深空探测的交会制导方法、装置、计算设备及存储介质制造方法及图纸

本发明专利技术涉及交会制导技术领域，特别涉及一种深空探测的交会制导方法、装置、计算设备及存储介质。其中，方法应用于追踪航天器的星上制导系统，包括：在追踪航天器从地球到达太空的入轨位置时，根据地面控制系统的制导指令制导，以使追踪航天器从入轨位置到达远程锚点；基于预先获取的远程锚点的轨道信息和近程锚点的标称值进行自主远程导引制导，以使追踪航天器从远程锚点到达近程锚点；基于近程锚点的标称值和目标航天器的轨道信息进行自主近程导引制导，以使追踪航天器与目标航天器进行自主交会对接。本方案，通过插入远程锚点和近程锚点，使追踪航天器能够从地球发射入轨后，由远及近地直接与目标航天器对接，能够大大减少时间和燃料的浪费。时间和燃料的浪费。时间和燃料的浪费。

【技术实现步骤摘要】
深空探测的交会制导方法、装置、计算设备及存储介质


[0001]本专利技术实施例涉及交会制导
，特别涉及一种深空探测的交会制导方法、装置、计算设备及存储介质。

技术介绍

[0002]随着航空航天技术的不断发展，出现各种深空探测任务，例如火星探测任务、月球探测任务等。在深空探测任务中，从地球表面发射的追踪航天器常常需要与运行在目标天体(即被探测天体)上空的目标航天器进行交会对接。
[0003]然而，在追踪航天器脱离火箭进入太空轨道后，传统的深空探测的交会制导方法是通过地面导引方式使追踪航天器降落至目标天体，然后追踪航天器由目标天体表面起飞，不断接近位于目标天体上空的目标航天器来进行交会对接。这种先导引至目标天体表面，再从目标天体表面升空的传统深空探测交会制导方法，十分浪费时间和燃料。
[0004]因此，亟需一种新的深空探测的交会制导方法。

