firstly establish an analytical dynamic model and relative motion state transfer matrix; in the solution of two pulse relative hovering orbit at first given the first pulse and the second pulse system in relative position, given the two pulse cycle hovering to determine two pulses between the suspension stop trajectory duration; and hover cycle through the state transfer matrix determine the relative speed of two pulse magnitude and pulse time corresponding; then the total time period divided into hovering sequences, and obtained state variables corresponding to each time node, two pulse hovering orbit by position sequence mapping state inside, that is to achieve two pulse hover. It has the following advantages: high robustness, high repeatability, high flexibility and small pulsing, which is not strictly restricted and restricted to the orbit height of spacecraft, and has wide application area for target relative area hovering trajectory.

【技术实现步骤摘要】
一种航天器两脉冲相对悬停方法
本专利技术涉及一种航天器两脉冲相对悬停方法，尤其涉及适用于近地圆轨道的航天器两脉冲任意指向的相对悬停方法，属于航空航天

技术介绍
航天器之间的相对悬停在航天器在轨服务中有着重要的工程实现价值，其不仅能够实现对目标航天器的观测与在轨维护，而且可以作为航天器交会前期的预备阶段，因此航天器相对悬停技术在航天活动中是必不可少的。航天器相对悬停分为定点悬停和区域悬停两类，定点悬停要求整个悬停过程控制加速度连续可变，然而受限于目前航天器发动机的条件严格定点悬停难以实现。而区域悬停虽然提出较晚但由于一个悬停周期只需要一次固定的脉冲机动，因此从可行性角度来讲在现有航天器的机动条件下更容易实现。目前区域悬停策略仅有单脉冲悬停，也即“水滴悬停”策略，但该悬停策略的相对悬停轨迹形状固定，“水滴”指向只能是目标航天器径向的正反方向，相对比较固定，难以实现任意指向和更多样的悬停轨迹形状。因此，本专利提出的航天器两脉冲相对悬停方法不仅能够实现悬停轨迹指向任意，而且还能给出更为丰富的区域悬停轨迹形状，进而满足更多航天器在轨服务任务需求。在已发展的关于航天器相对任意位置闭环悬停控制方法中在先技术[1](参见：宋旭民，范丽，陈勇，等.相对空间目标任意位置悬停闭环控制方法研究[J].中国空间科学技术，2010，30(1):41-45.)给出采用LQR闭环控制方法，对航天器任意位置的定点相对悬停进行控制，通过选取合理的控制系数设计控制律，从而完成存在初始误差情况下的定点连续闭环控制。对于这种连续定点相对悬停控制方法，由于控制加速度连续变化，在现有航天器发动机配置的前提下几乎很难实现。在先技术[2](参见：HopeA.,TraskA.Pulsedthrustmethodforhoverformationflying[C].2003AAS/AIAAAstrodynamicsSpecialistConferenceMeeting,BigSky,MT,UnitedStates,3-7Aug,2003.)首次单脉冲“水滴悬停”策略，在先技术[3](参见：LovellT.A.,TollefsonM.V.Calculationofimpulsivehoveringtrajectoriesviarelativeorbitelements[J].AdvancesintheAstronauticalSciences,2006,123:2533-2548.)分析“水滴悬停”轨迹的几何参数，并给出了“水滴悬停”周期对应速度增量的大小，然而上述“水滴悬停”通过单脉冲控制，其“水滴”指向和形状相对固定，难以实现任意指向和形状。因此，对于航天器两脉冲相对悬停，通过设定两次机动脉冲的位置和悬停的周期，就能够分别给定目标悬停轨迹的指向和悬停轨迹的形状，其设计的自由度有了明显的拓展。
技术实现思路
本专利技术公开的一种航天器两脉冲相对悬停方法要解决的技术问题是，通过两次脉冲机动实现任意指向和轨迹形状的航天器相对区域悬停；具有如下优点：(1)鲁棒性强、可重复性高；(2)灵活性高，机动脉冲小；(3)对航天器轨道高度没有严格限制和约束；(4)对目标相对区域悬停轨迹的适用范围广。本专利技术的目的是通过下述技术方案实现的：本专利技术公开的一种航天器两脉冲相对悬停方法，在给定目标轨道为圆轨道的条件基础之上，首先建立以目标航天器为中心的相对运动坐标系，后面统称相对系，并且在相对系的基础上建立相对运动的解析动力学模型和状态转移矩阵。在求解两脉冲相对悬停轨迹的时候先给定第一次脉冲和第二次脉冲在相对系下的位置，然后给定两脉冲悬停的周期，从而确定两次脉冲之间悬停轨迹历时，即半个悬停周期。最后通过状态转移矩阵和悬停周期分别确定两脉冲大小和脉冲时刻对应的相对速度。然后通过将悬停周期总时间等分成序列，并求解得到每一个时间节点对应的状态量，从而通过绘制状态量里面的位置序列即能够得到两脉冲悬停轨迹，即实现两脉冲悬停。本专利技术公开的一种航天器两脉冲相对悬停方法，利用两次脉冲机动实现相对区域悬停从而代替单脉冲“水滴”区域悬停实现悬停轨迹指向和形状的双重扩展，且对目标轨道高度没有严苛的要求，优势明显。本专利技术公开的一种航天器两脉冲相对悬停方法，包括如下步骤：步骤一：建立航天器相对运动坐标系。选择目标航天器的质心作为原点建立相对运动坐标系。选择x轴方向为由地心指向目标航天器，y轴在目标航天器轨道面内垂直于x轴并沿着目标航天器运动方向，z轴垂直于x轴和y轴所在的平面，并与x轴和y轴构成右手直角坐标系，即完成航天器相对运动坐标系建立。步骤二：在相对运动坐标系建立解析动力学方程并给出状态转移矩阵。步骤2.1：建立相对系下的解析动力学方程；航天器在相对运动坐标系下的动力学方程表示为：其中μ表示地球的引力常数，xyz和分别表示航天器在相对系oxyz下的位置坐标和速度坐标，下标0代表初始时刻位置和速度坐标。表示目标航天器平均角速度，其中μ为地球引力常数，a0表示目标航天器轨道半长轴。步骤2.2：确定相对运动状态转移矩阵Φ(t)。航天器相对运动始末状态通过状态转移矩阵表示形式如下：其中状态转移矩阵Φ(t)中的分块矩阵分别为：步骤三：确定两次脉冲前后的状态转移矩阵Φ1→2(t1→2)。分别给定第一次脉冲和第二次脉冲在相对系下的位置分别为r1和r2，并给定两脉冲悬停的周期为T，因此两次脉冲之间的轨迹历时t1→2＝T/2。由于两次脉冲之间历时t1→2已知，则能够直接确定两次脉冲前后的状态转移矩阵Φ1→2(t1→2)。步骤四：分别确定第一次脉冲后和第二次脉冲后在相对系下的速度v1+和v2+，并分别确定两次机动脉冲增量Δv1和Δv2。通过式(3)得到，第二次机动的位置和第一次机动后的位置与速度满足：r2＝Φrrr1+Φrvv1+(4)第二次机动前的速度为：v2-＝Φvrr1+Φvvv1+(5)第二次机动后的速度为：v2+＝Φvrr1+Φvvv1++Δv2(6)第一次机动的位置和第二次机动后的位置与速度满足：r1＝Φrrr2+Φrvv2+(7)第一次机动前的速度为：v1-＝Φvrr2+Φvvv2+(8)第一次机动后的速度为：v1+＝Φvrr2+Φvvv2++Δv1(9)联立式(4)，(6)，(7)，(9)四式，其中只有四个未知量，也即v1+，v2+，Δv1和Δv2，即能够求得第一次脉冲后的速度v1+，第二次脉冲后的速度v2+，第一次机动脉冲增量Δv1和第二次机动脉冲增量Δv2。通过求解得到第一次脉冲后的速度v1+为：v1+＝Φrv-1r2-Φrv-1Φrrr1(10)第二次脉冲后的速度v2+为：v2+＝Φrv-1r1-Φrv-1Φrrr2(11)从而得到第一次机动脉冲增量Δv1为：Δv1＝Φrv-1r2-Φrv-1Φrrr1-Φvrr2+Φvv(Φrv-1r1-Φrv-1Φrrr2)(12)第二次机动脉冲增量Δv2为：Δv2＝Φrv-1r1-Φrv-1Φrrr2-Φvrr1-Φvv(Φrv-1r2-Φrv-1Φrrr1)(13)步骤五：给出两脉冲悬停的轨迹。通过将悬停周期总时间T从0开始等分成序列，然后通过式(2)求解得到每一个时间节点对应的状态量，从而通过绘制状态量里面的位置序列即能够得到两脉冲悬停轨迹。在本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航天器两脉冲相对悬停方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤一：建立航天器相对运动坐标系；步骤二：在相对运动坐标系建立解析动力学方程并给出状态转移矩阵；步骤2.1：建立相对系下的解析动力学方程；航天器在相对运动坐标系下的动力学方程表示为：

