一种超快速交会对接近距离制导方法及装置制造方法及图纸

本发明专利技术提供了一种超快速交会对接近距离制导方法及装置，该方法包括：获取追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点；以预设终端锚点为初始条件，追踪航天器采用CW制导和视线制导的策略进入接近段，然后进入包括极速段和安全接近段的平移靠拢段，以完成近距离制导；其中，在执行3次CW制导后执行视线制导。本方案提供的超快速交会对接近距离制导方法省去了寻的段，减少了近距离制导时间，能实现2h超快速交会对接。交会对接。交会对接。

【技术实现步骤摘要】
一种超快速交会对接近距离制导方法及装置


[0001]本专利技术涉及交会对接
，特别涉及一种超快速交会对接近距离制导方法及装置。

技术介绍

[0002]交会对接策略是地面向国际空间站运送航天员的方式，包括联盟飞船、航天飞机与国际空间站及神舟飞船均采用了此方式，而传统的交会对接方案则需要2～3天，用时更短的超快速交会对接成为当前发展趋势。
[0003]传统的交会对接方案包括远距离导引段、近距离自主控制段和对接段，且近距离自主控制段设计时必须具备三个功能或三个飞行段，即消除远距离大制导误差段、为最后靠拢提供精确位置段和安全接近段。对于2h超快速对接而言，同样包括这三个阶段，且其飞行时间要求非常严格，相应的近距离自主控制段飞行时间必须短。然而，飞行时间的减少意味着消除远距离导引大误差必须适应性强，且提供精确位置必须快速有效，因此在除去安全接近段所必须的时间外，减小近距离自主控制段的飞行时间是2h超快速交会对接中的一个难题。

