一种基于卫星编队的拉开重构控制方法及系统技术方案

本发明专利技术公开了一种基于卫星编队的拉开重构控制方法及系统，包括：基于卫星编队构形，沿航迹拉开半长轴偏置量，建立卫星编队的跟飞状态；基于跟飞状态，进行燃料最优多脉冲编队构形重构规划，获得卫星编队的重构飞行状态；基于重构飞行状态，沿航迹拉近半长轴偏置量，建立重构后的绕飞编队构形初状态；对重构后的绕飞编队构形初状态进行燃料最优编队构形的参数修正处理，获得编队系统构形的重构指标；基于重构指标，实现卫星编队构形的安全重构。本发明专利技术基于半长轴偏差造成编队构形沿航迹常值偏移量长期发散的原理，提出沿航迹主动拉开的编队构形重构策略，确保近距离编队重构过程中的星间安全。的星间安全。的星间安全。

【技术实现步骤摘要】
一种基于卫星编队的拉开重构控制方法及系统


[0001]本专利技术属于卫星编队重构控制领域，特别是涉及一种基于卫星编队的拉开重构控制方法及系统。

技术介绍

[0002]针对卫星编队重构控制技术，Guikirpal S提出排斥球的碰撞规避重构控制方案。此控制方案是一种集中控制方案，当飞行器数目过多时，会带来很大的计算负担；Li S利用进化算法解决编队飞行路径规划问题，这启发性的方法具有很好的灵活性，但是启发式方法最优解难寻。因此，迫切需要一种针对卫星编队重构过程的控制方法。