技术实现思路

[0005]为了解决传统的深空探测的交会制导方法比较浪费时间和浪费燃料的问题，本专利技术实施例提供了一种深空探测的交会制导方法、装置、计算设备及存储介质。
[0006]第一方面，本专利技术实施例提供了一种深空探测的交会制导方法，应用于追踪航天器的星上制导系统，方法包括：
[0007]在所述追踪航天器从地球到达太空的入轨位置时，根据地面控制系统的制导指令制导，以使所述追踪航天器从所述入轨位置到达远程锚点；其中，所述制导指令是根据预先确定的入轨位置和所述远程锚点的轨道信息确定的；
[0008]基于预先获取的所述远程锚点的轨道信息和近程锚点的标称值进行自主远程导引制导，以使所述追踪航天器从所述远程锚点到达所述近程锚点；
[0009]基于所述近程锚点的标称值和目标航天器的轨道信息进行自主近程导引制导，以使所述追踪航天器与所述目标航天器进行自主交会对接；其中，所述目标航天器围绕目标天体运行。
[0010]第二方面，本专利技术实施例还提供了一种深空探测的交会制导装置，设置于追踪航天器的星上制导系统，装置包括：
[0011]第一制导单元，用于在所述追踪航天器从地球到达太空的入轨位置时，根据地面控制系统的制导指令制导，以使所述追踪航天器从所述入轨位置到达远程锚点；其中，所述制导指令是根据预先确定的入轨位置和所述远程锚点的轨道信息确定的；
[0012]第二制导单元，用于基于预先获取的所述远程锚点的轨道信息和近程锚点的标称值进行自主远程导引制导，以使所述追踪航天器从所述远程锚点到达所述近程锚点；
[0013]第三制导单元，用于基于所述近程锚点的标称值和目标航天器的轨道信息进行自主近程导引制导，以使所述追踪航天器与所述目标航天器进行自主交会对接；其中，所述目
标航天器围绕目标天体运行。
[0014]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，实现本说明书任一实施例所述的方法。
[0015]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，令计算机执行本说明书任一实施例所述的方法。
[0016]本专利技术实施例提供了一种深空探测的交会制导方法、装置、计算设备及存储介质，应用于追踪航天器的星上制导系统，首先，在追踪航天器从地球到达太空的入轨位置时，星上制导系统根据地面控制系统发来的制导指令来制导，以使追踪航天器从入轨位置到达远程锚点；其中，制导指令是根据预先确定的入轨位置和远程锚点的轨道信息确定的；然后，星上制导系统基于预先获取的远程锚点的轨道信息和近程锚点的标称值，进行自主远程导引制导，以使追踪航天器从远程锚点到达近程锚点；最后，星上制导系统基于近程锚点的标称值和目标航天器的轨道信息进行自主近程导引制导，以使追踪航天器与围绕目标天体运行的目标航天器进行自主交会对接。本方案，通过插入远程锚点和近程锚点，使追踪航天器能够从地球发射入轨后，由远及近地直接阶梯靠近目标航天器与其对接，相较于传统方法先导引至目标天体表面，再从目标天体表面升空进行交会对接的方式，能够大大减少时间和燃料的浪费。
附图说明
[0017]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。
[0018]图1是本专利技术一实施例提供的一种深空探测的交会制导方法的流程图；
[0019]图2是本专利技术一实施例提供的近程锚点的空间位置示意图；
[0020]图3是本专利技术一实施例提供的一种计算设备的硬件架构图；
[0021]图4是本专利技术一实施例提供的一种深空探测的交会制导装置结构图。
具体实施方式
[0022]为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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的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。
[0023]如前所述，深空探测任务是指脱离地球引力，进入太阳系空间和宇宙空间的探测活动，例如火星探测任务、月球探测任务等。然而，在追踪航天器脱离火箭进入太空轨道后，传统的深空探测的交会制导方法是通过地面导引方式使追踪航天器降落至目标天体，然后追踪航天器由目标天体表面起飞，不断接近位于目标天体上空的目标航天器来进行交会对接。这种先导引至目标天体表面，再从目标天体表面升空的传统深空探测交会制导方法，十
分浪费时间和燃料。
[0024]为了解决上述技术问题，专利技术人可以考虑在入轨位置与目标航天器之间设计一个远程锚点和一个近程锚点，那么可以使得追踪航天器能够从地球发射入轨后，由远及近地直接阶梯靠近目标航天器，即先从入轨位置到远程锚点，再由远程锚点到近程锚点，直至从近程锚点向目标航天器出发与其对接，以此来实现时间和燃耗的优化。
[0025]下面描述以上构思的具体实现方式。
[0026]请参考图1，本专利技术实施例提供了一种深空探测的交会制导方法，应用于追踪航天器的星上制导系统，该方法包括：
[0027]步骤100，在追踪航天器从地球到达太空的入轨位置时，根据地面控制系统的制导指令制导，以使追踪航天器从入轨位置到达远程锚点；其中，制导指令是根据预先确定的入轨位置和远程锚点的轨道信息确定的；
[0028]步骤102，基于预先获取的远程锚点的轨道信息和近程锚点的标称值进行自主远程导引制导，以使追踪航天器从远程锚点到达近程锚点；
[0029]步骤104，基于近程锚点的标称值和目标航天器的轨道信息进行自主近程导引制导，以使追踪航天器与目标航天器进行自主交会对接；其中，目标航天器围绕目标天体运行。
[0030]本专利技术实本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种深空探测的交会制导方法，其特征在于，应用于追踪航天器的星上制导系统，包括：在所述追踪航天器从地球到达太空的入轨位置时，根据地面控制系统的制导指令制导，以使所述追踪航天器从所述入轨位置到达远程锚点；其中，所述制导指令是根据预先确定的入轨位置和所述远程锚点的轨道信息确定的；基于预先获取的所述远程锚点的轨道信息和近程锚点的标称值进行自主远程导引制导，以使所述追踪航天器从所述远程锚点到达所述近程锚点；基于所述近程锚点的标称值和目标航天器的轨道信息进行自主近程导引制导，以使所述追踪航天器与所述目标航天器进行自主交会对接；其中，所述目标航天器围绕目标天体运行。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述远程锚点的轨道信息是通过如下方式确定的：基于任务约束和捕获轨道，确定第一约束模型；基于从远程锚点到近程锚点的时间约束，确定第二约束模型；基于星上远程敏感器的有效测量视场，确定第三约束模型；基于地面导引与星上自主导引的精度握手条件，确定第四约束模型；基于所述第一约束模型、所述第二约束模型、所述第三约束模型和所述第四约束模型，确定所述远程锚点的轨道信息。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述第二约束模型为：N1＝∈[2，N
max
]式中，N1和N2分别为从远程锚点到近程锚点所需的相位调节脉冲的数量和精确调整脉冲的数量，t1和t2分别为所述相位调节脉冲和所述精确调整脉冲所在轨道的运行周期，N
max
为相位调节脉冲数量的最大值，t
max
为所述时间约束。4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述第三约束模型为：4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述第三约束模型为：式中，S1为所述远程锚点相对于所述目标航天器的空间方位，a
T
为目标航天器的轨道半长轴，hp和ha分别为所述远程锚点所在轨道的近球点距目标天体球心的距离和远球点距目标天体球心的距离，λ为远程锚点相对于目标航天器的相位角差，δ
a
为星上远程敏感器的有效测量视场，a
c
为远程锚点所在轨道的轨道半长轴，N1和N2分别为从远程锚点到近程锚点所需的相位调节脉冲的数量和精确调整脉冲的数量。
5.根据权利要求1
‑
4中任一项所述的方法，其特征在于，所述近程锚点的标称值是通过如下方式确定的：基于星上近程敏感器的有效测量视场，确定近程锚点与目标...

【专利技术属性】
技术研发人员：解永春，苏晏，蔡彪，胡海霞，陈长青，王敏，刘涛，张一，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：