本发明专利技术公开了一种在近圆轨道航天器后方根据相对运动特征量进行伴飞初始化控制的方法。该方法包括轨道周期解算模块、相对运动特征量解算模块、轨道控制策略模块以及推力器开关机控制模块。该控制方法存储于追踪航天器数据处理单元内，借助追踪航天器上装备的相对跟瞄设备、INS/GPS组合导航设备和推力器控制追踪航天器在目标航天器的后方区域内由逼近状态转换为长期、稳定的伴飞状态。该控制方法具有数据处理过程简洁，计算量小，控制效果好的优点。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术，涉及在近圆轨道条件下，追踪航天器在目标航天器后方建立长期、稳定伴飞状态的一种控制方法，属于航天器近程相对运动控制
技术介绍
航天器的伴飞初始化控制技术主要是通过轨道控制使追踪航天器由逐渐逼近目标航天器的状态转变为在目标航天器后方建立长期、稳定的伴飞状态的控制方法。航天器的伴飞初始化控制技术是空间交会对接任务、空间在轨服务与目标监视任务中的重要控制技术。由于运载火箭以化学推进剂作为燃料，自身运载能力有限，所以大型的航天任务通常需要将有效载荷分批发射，然后在近地轨道通过交会对接的方式实现任务航天器的组装。在交会对接任务中，通常在目标航天器后方的逼近通道上设计多个长时段停泊点。这些停泊点一方面用于降低追踪航天器逼近目标航天器的速度，另一方面便于地面测控人员检查追踪航天器与目标航天器的运行状态，并决定是否进行下一阶段的逼近或对接操作。航天器的伴飞初始化控制技术可以控制追踪航天器建立上述的停泊状态。伴随着卫星导航、卫星通信以及卫星对地观测技术的广泛应用，涉及上述功能的航天器逐渐被其所有者视为不可或缺的重要资产。对于这些重要资产的检测与维护，以及对于具有潜在威胁的空间目标的侦查、监视与干预成为近些年来航天领域所普遍讨论的话题。空间在轨服务与目标监视任务中，目标航天器后方的伴飞区域是一个位置极佳的观测位置。位于该区域的追踪航天器可以对目标航天器进行视场稳定的近距离观测。航天器的伴飞初始化控制技术可以控制追踪航天器在该区域建立长期、稳定的伴飞状态。传统的伴飞初始化控制技术主要是根据希尔(Hill-ClohessyWiltshire HCff)方程设计控制方法。基于HCW方程设计的伴飞初始化控制方法以追踪航天器与目标航天器间的相对位置和相对速度作为控制输入，具有计算量小，数据处理简洁的优点，便于在实际工程中实现。但由于HCW方程中假设条件的局限性，基于HCW方程设计的伴飞初始化控制方法所建立的伴飞状态维持时间较短，需要在控制完成后额外进行多次的伴飞维持控制，燃料消耗较多。基于相对轨道要素(Relative Orbital Elements :R0E)方程设计的控制方法是另外一种伴飞初始化控制方法。由于ROE方程在模型精度上优于HCW方程，所以基于ROE 方程设计的伴飞初始化控制方法所建立的伴飞状态维持时间较长，在控制完成后需要额外进行伴飞维持控制的次数较少，燃料消耗也相应的减少。但由于基于ROE方程设计的伴飞初始化控制方法以相对的平均轨道要素作为控制变量，需要进行繁琐的迭代求解计算或滤波估计处理，增加了追踪航天器的数据处理负担。
技术实现思路
本专利技术为了协调现有的伴飞初始化控制中 的数据处理量与控制效果之间的矛盾，在基于ROE方程设计的控制方法的基础上，改进了控制量解算方法，优化了数据处理流程， 设计了。本专利技术所述的伴飞初始化控制方法存储于追踪航天器上装备的数据处理单元内，根据同时装备的相对跟瞄设备输出的相对位置与相对速度信息，INS/GPS组合导航设备输出的追踪航天器的惯性位置与速度信息以及轨道控制时加速度计输出的比力信息，通过相应的数据解算和控制策略，控制推力器的开机、关机操作，使追踪航天器由逼近目标航天器的状态转变为长期、稳定的伴飞状态。本专利技术所述的基于航天器间相对运动特征量的伴飞初始化控制方法包括有轨道周期解算模块、相对运动特征量解算模块、轨道控制策略模块和推力器开关机判断模块。本专利技术，实施步骤如下步骤一轨道周期解算模块(231)的实施轨道周期解算模块(231)的实施包括以下三个步骤步骤1.1 :通过数据总线，接收INS/GPS组合导航设备(202)提供的追踪航天器 200在地球惯性坐标系OeXeYeZe下的位置与速度「0 步骤1. 