【技术特征摘要】
1.一种航天器两脉冲相对悬停方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤一：建立航天器相对运动坐标系；步骤二：在相对运动坐标系建立解析动力学方程并给出状态转移矩阵；步骤2.1：建立相对系下的解析动力学方程；航天器在相对运动坐标系下的动力学方程表示为：其中μ表示地球的引力常数，xyz和分别表示航天器在相对系oxyz下的位置坐标和速度坐标，下标0代表初始时刻位置和速度坐标；表示目标航天器平均角速度，其中μ为地球引力常数，a0表示目标航天器轨道半长轴；步骤2.2：确定相对运动状态转移矩阵Φ(t)；航天器相对运动始末状态通过状态转移矩阵表示形式如下：其中状态转移矩阵Φ(t)中的分块矩阵分别为：步骤三：确定两次脉冲前后的状态转移矩阵Φ1→2(t1→2)；分别给定第一次脉冲和第二次脉冲在相对系下的位置分别为r1和r2，并给定两脉冲悬停的周期为T，因此两次脉冲之间的轨迹历时t1→2＝T/2；由于两次脉冲之间历时t1→2已知，则能够直接确定两次脉冲前后的状态转移矩阵Φ1→2(t1→2)；

【专利技术属性】
技术研发人员：乔栋，韩宏伟，尚海滨，杜燕茹，高艾，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京,11