编队绕飞双星的碰撞规避控制策略制造技术

本发明专利技术公开了编队绕飞双星的碰撞规避控制策略，具体为：根据主辅星轨道根数，计算编队构型参数；编队构型参数包括x

【技术实现步骤摘要】
编队绕飞双星的碰撞规避控制策略


[0001]本专利技术属于航天器碰撞规避控制
，具体涉及编队绕飞双星的碰撞规避控制策略。

技术介绍

[0002]对于近距离编队的卫星，当编队双星出现非预期快速接近的极端情况，造成地面还未来得及进行防碰撞预警处理，就已经触发了碰撞规避的门限，则星上的首要任务是执行防碰撞的规避控制。考虑到任务的紧急性，为尽快拉开双星的距离，防碰撞控制一般采用的是航迹方向控制方式。在长期编队飞行期间，主星一般不执行编队保持控制任务，出现误喷气的概率很低，因此编队防碰撞控制由主星实施。针对编队绕飞双星的碰撞规避问题，提出一种计算简单易于星上实施的控制策略，其中考虑了航迹方向距离的不确定性，这种不确定性一般是由测量误差、控制误差等因素引起的。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的是提供编队绕飞双星的碰撞规避控制策略，碰撞规避控制仅需要1批次的航迹方向控制。
[0004]本专利技术所采用的技术方案是，编队绕飞双星的碰撞规避控制策略，具体按照以下步骤实施：
[0005]步骤1，根据主辅星轨道根数，计算编队构型参数；编队构型参数包括x
‑
y平面内投影椭圆的短半轴p；z方向运动的振幅s；相对偏心率矢量的相位角θ；相对倾角矢量的相位角ψ；航迹方向距离l；
[0006]步骤2，根据相对偏心率矢量的相位角和主星的纬度幅角判断主星的机动趋势；
[0007]步骤3，根据碰撞触发门限和航迹方向的安全距离门限，考虑航迹方向距离的不确定性，计算主星需要的半长轴改变量和速度增量。
[0008]本专利技术的特点还在于，
[0009]步骤1中，编队构型参数根据双星的轨道六根数计算得到，其中，轨道六根数是指轨道半长轴a，偏心率e，倾角i，升交点赤经Ω，近地点幅角ω，平近点角M；构型参数通过下面公式计算得到：
[0010][0011][0012][0013][0014]Δu＝ω2+M2‑
(ω1+M1)
[0015]Δe
x
和Δe
y
为相对偏心率矢量的两个分量，Δi
x
和Δi
y
为相对倾角矢量的两个分量；e1是主星的偏心率，e2是辅星的偏心率；ω1是主星的近地点幅角，ω2是辅星的近地点幅角；Ω1是主星的升交点赤经，Ω2是辅星的升交点赤经；i1是主星的倾角，i2是辅星的倾角，M1是主星的平近点角，M2是辅星的平近点角。
[0016]步骤2中，设辅星触发碰撞门限后，只允许主星机动，首先，根据主星的纬度幅角u(u＝ω+M)和步骤1得到的相对偏心率矢量的初始相位角，分两种情况讨论：
[0017]情况1：θ+90
°
≤u≤θ+270
°
[0018]当辅星触发碰撞门限后，主星需进行降轨控制，降轨后主星将沿航迹方向进行漂移，辅星沿原相对轨迹运动；
[0019]情况2：θ+270
°
≤u≤θ+360
°
+90
°
[0020]当辅星触发碰撞门限后，主星需进行升轨控制，升轨后主星将沿航迹反方向进行漂移，辅星沿原相对轨迹运动。
[0021]步骤3中，半长轴改变量Δa与航迹方向漂移量Δl存在如下关系：
[0022][0023]式中，n为主星的轨道平均角速度，Δt1为主星半长轴差Δa可引起航迹方向漂移量Δl对应的时长；
[0024]主星的控制量需满足如下约束：Δt2≥Δt1；Δt2为主星实施规避控制后辅星运动至航迹方向的时长；
[0025][0026]根据两星运动时长的约束可得到半长轴的控制量需满足下式：改变Δa需要的切向速度增量为
[0027]Δl＝2p
r
+Δl
′
+Δl
″
，2p
r
为辅星触发碰撞门限r时平面内绕飞椭圆的长半轴，Δl
′
为航迹方向的安全距离门限，Δl
″
为不确定因素导致的航迹方向距离，p
r
可根据下面公式
计算
[0028][0029]其中，r为辅星触发的碰撞门限；δu的计算取决于步骤(2)的两种情况，对于情况1，δu＝|θ+90
°‑
u0|，对于情况2，δu＝|θ+270
°‑
u0|，u0为辅星触发碰撞门限时，主星的纬度幅角。