2 :根据追踪航天器(200)的惯性位置F11与速度得出追踪航天器(200) 的轨道周期T2tltl ；步骤1. 3 :将轨道周期T2tltl输出给相对运动特征量解算模块(232)和轨道控制策略模块(233)。步骤二 相对运动特征量解算模块(232)的实施 相对运动特征量解算模块(232)的实施包括以下三个步骤步骤2.1 :通过数据总线，接收相对跟瞄设备(201)输出的目标航天器(100)在追踪航天器(200)的轨道坐标系OhXhYhZh下的相对位置Δ7和相对速度Δ Γ，以及轨道周期解算模块(231)输出的追踪航天器(200)的轨道周期T2tltl ；步骤2. 2 :采用相对运动特征量解算方法，以T2tltl为周期得出相对运动特征量f ;步骤2. 3 :将相对运动特征量6输出给轨道控制策略模块(233)。步骤三轨道控制策略模块(233)的实施轨道控制策略模块(233)的实施包括以下五个步骤步骤3.1 :通过数据总线，接收相对跟瞄设备(201)输出的目标航天器(100)在追踪航天器(200)的轨道坐标系OhXhYhZh下的相对位置Δ7和相对速度ΛΓ步骤3.2 :读取轨道周期解算模块(231)输出的追踪航天器(200)的轨道周期丁200 ;步骤3. 3 :读取相对运动特征量解算模块(232)输出的相对运动特征量C ;步骤3. 4 :根据伴飞初始化控制策略，生成轨道控制的作用时刻和脉冲作用矢量 Ci1,Μ,) {t2,M9) <i3，M3)和( 4,M4)；步骤3. 5 :将轨道控制的作用时刻和脉冲作用矢量Iit1Ui2，風)，( 3，#3)和 ( 4，#4)输出给推力器开关机判断模块(234)。步骤四推力器开关机判断模块(234)的实施推力器开关机判断模块(234)的实施包括以下四个步骤步骤4.1:通过数据总线，接收INS/GPS组合导航设备(202)输出的比力矢量BC20Q \步骤4. 2 :读取轨道控制策略模块(233)输出的4次轨道控制A1, A2, A3和A4的作用时刻和脉冲作用矢量((，碎)佐，風)佐，風)和(纟4，風)；步骤4. 3 :根据比力矢量轨道控制的作用时刻和脉冲作用矢量( ,,#,)> ( 2,Μ2)，(4，風)和(i4，i 4)以及推力器开关机判断条件，分别得出开关机指令cmx、cmy和 cmz ；步骤4. 4 :将推力器开关机指令cmx、cmy和cmz输出给推力器(204)。其中，步骤二中所述的相对运动特征量解算方法，是指根据相对跟瞄设备输出的相对位置，通过加减运算得到追踪航天器与目标航天器间相对运动特征的变量。步骤三中所述的伴飞初始化控制策略，是指根据高精度的相对导航设备输出的信息，确定精确的轨道控制的作用时刻，和根据相对运动特征量和追踪航天器的轨道周期，进行四则运算确定轨道控制的脉冲作用矢量。 本专利技术，具有以下优占-^ \\\ ·①本专利技术所述的控制方法一方面保证了伴飞初始化控制的控制效果，另一方面采用简便易行的控制量解算方法，避免了复杂控制变量的结算，简化了数据处理流程，减少了计算量。②轨道周期解算模块231仅解算追踪航天器的轨道周期，并将其作为唯一的输出量，数据的处理量和传输量得到明显减少。③相对运动特征量解算模块232根据相对跟瞄设备输出的相对位置，通过加减运算得到追踪航天器与目标航天器间相对运动特征的变量。表述形式简明，数据处理简便。由于采用高精度的相对导航信息进行解算，解算的精度可以得到保证。④轨道控制策略本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种基于航天器间相对运动特征量的伴飞初始化控制方法，其特征在于，实施步骤如下：?步骤一：轨道周期解算模块(231)的实施?轨道周期解算模块(231)的实施包括以下三个步骤：?步骤1.1：通过数据总线，接收INS/GPS组合导航设备(202)提供的追踪航天器200在地球惯性坐标系OGXGYGZG下的位置与速度步骤1.2：根据追踪航天器(200)的惯性位置与速度得出追踪航天器(200)的轨道周期T200；?