一种超快速交会对接入轨初始相位角偏差确定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入轨初始相位角偏差确定方法及装置，该方法包括：获取追踪航天器在远距离两脉冲制导的制导参数；根据预设发动机开机时间、制导参数，确定追踪航天器在远距离导引段的最短飞行时间；根据预设交会对接时间以及追踪航天器在近距离自主控制段的近程飞行时间，确定追踪航天器在远距离导引段的最长飞行时间；根据最短飞行时间和最长飞行时间，确定追踪航天器在入轨时的初始相位角偏差。本方案提供的超快速交会对接入轨初始相位角偏差确定方法能够确定追踪航天器入轨时的初始相位角偏差，并能保证远距离导引段的安全性、鲁棒性。鲁棒性。鲁棒性。

【技术实现步骤摘要】
一种超快速交会对接入轨初始相位角偏差确定方法及装置


[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入轨初始相位角偏差确定方法及装置。

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。对于2h超快速对接而言，对这三个阶段的飞行时间要求非常严格，为了减少总飞行时间，远距离导引段飞行时间也必须减少，其执行脉冲个数就不能多，且远距离导引段必须把追踪航天器导引到目标航天器足够近的位置，这样进入自主控制段后能很快完成交会对接，如此远距离导引段的安全性必须得到保证。另外由于脉冲少，入轨适应的初始相位角比较小，因此必须进行充分的分析，以解决超短飞行时间下确保远距离导引段的安全性、鲁棒性。