技术实现思路

[0004]本专利技术实施例提供了一种超快速交会对接近距离制导方法及装置，该方法能够减少近距离制导的时间，实现2h超快速交会对接。
[0005]第一方面，本专利技术实施例提供了一种超快速交会对接近距离制导方法，包括：
[0006]获取追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点；
[0007]以所述预设终端锚点为初始条件，追踪航天器采用CW制导和视线制导的策略进入接近段，然后进入包括极速段和安全接近段的平移靠拢段，以完成所述近距离制导；其中，在执行3次所述CW制导后执行所述视线制导。
[0008]可选地，所述获取追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点，包括：
[0009]获取所述追踪航天器入轨时的参数信息；
[0010]根据所述参数信息和预设交会对接时间，确定所述追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点；其中，所述预设交会对接时间不超过2h。
[0011]可选地，采用等间隔时间脉冲执行3次所述CW制导。
[0012]可选地，所述执行3次所述CW制导，包括：
[0013]根据所述追踪航天器采用的CW制导的最大脉冲和标称推力，确定时间间隔；
[0014]根据所述时间间隔确定所述CW制导的总时间；
[0015]其中，所述时间间隔和所述总时间通过如下公式确定：
[0016][0017]t
CW
＝3t
jiange
[0018]其中，所述t
jiange
用于表示所述时间间隔；所述V
xmax
用于表示所述采用的CW制导在x轴的最大脉冲；所述a
x
用于表示所述采用的CW制导在x轴的标称推力；所述V
ymax
用于表示所述采用的CW制导在y轴的最大脉冲；所述a
y
用于表示所述采用的CW制导在y轴的标称推力；所述V
zmax
用于表示所述采用的CW制导在z轴的最大脉冲；所述a
z
用于表示所述采用的CW制导在z轴的标称推力；所述t
CW
用于表示所述总时间。
[0019]可选地，所述平移靠拢段采用直线逼近的标称轨迹控制方法和相平面控制策略；
[0020]所述极速段在相对测量敏感器的能力下执行，根据所述相对测量敏感器的最大速度测量能力，确定所述极速段的接近速度；其中，所述极速段采用两组异构的相对测量敏感器；
[0021]所述接近速度为：
[0022]V
pingyi
＝0.8
×
max(V
MAX
)
[0023]其中，所述V
pingyi
用于表示所述接近速度；所述V
MAX
用于表示所述相对测量敏感器的最大速度测量能力。
[0024]可选地，还包括：
[0025]S1：实时获取所述追踪航天器的天上数据，并根据所述天上数据确定交会对接轨迹；
[0026]S2：在所述追踪航天器进入所述近距离制导段且执行3次所述CW制导后，确定此时的第一交会对接轨迹，判断所述第一交会对接轨迹是否能安全完成对接任务；若是，则执行步骤S3；否则，向所述追踪航天器发出紧急撤离指令；
[0027]S3：所述追踪航天器执行所述视线制导，并获取在执行所述视线制导后的第二交会对接轨迹；
[0028]S4：判断所述第二交会对接轨迹是否能安全完成对接任务；若是，则执行步骤S5；否则，向所述追踪航天器发出紧急撤离指令；
[0029]S5：所述追踪航天器进入所述极速段，并获取所述追踪航天器在所述极速段中的第三交会对接轨迹；
[0030]S6：判断所述第三交会对接轨迹是否能安全完成对接任务；若是，所述追踪航天器进入所述安全接近段。
[0031]第二方面，本专利技术实施例还提供了一种超快速交会对接近距离制导装置，包括：
[0032]获取模块，用于获取追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点；
[0033]制导模块，用于以所述预设终端锚点为初始条件，追踪航天器采用CW制导和视线制导的策略进入接近段，然后进入包括极速段和安全接近段的平移靠拢段，以完成所述近距离制导；其中，在执行3次所述CW制导后执行所述视线制导。
[0034]可选地，采用等间隔时间脉冲执行3次所述CW制导。
[0035]第三方面，本专利技术实施例还提供了一种计算设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现上述任一项所述的超快速交会对接近距离制导方法。
[0036]第四方面，本专利技术实施例还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，当所述计算机程序在计算机中执行时，令计算机执行上述任一项所述的超快速交会对接近距离制导方法。
[0037]本专利技术实施例提供了一种超快速交会对接近距离制导方法及装置，该方法通过以远距离导引段的预设终端锚点为近距离制导段的接近段的初始条件，将近距离制导段划分为接近段和平移靠拢段，省去了一般交会对接过程中的寻的段，减少了保持点时间等待，通过设计控制策略解决了缩短近距离制导时间的难题，从而极大地缩短了交会对接的时间，并保证了超快速交会对接任务的实现。
附图说明
[0038]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，下面将对实施例或现有技术描述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。
[0039]图1是本专利技术一实施例提供的一种超快速交会对接近距离制导方法的流程图；
[0040]图2是本专利技术一实施例提供的一种视线制导角度滞环控制示意图；
[0041]图3是本专利技术一实施例提供的近距离接近到对接面内轨迹400米附近的放大示意图；
[0042]图4是专利技术一实施例提供的近距离接近到对接本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种超快速交会对接近距离制导方法，其特征在于，包括：获取追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点；以所述预设终端锚点为初始条件，追踪航天器采用CW制导和视线制导的策略进入接近段，然后进入包括极速段和安全接近段的平移靠拢段，以完成所述近距离制导；其中，在执行3次所述CW制导后执行所述视线制导。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点，包括：获取所述追踪航天器入轨时的参数信息；根据所述参数信息和预设交会对接时间，确定所述追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点；其中，所述预设交会对接时间不超过2h。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，采用等间隔时间脉冲执行3次所述CW制导。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述执行3次所述CW制导，包括：根据所述追踪航天器采用的CW制导的最大脉冲和标称推力，确定时间间隔；根据所述时间间隔确定所述CW制导的总时间；其中，所述时间间隔和所述总时间通过如下公式确定：t
CW
＝3t
jiange
其中，所述t
jiange
用于表示所述时间间隔；所述V
xmax
用于表示所述采用的CW制导在x轴的最大脉冲；所述a
x
用于表示所述采用的CW制导在x轴的标称推力；所述V
ymax
用于表示所述采用的CW制导在y轴的最大脉冲；所述a
y
用于表示所述采用的CW制导在y轴的标称推力；所述V
zmax
用于表示所述采用的CW制导在z轴的最大脉冲；所述a
z
用于表示所述采用的CW制导在z轴的标称推力；所述t
CW
用于表示所述总时间。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述平移靠拢段采用直线逼近的标称轨迹控制方法和相平面控制策略；所述极速段在相对测量敏感器的能力下执行，根据所述相对测量敏感器的最大速度测量能力，确定所述极速段的接近速度；其中，所述极速段采用两组...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈长青，张强，刘宗玉，解永春，胡海霞，苏晏，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：