步骤1.3：将轨道周期T200输出给相对运动特征量解算模块(232)和轨道控制策略模块(233)；?步骤二：相对运动特征量解算模块(232)的实施?相对运动特征量解算模块(232)的实施包括以下三个步骤：?步骤2.1：通过数据总线，接收相对跟瞄设备(201)输出的目标航天器(100)在追踪航天器(200)的轨道坐标系OHXHYHZH下的相对位置和相对速度以及轨道周期解算模块(231)输出的追踪航天器(200)的轨道周期T200；?步骤2.2：采用相对运动特征量解算方法，以T200为周期得出相对运动特征量步骤2.3：将相对运动特征量输出给轨道控制策略模块(233)；?步骤三：轨道控制策略模块(233)的实施?轨道控制策略模块(233)的实施包括以下五个步骤：?步骤3.1：通过数据总线，接收相对跟瞄设备(201)输出的目标航天器(100)在追踪航天器(200)的轨道坐标系OHXHYHZH下的相对位置和相对速度步骤3.2：读取轨道周期解算模块(231)输出的追踪航天器(200)的轨道周期T200；?步骤3.3：读取相对运动特征量解算模块(232)输出的相对运动特征量步骤3.4：根据伴飞初始化控制策略，生成轨道控制的作用时刻和脉冲作用矢量?和步骤3.5：将轨道控制的作用时刻和脉冲作用矢量和?输出给推力器开关机判断模块(234)；?步骤四：推力器开关机判断模块(234)的实施?推力器开关机判断模块(234)的实施包括以下四个步骤：?步骤4.1：通过数据总线，接收INS/GPS组合导航设备(202)输出的比力矢量?步骤4.2：读取轨道控制策略模块(233)输出的4次轨道控制A1，A2，A3和A4的作用时刻和脉冲作用矢量和步骤4.3：根据比力矢量轨道控制的作用时刻和脉冲作用矢量和以及推力器开关机判断条件，分别得出开关机指令cmx、cmy和cmz。?步骤4.4：将推力器开关机指令cmx、cmy和cmz输出给推力器（204）。?FDA00002664339700011.jpg,FDA00002664339700012.jpg,FDA00002664339700013.jpg,FDA00002664339700014.jpg,FDA00002664339700015.jpg,FDA00002664339700016.jpg,FDA00002664339700017.jpg,FDA00002664339700018.jpg,FDA00002664339700019.jpg,FDA000026643397000110.jpg,FDA000026643397000111.jpg,FDA000026643397000112.jpg,FDA000026643397000113.jpg,FDA000026643397000114.jpg,FDA000026643397000115.jpg,FDA000026643397000116.jpg,FDA000026643397000117.jpg,FDA000026643397000118.jpg,FDA000026643397000119.jpg,FDA00002664339700021.jpg,FDA00002664339700022.jpg,FDA00002664339700023.jpg,FDA00002664339700024.jpg,FDA00002664339700025.jpg,FDA00002664339700026.jpg,FDA00002664339700027.jpg,FDA00002664339700028.jpg,FDA00002664339700029.jpg,FDA000026643397000210.jpg...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：王楷，徐世杰，王大轶，何英姿，汤亮，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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