基于目标点多次交汇的高精度省燃油轨道控制方法技术

本发明专利技术公开了一种基于目标点多次交汇的高精度省燃油轨道控制方法，该方法包括：确定调相变轨点相位和飞行器初始轨道运行时间；根据调相变轨点相位和飞行器初始轨道运行时间确定调相变轨策略，并根据调相变轨策略确定lambert制导策略；通过lambert制导策略进行轨道控制后，确定多圈交会轨道高度调整控制策略，以便通过多圈交会轨道高度调整控制策略实现多圈交会轨道控制。本发明专利技术能够实现对定点位置的高精度制导，并能够实现燃料消耗的优化。并能够实现燃料消耗的优化。并能够实现燃料消耗的优化。

【技术实现步骤摘要】
基于目标点多次交汇的高精度省燃油轨道控制方法


[0001]本专利技术涉及空间轨道交会控制
，尤其涉及一种基于目标点多次交汇的高精度省燃油轨道控制方法。

技术介绍

[0002]随着航天技术的发展，飞行器在轨观测的目标不再仅仅是地球，飞行器观测飞行器成了研究的热门。空间飞行器在轨观测对于知晓目标飞行器的配置、用途等有重要意义。共面飞行器的观测通过调整轨道高度进行相位调节，飘飞多圈后可创造观测条件。调整轨道平面的消耗巨大，在目标穿过任务飞行器轨道面时进行观测是最好的选择。异面观测时由于相对速度较快，需要高精高稳的平台控制能力。同时，创造良好的观测条件是飞行器可以进行观测的基础，这就需要高精度的轨道控制。
[0003]Lambert制导(制导算法)是高精度的快速交会控制的首选。然而Lambert制导控制虽然精度高，变轨燃料消耗对变轨点以及变轨时间的选择都非常敏感，而且单脉冲Lambert制导常常面临多圈求解的问题，多脉冲最优Lambert制导方案则需要基于遗传算法等寻优算法才能得到优化的策略。