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入轨初始相位角偏差确定方法及装置，该方法能够确定追踪航天器入轨时的初始相位角偏差，并能保证远距离导引段的安全性、鲁棒性。
[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入轨初始相位角偏差确定方法，包括：
[0006]获取追踪航天器在远距离两脉冲制导的制导参数；其中，所述制导参数包括第一脉冲的第一速度增量、导引第一脉冲时的第一加速度、第二脉冲的第二速度增量、导引第二脉冲时的第二加速度；
[0007]根据预设发动机开机时间、所述制导参数，确定所述追踪航天器在远距离导引段的最短飞行时间；
[0008]根据预设交会对接时间以及追踪航天器在近距离自主控制段的近程飞行时间，确定所述追踪航天器在远距离导引段的最长飞行时间；
[0009]根据所述最短飞行时间和所述最长飞行时间，确定所述追踪航天器在入轨时的初始相位角偏差。
[0010]可选地，所述根据预设发动机开机时间、所述制导参数，确定所述追踪航天器在远距离导引段的最短飞行时间，包括：
[0011]根据所述预设发动机开机时间、所述第一速度增量和所述第一加速度，确定所述第一脉冲的第一脉冲时刻；
[0012]根据所述第一脉冲时刻、所述第一速度增量、所述第二速度增量，采用拟牛顿法进行两脉冲制导求解，得到所述第二脉冲的第二脉冲时刻；
[0013]根据所述第二脉冲时刻、所述第二速度增量和所述第二加速度，计算得到所述最短飞行时间。
[0014]可选地，所述第一脉冲时刻通过如下公式确定：
[0015][0016]其中，所述t
1min
用于表示所述第一脉冲时刻；所述V
p1
用于表示所述第一速度增量；所述a1用于表示所述第一加速度；所述预设发动机开机时间为900s；
[0017]所述最短飞行时间通过如下公式确定：
[0018][0019]其中，所述t
yuan_min
用于表示所述最短飞行时间；所述t
2min
用于表示所述第二脉冲时刻；所述V
p2
用于表示所述第二速度增量；所述a2用于表示所述第二加速度。
[0020]可选地，所述确定所述追踪航天器在远距离导引段的最长飞行时间，包括：
[0021]对所述预设交会对接时间和所述近程飞行时间进行差值运算，得到所述最长飞行时间。
[0022]可选地，在所述确定所述追踪航天器在远距离导引段的最长飞行时间之后，还包括：
[0023]根据所述最长飞行时间、所述第二速度增量和所述第二加速度，计算得到所述第二脉冲的最晚开机时刻；
[0024]所述最晚开机时刻通过如下公式确定：
[0025][0026]其中，所述t
2max
用于表示所述最晚开机时刻；所述t
yuan_max
用于表示所述最长飞行时间；所述V
p2
用于表示所述第二速度增量；所述a2用于表示所述第二加速度。
[0027]可选地，所述确定所述追踪航天器在入轨时的初始相位角偏差，包括：
[0028]对所述最长飞行时间和所述最短飞行时间进行差值运算，得到波动时间；
[0029]根据所述波动时间计算得到所述初始相位角偏差；
[0030]所述初始相位角偏差通过如下公式确定：
[0031][0032]其中，所述θ
bodong
用于表示所述初始相位角偏差；所述t
yuan_max
用于表示所述最长飞行时间；所述t
yuan_min
用于表示所述最短飞行时间。
[0033]可选地，在所述确定所述追踪航天器在入轨时的初始相位角偏差之后，还包括：
[0034]S1：判断所述制导参数是否与预先设计的在远距离两脉冲制导的制导参数相同；若是，则执行步骤S2，若否，则终止超快速交会对接任务；
[0035]S2：获取所述第一脉冲在所述远距离两脉冲制导中执行的第三速度增量；
[0036]S3：判断所述第三速度增量与所述第一脉冲的第一标称计算脉冲的绝对误差增量
是否大于第一误差阈值；若否，则执行步骤S4，若是，则退出所述超快速交会对接任务；
[0037]S4：所述追踪航天器执行所述第二脉冲，并获取所述第二脉冲在所述远距离两脉冲制导中执行的第四速度增量；
[0038]S5：判断所述第四速度增量与所述第二脉冲的第二标称计算脉冲的绝对误差增量是否大于第二误差阈值；若否，则执行步骤S6，若是，则退出所述超快速交会对接任务；
[0039]S6：判断所述第四速度增量与所述第二脉冲的第二标称计算脉冲的绝对误差增量是否小于第三误差阈值；其中，所述第二误差阈值大于所述第三误差阈值；若是，则执行步骤S7；若否，则执行步骤S8；
[0040]S7：继续执行所述超快速交会对接任务；
[0041]S8：所述追踪航天器采用主动制动策略以保证所述超快速交会对接任务的安全。
[0042]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入轨初始相位角偏差确定装置，包括：
[0043]获取模块，用于获取追踪航天器在远距离两脉冲制导的制导参数；其中，所述制导参数包括第一脉冲的第一速度增量、导引第一脉冲时的第一加速度、第二脉冲的第二速度增量、导引第二脉冲时的第二加速度；
[0044]飞行时间确定模块，用于根据预设发动机开机时间、所述制导参数，确定所述追踪航天器在远距离导引段的最短飞行时间；并根据预设交会对接时间以及追踪航天器在近距离自主控制段的近程飞行时间，确定所述追踪航天器在远距离导引段的最长飞行时间；
[0045]相位角偏差确定模块，根据所述最短飞行时间和所述最长飞行时间，确定所述追踪航天器在入轨时的初始相位角偏差。
[0046]可选地，所述相位角偏差确定模块还用于执行如下操作：
[004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入轨初始相位角偏差确定方法，其特征在于，包括：获取追踪航天器在远距离两脉冲制导的制导参数；其中，所述制导参数包括第一脉冲的第一速度增量、导引第一脉冲时的第一加速度、第二脉冲的第二速度增量、导引第二脉冲时的第二加速度；根据预设发动机开机时间、所述制导参数，确定所述追踪航天器在远距离导引段的最短飞行时间；根据预设交会对接时间以及追踪航天器在近距离自主控制段的近程飞行时间，确定所述追踪航天器在远距离导引段的最长飞行时间；根据所述最短飞行时间和所述最长飞行时间，确定所述追踪航天器在入轨时的初始相位角偏差。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据预设发动机开机时间、所述制导参数，确定所述追踪航天器在远距离导引段的最短飞行时间，包括：根据所述预设发动机开机时间、所述第一速度增量和所述第一加速度，确定所述第一脉冲的第一脉冲时刻；根据所述第一脉冲时刻、所述第一速度增量、所述第二速度增量，采用拟牛顿法进行两脉冲制导求解，得到所述第二脉冲的第二脉冲时刻；根据所述第二脉冲时刻、所述第二速度增量和所述第二加速度，计算得到所述最短飞行时间。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述第一脉冲时刻通过如下公式确定：其中，所述t
1min
用于表示所述第一脉冲时刻；所述V
p1
用于表示所述第一速度增量；所述a1用于表示所述第一加速度；所述预设发动机开机时间为900s；所述最短飞行时间通过如下公式确定：其中，所述t
yuan_min
用于表示所述最短飞行时间；所述t
2min
用于表示所述第二脉冲时刻；所述V
p2
用于表示所述第二速度增量；所述a2用于表示所述第二加速度。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定所述追踪航天器在远距离导引段的最长飞行时间，包括：对所述预设交会对接时间和所述近程飞行时间进行差值运算，得到所述最长飞行时间；和/或，在所述确定所述追踪航天器在远距离导引段的最长飞行时间之后，还包括：根据所述最长飞行时间、所述第二速度增量和所述第二加速度，计算得到所述第二脉冲的最晚开机时刻；
所述最晚开机时刻通过如下公式确定：其中，所述t
2max
用于表示所述最晚开机时刻；所述t
yuan_max
用于表示所述最长飞行时间；所述V
p2
用于表示所述第二速度增量；所述a2用于表示所述第二加速度。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定所述追踪航天器在入轨时的初始相位角偏差，包括：对所述最长飞行时间和所述最短飞行时间进行差值运算，得到波动时间；根据所述波动时间计算得到所述初始相位角偏差；所述初始相位角偏差通过如下公式确定：其中，所述θ
bodong
用于表示所述初始相位角偏差；所述t
yuan_max<...

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