一种考虑光照约束的地球同步轨道航天器自主绕飞方法技术

一种考虑光照约束的地球同步轨道航天器自主绕飞方法，它属于轨道航天器飞行技术领域。本发明专利技术解决了现有研究中服务航天器对目标航天器的观测效果差的问题。本发明专利技术的服务航天器在满足光照条件的位置进行第一次变轨，这样就充分考虑了航天器载荷对光照条件的需求，按照本发明专利技术的方法形成的自主绕飞，有效克服了现有方法中并未考虑航天器载荷对光照条件的需求的问题，使对目标航天器的观测更加清楚、准确。本发明专利技术可以应用于轨道航天器飞行技术领域。

【技术实现步骤摘要】
一种考虑光照约束的地球同步轨道航天器自主绕飞方法
本专利技术属于轨道航天器飞行
，具体涉及一种地球同步轨道航天器自主绕飞方法。
技术介绍
近年来，各国对在轨服务能够带来的经济、社会效益都有了更加清楚的认识，在轨服务上的研究也有了很大的进展.在轨服务过程中需要对目标航天器进行一段时间的远距离或近距离的在轨监测，而在对目标航天器进行在轨监测之前需要为服务航天器设计变轨策略，使服务航天器到达目标监测轨道，对目标航天器进行在轨监测服务。通过绕飞的方式对目标航天器进行在轨监测是一种有效方式。但是在现有的对服务航天器和目标航天器的相对运动的研究中，均未考虑航天器载荷在实际工程中对光照条件的需求，而实际工程中航天器的载荷又往往需要在良好的光照条件下才能对目标取得较好的观测效果，因此，在现有研究中服务航天器对目标航天器的观测效果较差。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决现有研究中服务航天器对目标航天器的观测效果差的问题。本专利技术为解决上述技术问题采取的技术方案是：一种考虑光照约束的地球同步轨道航天器自主绕飞方法，该方法包括以下步骤：步骤一、以地心为圆心O建立地心惯性坐标系O-XYZ；其中：X轴位于赤道平面、且+X轴由地心指向春分点，+Z轴由地心指向北极，Y轴位于赤道平面、且+Y轴、+X轴和+Z轴符合右手定则；以服务航天器的质心为圆心OT建立服务航天器轨道坐标系OT-xTyTzT；其中：+zT轴为服务航天器位置矢量的反向，+yT轴为服务航天器运行轨道平面法向量的反向，+xT轴、+yT轴和+zT轴符合右手定则；以目标航天器的质心为圆心OS建立目标航天器轨道坐标系OS-xSySzS；其中：+zS轴为目标航天器位置矢量的反向，+yS轴为目标航天器运行轨道平面法向量的反向，+xS轴、+yS轴和+zS轴符合右手定则；以目标航天器的质心为圆心OS建立Hill坐标系OS-xHyHzH：其中：+xH轴为目标航天器位置矢量方向，+zH轴为目标航天器运行轨道平面法向，yH轴位于目标航天器运行轨道平面、且+xH轴、+yH轴和+zH轴符合右手定则；步骤二、建立目标航天器和服务航天器的相对动力学模型；步骤三、将目标航天器和服务航天器的相对动力学模型转化到目标航天器轨道坐标系上，得到目标航天器轨道坐标系下的相对运动学模型；步骤四、计算服务航天器由初始位置运行到满足光照条件位置B所需要的时间；步骤五、服务航天器从初始位置运行到满足光照条件位置B时进行第一次变轨，计算服务航天器的第一次变轨速度增量，再根据计算出的第一次变轨速度增量执行第一次变轨；服务航天器从满足光照条件位置B运行到转移轨道与绕飞轨道的切点位置C时进行第二次变轨，计算服务航天器的第二次变轨速度增量，再根据计算出的第二次变轨速度增量执行第二次变轨；第二次变轨后即完成满足光照条件的服务航天器相对于目标航天器的自主绕飞。本专利技术的有益效果是：本专利技术的一种考虑光照约束的地球同步轨道航天器自主绕飞方法，本专利技术的服务航天器在满足光照条件的位置进行第一次变轨，这样就充分考虑了航天器载荷对光照条件的需求，按照本专利技术的方法形成的自主绕飞，有效克服了现有方法中并未考虑航天器载荷对光照条件的需求的问题，使服务航天器对目标航天器的观测效果更加准确，可以达到100％观测。附图说明图1为本专利技术建立的坐标系的示意图；图2是本专利技术的太阳方位角的示意图；图3是本专利技术服务航天器相对于目标航天器的自主绕飞形成过程的示意图；图4是服务航天器在目标航天器轨道坐标系下的运动轨迹图；图中：1代表在原轨道上的运动轨迹，2代表在转移轨道上的运动轨迹，3代表在绕飞轨道上的运动轨迹；图5是形成自然绕飞过程中太阳方位角的变化曲线图。