技术实现思路

[0004]本专利技术旨在至少在一定程度上解决相关技术中的技术问题之一。为此，本专利技术的一个目的在于提供一种基于目标点多次交汇的高精度省燃油轨道控制方法，该方法能够实现对定点位置的高精度制导，并能够实现燃料消耗的优化。
[0005]为达到上述目的，本专利技术通过以下技术方案实现：
[0006]一种基于目标点多次交汇的高精度省燃油轨道控制方法，包括：
[0007]步骤S1：确定调相变轨点相位和飞行器初始轨道运行时间；
[0008]步骤S2：根据所述调相变轨点相位和所述飞行器初始轨道运行时间确定调相变轨策略，并根据所述调相变轨策略确定lambert制导策略；
[0009]步骤S3：通过所述lambert制导策略进行轨道控制后，确定多圈交会轨道高度调整控制策略，以便通过所述多圈交会轨道高度调整控制策略实现多圈交会轨道控制。
[0010]可选的，所述步骤S1中确定调相变轨点相位的步骤包括：
[0011]确定掠飞观测目标点的位置矢量，根据掠飞观测目标点的位置矢量确定调相变轨点的位置矢量；
[0012]确定参考坐标系，并将调相变轨点的位置矢量转换至所述参考坐标系，得到转换后的调相变轨点位置矢量；
[0013]根据转换后的所述调相变轨点位置矢量确定变轨点真近点角，以确定调相变轨点相位。
[0014]可选的，所述步骤S1中确定飞行器初始轨道运行时间的步骤包括：
[0015]根据所述变轨点真近点角确定变轨点偏近点角，并根据所述变轨点偏近点角确定
变轨点平近点角；
[0016]根据所述变轨点平近点角确定飞行器从当前位置到达调相变轨点位置的时间，以得到所述飞行器初始轨道运行时间。
[0017]可选的，所述步骤S2中确定调相变轨策略，包括：计算调相轨道运行时间、调相轨道周期和调相变轨的速度增量。
[0018]可选的，计算调相轨道运行时间的步骤包括：
[0019]根据所述变轨点真近点角确定调相变轨点高度；
[0020]根据所述调相变轨点高度和掠飞观测目标点的位置矢量确定调相变轨点以霍曼变轨方式运行到掠飞观测目标点的时间；
[0021]获取任务总时间；
[0022]根据所述任务总时间、所述初始轨道运行时间和调相变轨点以霍曼变轨方式运行到掠飞观测目标点的时间计算得到所述调相轨道运行时间。
[0023]可选的，计算调相轨道周期的步骤包括：
[0024]根据所述调相轨道运行时间和调相变轨点以霍曼变轨方式运行到掠飞观测目标点的时间计算飞行器在调相轨道运行的圈次，以便根据所述圈次和所述调相轨道运行时间计算得到调相轨道周期。
[0025]可选的，计算调相变轨的速度增量的步骤包括：
[0026]根据所述调相轨道周期确定调相轨道半长轴；
[0027]获取任务星轨道半长轴，并根据所述任务星轨道半长轴、所述调相变轨点高度和所述调相轨道半长轴计算调相变轨的速度增量。
[0028]可选的，所述步骤S2中，根据所述调相变轨策略确定lambert制导策略的步骤包括：
[0029]以所述调相轨道运行时间为基准确定第一预设时间和第二预设时间，在所述第一预设时间和所述第二预设时间范围内，选择调相变轨的速度增量最小值对应位置为变轨点，并以掠飞观测目标点的位置作为制导目标点，计算lambert制导策略。
[0030]可选的，所述步骤S3中的所述多圈交会轨道高度调整控制策略为将所述任务星轨道半长轴与目标星轨道半长轴调节一致。
[0031]本专利技术至少具有以下技术效果：
[0032]本专利技术通过Lambert制导代替霍曼变轨，可完成高精度的轨道控制，并且本专利技术调相过程基于霍曼变轨进行，基于最小能量轨道去设计Lambert制导的变轨点，可实现对燃料消耗的优化，以及本专利技术通过设计缩小了Lambert制导最优变轨位置的范围，通过枚举法搜索代替寻优算法，简化了计算过程。
[0033]本专利技术附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本专利技术的实践了解到。
附图说明
[0034]图1为本专利技术一实施例提供的基于目标点多次交汇的高精度省燃油轨道控制方法的流程图；
[0035]图2为本专利技术一实施例提供的飞行器变轨过程示意图。
具体实施方式
[0036]下面详细描述本实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本专利技术，而不能理解为对本专利技术的限制。
[0037]本专利技术针对交会观测目标点，设计了调相+Lambert制导的控制方案。通过设计调相变轨点使得调相完成后，飞行器和目标点相位相差180
°
，并且使得理论上采用霍曼变轨可在任务时间到达观测目标点，最终采用Lambert制导代替霍曼变轨，以完成高精度的轨道控制。
[0038]下面参考附图描述本实施例的基于目标点多次交汇的高精度省燃油轨道控制方法。
[0039]图1为本专利技术一实施例提供的基于目标点多次交汇的高精度省燃油轨道控制方法的流程图。如图1所示，该方法包括：
[0040]步骤S1：确定调相变轨点相位和飞行器初始轨道运行时间。
[0041]步骤S1中确定调相变轨点相位的步骤包括：确定掠飞观测目标点的位置矢量，根据掠飞观测目标点的位置矢量确定调相变轨点的位置矢量；确定参考坐标系，并将调相变轨点的位置矢量转换至参考坐标系，得到转换后的调相变轨点位置矢量；根据转换后的调相变轨点位置矢量确定变轨点真近点角，以确定调相变轨点相位。
[0042]本实施例中，掠飞观测目标点的位置矢量可由任务给出，根据掠飞观测目标点的位置矢量可确定调相变轨点的位置矢量方向即为
[0043]进一步的，可确定该矢量本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于目标点多次交汇的高精度省燃油轨道控制方法，其特征在于，包括：步骤S1：确定调相变轨点相位和飞行器初始轨道运行时间；步骤S2：根据所述调相变轨点相位和所述飞行器初始轨道运行时间确定调相变轨策略，并根据所述调相变轨策略确定lambert制导策略；步骤S3：通过所述lambert制导策略进行轨道控制后，确定多圈交会轨道高度调整控制策略，以便通过所述多圈交会轨道高度调整控制策略实现多圈交会轨道控制。2.如权利要求1所述的基于目标点多次交汇的高精度省燃油轨道控制方法，其特征在于，所述步骤S1中确定调相变轨点相位的步骤包括：确定掠飞观测目标点的位置矢量，根据掠飞观测目标点的位置矢量确定调相变轨点的位置矢量；确定参考坐标系，并将调相变轨点的位置矢量转换至所述参考坐标系，得到转换后的调相变轨点位置矢量；根据转换后的所述调相变轨点位置矢量确定变轨点真近点角，以确定调相变轨点相位。3.如权利要求2所述的基于目标点多次交汇的高精度省燃油轨道控制方法，其特征在于，所述步骤S1中确定飞行器初始轨道运行时间的步骤包括：根据所述变轨点真近点角确定变轨点偏近点角，并根据所述变轨点偏近点角确定变轨点平近点角；根据所述变轨点平近点角确定飞行器从当前位置到达调相变轨点位置的时间，以得到所述飞行器初始轨道运行时间。4.如权利要求3所述的基于目标点多次交汇的高精度省燃油轨道控制方法，其特征在于，所述步骤S2中确定调相变轨策略，包括：计算调相轨道运行时间、调相轨道周期和调相变轨的速度增量。5.如权利要求4所述的基于目标点多次交汇的高精度省燃油轨道控制方法，其特征在于，计算调相轨道运行时间的步骤包括：根据所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘禹，于皓，龚程，黄用，李剑文，王向，方圆，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：