技术实现思路

[0003]为实现上述目的，本专利技术提供了如下方案：一种基于卫星编队的拉开重构控制方法，包括：
[0004]基于卫星编队构形，沿航迹拉开半长轴偏置量，建立所述卫星编队的跟飞状态；
[0005]基于所述跟飞状态，进行燃料最优多脉冲编队构形重构规划，获得卫星编队的重构飞行状态；
[0006]基于所述重构飞行状态，沿航迹拉近半长轴偏置量，建立重构后的绕飞编队构形初状态；
[0007]对所述重构后的绕飞编队构形初状态进行燃料最优编队构形的参数修正处理，获得编队系统构形的重构指标；基于所述重构指标，实现卫星编队构形的安全重构。
[0008]优选地，基于卫星编队构形，沿航迹拉开半长轴偏置量，建立所述卫星编队的跟飞状态的过程包括，
[0009]基于半长轴差形成沿航迹长期发散原理，根据安全性需求确定跟飞距离；基于所述跟飞距离和拉开时间，获得环绕星半长轴主动偏置量；基于所述环绕星半长轴主动偏置量生成环绕星半长轴主动偏置控制指令，建立所述卫星编队的跟飞状态。
[0010]优选地，所述沿航迹拉开半长轴偏置量的拉开过程包括第一次点火控制、第二次点火控制；
[0011]所述第一次点火控制为起始时刻的点火控制，所述第二次点火控制为沿航迹偏置完成后，施加与所述第一次点火控制大小相等方向相反的点火控制，通过两次点火控制实现固定距离的沿航迹跟飞。
[0012]优选地，所述燃料最优多脉冲编队构形重构规划包括平面内重构指令规划、平面外重构指令规划；
[0013]所述平面内重构指令规划、平面外重构指令规划为在卫星编队以固定距离的沿航迹跟飞状态下，依次实现平面内相对偏心率矢量和平面外相对轨道倾角矢量的切换控制。
[0014]优选地，所述平面内相对偏心率矢量和平面外相对轨道倾角矢量的切换控制过程包括各脉冲矢量首尾相连，沿矢量方向获取最优的平面内相对偏心率矢量增量和最优的平
面外相对轨道倾角矢量。
[0015]优选地，所述燃料最优编队构形的参数修正处理通过最优平面内和平面外控制方法分别进行平面内参数修正和平面外参数修正。
[0016]一种基于卫星编队的拉开重构控制系统，包括，
[0017]跟飞状态构建模块，用于基于卫星编队构形，沿航迹拉开半长轴偏置量，建立所述卫星编队的跟飞状态；
[0018]飞行状态重构模块，与所述跟飞状态构建模块连接，用于基于所述跟飞状态，进行燃料最优多脉冲编队构形重构规划，获得卫星编队的重构飞行状态；
[0019]编队构形模块，与所述飞行状态重构模块连接，用于基于所述重构飞行状态，沿航迹拉近半长轴偏置量，建立重构后的绕飞编队构形初状态；
[0020]参数修正模块，与所述编队构形模块连接，用于对所述重构后的绕飞编队构形初状态进行燃料最优编队构形的参数修正处理，获得编队系统构形的重构指标；
[0021]编队重构模块，与所述参数修正模块连接，用于基于所述重构指标，对所述卫星编队进行安全重构。
[0022]优选地，所述跟飞状态构建模块包括参数获取单元、参数计算单元；
[0023]所述参数获取单元用于基于半长轴差形成沿航迹长期发散原理，根据安全性需求确定跟飞距离；
[0024]所述参数计算单元用于基于所述跟飞距离和拉开时间，获得环绕星半长轴主动偏置量。
[0025]优选地，所述参数计算单元包括第一点火控制单元、第二点火控制单元；
[0026]所述第一点火控制单元用于实现起始时刻的点火控制；
[0027]所述第二点火控制单元用于施加与第一次点火控制大小相等方向相反的点火控制，实现沿航迹偏置完成后的点火控制。
[0028]优选地，所述飞行状态重构模块包括平面内重构单元、平面外重构单元；
[0029]所述平面内重构单元用于实现平面内相对偏心率矢量的切换控制；
[0030]所述平面外重构单元用于实现平面外相对轨道倾角矢量的切换控制。
[0031]本专利技术公开了以下技术效果：
[0032]本专利技术提供的一种基于卫星编队的拉开重构控制方法及系统，基于对编队重构过程中安全性考虑，提出拉开重构的控制策略，根据高斯摄动方程，快速解算重构控制量。基于半长轴偏差造成编队构形沿航迹常值偏移量长期发散的原理，提出沿航迹主动拉开的编队构形重构策略，确保近距离编队重构过程中的星间安全。通过采用沿航迹拉开半长轴主动偏置控制的策略，运用燃料最优多脉冲编队构形重构指令规划方法，解决了近距离卫星安全重构的问题，实现编队构形高安全性重构且工程上易于实施的效果。
附图说明
[0033]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0034]图1为本专利技术实施例的方法流程图。
具体实施方式
[0035]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0036]为使本专利技术的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本专利技术作进一步详细的说明。
[0037]如图1所示，本专利技术提供了一种基于卫星编队的拉开重构控制方法,包括：
[0038]基于卫星编队构形，沿航迹拉开半长轴偏置量，建立所述卫星编队的跟飞状态；
[0039]基于所述跟飞状态，进行燃料最优多脉冲编队构形重构规划，获得卫星编队的重构飞行状态；
[0040]基于所述重构飞行状态，沿航迹拉近半长轴偏置量，建立重构后的绕飞编队构形初状态；
[0041]对所述重构后的绕飞编队构形初状态进行燃料最优编队构形的参数修正处理，获得编队系统构形的重构指标；基于所述重构指标，实现卫星编队构形的安全重构。
[0042]进一步地，基于卫星编队构形，沿航迹拉开半长轴偏置量，建立所述卫星编队的跟飞状态的过程包括，
[0043]基于半长轴差形成沿航迹长期发散原理，根据安全性需求确定跟飞距离；基于所述跟飞距离和拉开时间，获得环绕星半长轴主动偏置量；基本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于卫星编队的拉开重构控制方法，其特征在于，包括：基于卫星编队构形，沿航迹拉开半长轴偏置量，建立所述卫星编队的跟飞状态；基于所述跟飞状态，进行燃料最优多脉冲编队构形重构规划，获得卫星编队的重构飞行状态；基于所述重构飞行状态，沿航迹拉近半长轴偏置量，建立重构后的绕飞编队构形初状态；对所述重构后的绕飞编队构形初状态进行燃料最优编队构形的参数修正处理，获得编队系统构形的重构指标；基于所述重构指标，实现卫星编队构形的安全重构。2.根据权利要求1所述的基于卫星编队的拉开重构控制方法，其特征在于，基于卫星编队构形，沿航迹拉开半长轴偏置量，建立所述卫星编队的跟飞状态的过程包括，基于半长轴差形成沿航迹长期发散原理，根据安全性需求确定跟飞距离；基于所述跟飞距离和拉开时间，获得环绕星半长轴主动偏置量；基于所述环绕星半长轴主动偏置量生成环绕星半长轴主动偏置控制指令，建立所述卫星编队的跟飞状态。3.根据权利要求1所述的基于卫星编队的拉开重构控制方法，其特征在于，所述沿航迹拉开半长轴偏置量的拉开过程包括第一次点火控制、第二次点火控制；所述第一次点火控制为起始时刻的点火控制，所述第二次点火控制为沿航迹偏置完成后，施加与所述第一次点火控制大小相等方向相反的点火控制，通过两次点火控制实现固定距离的沿航迹跟飞。4.根据权利要求1所述的基于卫星编队的拉开重构控制方法，其特征在于，所述燃料最优多脉冲编队构形重构规划包括平面内重构指令规划、平面外重构指令规划；所述平面内重构指令规划、平面外重构指令规划为在卫星编队以固定距离的沿航迹跟飞状态下，依次实现平面内相对偏心率矢量和平面外相对轨道倾角矢量的切换控制。5.根据权利要求4所述的基于卫星编队的拉开重构控制方法，其特征在于，所述平面内相对偏心率矢量和平面外相对轨道倾角矢量的切换控制过程包括各脉冲矢量首尾相连，沿矢量方向获取最优的平面内相对偏心率矢量增量和最优的平面外相对轨道倾角矢量。6...

【专利技术属性】
技术研发人员：邵晓巍，张德新，鞠潭，王角，陈悦，孙越，杜轶琛，
申请(专利权)人：上海交通大学，
类型：发明
国别省市：