具体实施方式具体实施方式一：本实施方式所述的一种考虑光照约束的地球同步轨道航天器自主绕飞方法，该方法包括以下步骤：步骤一、如图1所示：以地心为圆心O建立地心惯性坐标系(EICS)O-XYZ；其中：X轴位于赤道平面、且+X轴由地心指向春分点，+Z轴由地心指向北极，Y轴位于赤道平面、且+Y轴、+X轴和+Z轴符合右手定则；以服务航天器的质心为圆心OT建立服务航天器轨道坐标系(SOCS)OT-xTyTzT；其中：+zT轴为服务航天器位置矢量的反向，+yT轴为服务航天器运行轨道平面法向量的反向，+xT轴、+yT轴和+zT轴符合右手定则；以目标航天器的质心为圆心OS建立目标航天器轨道坐标系(SOCS)OS-xSySzS；其中：+zS轴为目标航天器位置矢量的反向，+yS轴为目标航天器运行轨道平面法向量的反向，+xS轴、+yS轴和+zS轴符合右手定则；以目标航天器的质心为圆心OS建立Hill坐标系(SOCS)OS-xHyHzH：其中：+xH轴为目标航天器位置矢量方向，+zH轴为目标航天器运行轨道平面法向，yH轴位于目标航天器运行轨道平面、且+xH轴、+yH轴和+zH轴符合右手定则；步骤二、建立目标航天器和服务航天器的相对动力学模型；步骤三、将目标航天器和服务航天器的相对动力学模型转化到目标航天器轨道坐标系上，得到目标航天器轨道坐标系下的相对运动学模型；步骤四、计算服务航天器由初始位置运行到满足光照条件位置B所需要的时间；步骤五、服务航天器从初始位置运行到满足光照条件位置B时进行第一次变轨，计算服务航天器的第一次变轨速度增量，再根据计算出的第一次变轨速度增量执行第一次变轨；服务航天器从满足光照条件位置B运行到转移轨道与绕飞轨道的切点位置C时进行第二次变轨，计算服务航天器的第二次变轨速度增量，再根据计算出的第二次变轨速度增量执行第二次变轨；第二次变轨后即完成满足光照条件的服务航天器相对于目标航天器的自主绕飞。如图3所示，即服务航天器相对于目标航天器的自主绕飞形成过程的示意图，服务航天器从初始位置A运行到满足光照条件位置B，在满足光照条件位置B进行第一次变轨，第一次变轨后继续运行到转移轨道与绕飞轨道的切点位置C，并在位置C执行第二次变轨，完成满足光照条件的服务航天器相对于目标航天器的自主绕飞，图中的SunVectorPro(S2T)表示在位置B时，SunVectorPro与S2T重合，太阳方位角θ＝0。原轨道(椭圆①)：服务航天器从初始位置运行到满足光照条件位置之前，服务航天器相对于目标航天器轨道坐标系xSzS平面的运动轨迹；转移轨道(椭圆②)：服务航天器从满足光照条件位置(第一次变轨位置)运行到第二次变轨位置之前，服务航天器相对于目标航天器轨道坐标系xSzS平面的运动轨迹；绕飞轨道(椭圆③)：第二次变轨后服务航天器相对于目标航天器轨道坐标系xSzS平面的运动轨迹；具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是：所述步骤二的具体过程为：假设服务航天器和目标航天器的轨道偏心率为0或极小，且服务航天器与目标航天器的距离远小于其轨道半径；目标航天器和服务航天器的相对动力学模型表示为：其中：xh、yh、zh为目标航天器的位置矢量在Hill坐标系下的三轴分量；ω为目标航天器轨道角速度；代表对xh求一阶导数，代表对xh求二阶导数，代表对yh求一阶导数，代表对yh求二阶导数，代表对zh求二阶导数。本实施方式中的服务航天器和目标航天器的轨道偏心率极小是指小于10的负5次方。具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一不同的是：所述步骤三的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种考虑光照约束的地球同步轨道航天器自主绕飞方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：步骤一、以地心为圆心O建立地心惯性坐标系O‑XYZ；其中：X轴位于赤道平面、且+X轴由地心指向春分点，+Z轴由地心指向北极，Y轴位于赤道平面、且+Y轴、+X轴和+Z轴符合右手定则；以服务航天器的质心为圆心OT建立服务航天器轨道坐标系OT‑xTyTzT；其中：+zT轴为服务航天器位置矢量的反向，+yT轴