一种基于锚点和联合调相的快速制导方法技术

本发明专利技术提供了一种基于锚点和联合调相的快速制导方法，其中方法包括：通过任务需求确定标称锚点位置，然后基于标称锚点确定出联合调相制导方程组，以由联合调相制导方程组迭代求解快速制导的最优解，通过对每一次迭代得到的最优解进行仿真，可以得到该最优解对应的实际锚点位置，通过该实际锚点位置和标称锚点计算出本次求解对应的修正量，以根据本次求解对应的修正量是否在误差允许的范围内，从而确定是否停止迭代，并将停止迭代求解出的最优解作为快速制导的精确解，进而可以利用该精确解对追踪航天器进行快速制导

【技术实现步骤摘要】
一种基于锚点和联合调相的快速制导方法


[0001]本专利技术实施例涉及航天器制导控制
，特别涉及一种基于锚点和联合调相的快速制导方法
。

技术介绍

[0002]航天器的远程交会是实现航天器交会对接任务中的一个重要的阶段
。
目前，远程交会策略包括两类：一类是特殊点变轨的策略，另一类是综合变轨策略
。
由于特殊点变轨的策略中特殊点的位置固定，物理意义明显，被广泛应用
。
但是对于快速交会对接的任务，时间要求严格，需要在有限的时间内完成追踪航天器轨道偏差的修正以及追踪航天器和目标航天器之间相位的调整，导致变轨位置难以保证在特殊点，此时需要综合变轨策略完成远程交会
。
[0003]远程交会的终点一般通过判断追踪航天器是否到达锚点来考核制导效果，在快速远程交会的过程中，不仅需要通过综合变轨策略完成对轨道偏差的修正，同时还要满足追踪航天器和目标航天器之间的相位约束
。
目前，专门针对航天器基于锚点的设定的快速制导方法的研究仍相对稀缺，有必要设计出一种可以根据设定本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种基于锚点和联合调相的快速制导方法，其特征在于，包括：步骤
100、
根据任务需求确定标称锚点位置；步骤
102、
根据所述标称锚点获取轨道要素的修正方程和相位调整方程，以将所述轨道要素的修正方程和所述相位调整方程组成为联合调相制导方程组；步骤
104、
将所述联合调相制导方程组的求解转化为用于进行非线性规划问题的求解函数，以利用序列二次型规划算法对所述求解函数的非线性规划问题进行求解，得到快速制导的最优解；步骤
106、
根据追踪航天器和目标航天器的初始条件，在二体轨道动力学模型下对该最优解进行仿真，以得到该最优解对应的实际锚点位置，根据该最优解对应的实际锚点和所述标称锚点计算本次求解对应的修正量，确定本次求解对应的修正量是否在误差允许的范围内，若是，将本次求解得到的快速制导的最优解作为快速制导的精确解；若否，则利用该修正量对所述联合调相制导方程组中轨道要素和相位进行修正，并利用修正后的所述联合调相制导方程组返回执行步骤
104
进行下一次求解，直到求解得到的修正量在误差允许的范围内
。2.
根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据任务需求确定标称锚点位置，包括：根据任务需求中停泊点位置
、
追踪航天器由标称锚点向停泊点的转移时间
、
目标航天器的轨道角速度，计算在交会对接坐标系的
x
轴方向上追踪航天器由标称锚点向停泊点转移的运动距离；其中，所述交会对接坐标系中，原点位于目标航天器的质心
、z
轴沿着目标航天器指向中心天体质心的方向，
y
轴沿着目标航天器轨道角动量方向，
x
轴沿着其和
y
轴
、z
轴构成右手正交坐标系的方向；基于切向脉冲速度增量的上限确定标称锚点在
z
轴上的坐标上限，以及，基于目标航天器和追踪航天器之间允许的安全距离确定标称锚点在
z
轴上的坐标下限；根据所述运动距离
、
标称锚点在
z
轴上的坐标上限和坐标下限，确定出在所述交会对接坐标系中标称锚点与目标航天器的相对位置以及标称锚点处的追踪航天器与目标航天器的相对速度；根据快速远距离交会的时间，外推出目标航天器在惯性系下的终点位置向量和速度向量，并根据标称锚点的相对位置和相对速度，计算惯性系下标称锚点的绝对位置向量和绝对速度向量
。3.
根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据所述标称锚点获取轨道要素的修正方程和相位调整方程，包括：根据惯性系下标称锚点的绝对位置向量和绝对速度向量，计算出标称锚点的轨道要素以及快速远距离交会终点处目标航天器的轨道要素；基于所述标称锚点的轨道要素和初始时刻追踪航天器的轨道要素，确定轨道要素的修正方程；基于标称锚点的轨道要素以及快速远距离交会终点处目标航天器的轨道要素，确定在快速远距离交会过程中对追踪航天器的调整相位差；确定追踪航天器和目标航天器在快速远距离交会过程中分别转过的角度，将追踪航天转过的角度与目标航天器转过的角度之差与所述调整相位差相等，以得到联立的相位调整
方程
。4.
根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述轨道要素的修正方程是基于周向速度增量对追踪航天器的轨道要素进行修正得到的，所述轨道要素的修正方程为：
2(dV1cosf
c1
+dV2cosf
c2
)
＝
(e
anchor
‑
e
c
)
‑
e
c
(dV1sin2f
c1
+dV2sin2f
c2
)2(dV1sinf
c1
+dV2sinf
c2
)
＝
e
c
(w
anchor
‑
w
c
)+e
c
(dV1cosf
c1
sinf
c1
+dV2cosf
c2
sinf
c2
)
其中，
dV1、dV2是追踪航天器两次变轨的周向速度增量无量纲化的表示，
Δ
v
为周向速度增量，
μ
是中心天体的引力常数，
f
c1
、f
c2
分别为追踪航天器两次变轨的真近点角，
a
anchor
、e
anchor
、w
anchor
分别为追踪航天器在标称锚点处的轨道半长轴
、
偏心率和近地点幅角；
a
c
、e
c
、w
c
分别为初始时刻追踪航天器的轨道半长轴
、
偏心率和近地点幅角
。5.
根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述轨道要素的修正方程是基于周向速度增量和径向速度增量对追踪航天器的轨道要素进行修正得到的，所述轨道要素的修正方程为：
(e
anchor
‑
e
c
)
＝
[2(dV
1t
cosf
c1
+dV
2t
cosf

【专利技术属性】
技术研发人员：解永春，胡海霞，王高阳，张一，刘涛，陈长青，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：