[0030]本专利技术的有益效果是，本专利技术的碰撞规避控制策略，碰撞规避控制仅需要1批次的航迹方向控制；根据主星的纬度幅角和相对偏心率矢量的相位角即可判断主星即将升轨还是降轨，另外，控制量计算考虑了航迹方向距离的不确定性，计算方法简单，可实现以最小的代价完成碰撞规避控制。
附图说明
[0031]图1是本专利技术方法中相对运动在x
‑
y面内的投影与主星纬度幅角的关系图；
[0032]图2是本专利技术方法中相位满足θ+90
°
≤u≤θ+270
°
的示意图；
[0033]图3是本专利技术方法中相位满足θ+270
°
≤u≤θ+360
°
+270
°
的示意图；
[0034]图4是本专利技术方法中规避控制时航迹方向需要拉开的距离Δl。
具体实施方式
[0035]下面结合具体实施方式和附图对本专利技术进行详细说明。
[0036]本专利技术一种编队绕飞双星的碰撞规避控制策略，具体按照以下步骤实施：
[0037]步骤1，根据主辅星轨道根数，计算编队构型参数；
[0038]编队构型参数包括5个，其物理意义如下：
[0039]p，x
‑
y平面(轨道平面)内投影椭圆的短半轴；
[0040]s，z方向(轨道平面外)运动的振幅；
[0041]θ，相对偏心率矢量的相位角，反映了轨道平面内运动的初始相位；
[0042]ψ，相对倾角矢量的相位角，反映了轨道平面外运动的初始相位；
[0043]l，航迹方向距离，反映了编队构型中心与主星的距离。
[0044]编队构型参数可根据双星的轨道六根数计算得到，其中，轨道六根数是指轨道半长轴a，偏心率e，倾角i，升交点赤经Ω，近地点幅角ω，平近点角M；5个构型参数通过下面公式计算得到：
[0045][0046][0047][0048][0049]Δu＝ω2+M2‑
(ω1+M1)
[0050]Δe
x
和Δe
y
为相对偏心率矢量的两个分量，Δi
x
和Δi
y
为相对倾角矢量的两个分量；
[0051]e1是主星的偏心率，e2是辅星的偏心率；ω1是主星的近地点幅角，ω2是辅星的近地点幅角；Ω1是主星的升交点赤经，Ω2是辅星的升交点赤经；i1是主星的倾角，i2是辅星的倾角，M1是主星的平近点角，M2是辅星的平近点角；下标1表示主星的轨道本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.编队绕飞双星的碰撞规避控制策略，其特征在于，具体按照以下步骤实施：步骤1，根据主辅星轨道根数，计算编队构型参数；编队构型参数包括x
‑
y平面内投影椭圆的短半轴p；z方向运动的振幅s；相对偏心率矢量的相位角θ；相对倾角矢量的相位角ψ；航迹方向距离l；步骤2，根据相对偏心率矢量的相位角和主星的纬度幅角判断主星的机动趋势；步骤3，根据碰撞触发门限和航迹方向的安全距离门限，考虑航迹方向距离的不确定性，计算主星需要的半长轴改变量和速度增量。2.根据权利要求1所述的编队绕飞双星的碰撞规避控制策略，其特征在于，所述步骤1中，编队构型参数根据双星的轨道六根数计算得到，其中，轨道六根数是指轨道半长轴a，偏心率e，倾角i，升交点赤经Ω，近地点幅角ω，平近点角M；构型参数通过下面公式计算得到：心率e，倾角i，升交点赤经Ω，近地点幅角ω，平近点角M；构型参数通过下面公式计算得到：心率e，倾角i，升交点赤经Ω，近地点幅角ω，平近点角M；构型参数通过下面公式计算得到：心率e，倾角i，升交点赤经Ω，近地点幅角ω，平近点角M；构型参数通过下面公式计算得到：Δu＝ω2+M2‑
(ω1+M1)Δe
x
和Δe
y
为相对偏心率矢量的两个分量，Δi
x
和Δi
y
为相对倾角矢量的两个分量；e1是主星的偏心率，e2是辅星的偏心率；ω1是主星的近地点幅角，ω2是辅星的近地点幅角；Ω1是主星的升交点赤经，Ω2是辅星的升交点赤经；i1是主星的倾角，i2是辅星的倾角，M1是主星的平近点角，M2是辅星的平近点角。3.根据权利要求2所述的编队绕飞双星的碰撞规避控制策略，其特征在于，所述步骤2中，设辅星触发碰撞门限后，只允许主星机动，首先，根据主星的纬度幅角u和...

【专利技术属性】
技术研发人员：曹静，李军锋，孙俞，伍升钢，谭炜，何雨帆，
申请(专利权)人：中国西安卫星测控中心，
类型：发明
国别省市：