为服务航天器运行轨道平面法向量的反向，+xT轴、+yT轴和+zT轴符合右手定则；以目标航天器的质心为圆心OS建立目标航天器轨道坐标系OS‑xSySzS；其中：+zS轴为目标航天器位置矢量的反向，+yS轴为目标航天器运行轨道平面法向量的反向，+xS轴、+yS轴和+zS轴符合右手定则；以目标航天器的质心为圆心OS建立Hill坐标系OS‑xHyHzH；其中：+xH轴为目标航天器位置矢量方向，+zH轴为目标航天器运行轨道平面法向，yH轴位于目标航天器运行轨道平面、且+xH轴、+yH轴和+zH轴符合右手定则；步骤二、建立目标航天器和服务航天器的相对动力学模型；步骤三、将目标航天器和服务航天器的相对动力学模型转化到目标航天器轨道坐标系上，得到目标航天器轨道坐标系下的相对运动学模型；步骤四、计算服务航天器由初始位置运行到满足光照条件位置B所需要的时间；步骤五、服务航天器从初始位置运行到满足光照条件位置B时进行第一次变轨，计算服务航天器的第一次变轨速度增量，再根据计算出的第一次变轨速度增量执行第一次变轨；服务航天器从满足光照条件位置B运行到转移轨道与绕飞轨道的切点位置C时进行第二次变轨，计算服务航天器的第二次变轨速度增量，再根据计算出的第二次变轨速度增量执行第二次变轨；第二次变轨后即完成满足光照条件的服务航天器相对于目标航天器的自主绕飞。...

【技术特征摘要】
1.一种考虑光照约束的地球同步轨道航天器自主绕飞方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：步骤一、以地心为圆心O建立地心惯性坐标系O-XYZ；其中：X轴位于赤道平面、且+X轴由地心指向春分点，+Z轴由地心指向北极，Y轴位于赤道平面、且+Y轴、+X轴和+Z轴符合右手定则；以服务航天器的质心为圆心OT建立服务航天器轨道坐标系OT-xTyTzT；其中：+zT轴为服务航天器位置矢量的反向，+yT轴为服务航天器运行轨道平面法向量的反向，+xT轴、+yT轴和+zT轴符合右手定则；以目标航天器的质心为圆心OS建立目标航天器轨道坐标系OS-xSySzS；其中：+zS轴为目标航天器位置矢量的反向，+yS轴为目标航天器运行轨道平面法向量的反向，+xS轴、+yS轴和+zS轴符合右手定则；以目标航天器的质心为圆心OS建立Hill坐标系OS-xHyHzH；其中：+xH轴为目标航天器位置矢量方向，+zH轴为目标航天器运行轨道平面法向，yH轴位于目标航天器运行轨道平面、且+xH轴、+yH轴和+zH轴符合右手定则；步骤二、建立目标航天器和服务航天器的相对动力学模型；步骤三、将目标航天器和服务航天器的相对动力学模型转化到目标航天器轨道坐标系上，得到目标航天器轨道坐标系下的相对运动学模型；步骤四、计算服务航天器由初始位置运行到满足光照条件位置B所需要的时间；步骤五、服务航天器从初始位置运行到满足光照条件位置B时进行第一次变轨，计算服务航天器的第一次变轨速度增量，再根据计算出的第一次变轨速度增量执行第一次变轨；服务航天器从满足光照条件位置B运行到转移轨道与绕飞轨道的切点位置C时进行第二次变轨，计算服务航天器的第二次变轨速度增量，再根据计算出的第二次变轨速度增量执行第二次变轨；第二次变轨后即完成满足光照条件的服务航天器相对于目标航天器的自主绕飞。2.根据权利要求1所述的一种考虑光照约束的地球同步轨道航天器自主绕飞方法，其特征在于，所述步骤二的具体过程为：目标航天器和服务航天器的相对动力学模型表示为：其中：xh、yh、zh为目标航天器的位置矢量在Hill坐标系下的三轴分量；ω为目标航天器轨道角速度；代表对xh求一阶导数，代表对xh求二阶导数，代表对yh求一阶导数，代表对yh求二阶导数，代表对zh求二阶导数。3.根据权利要求1所述的一种考虑光照约束的地球同步轨道航天器自主绕飞方法，其特征在于，所述步骤三的具体过程为：将目标航天器和服务航天器的相对动力学模型转化到目标航天器轨道坐标系上，得到目标航天器轨道坐标系下的相对运动学模型为：其中：x(t)、y(t)、z(t)为t时刻服务航天器的位置矢量在目标航天器轨道坐标系下的三轴分量；取初...

【专利技术属性】
技术研发人员：吕跃勇，郭延宁，赵广栋，仲惟超，邓武东，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江,23