專利名稱：一種基于航天器間相對運動特征量的伴飛初始化控制方法
一種基于航天器間相對運動特征量的伴飛初始化控制方法技術領域：
本發明一種基于航天器間相對運動特征量的伴飛初始化控制方法，涉及在近圓軌道條件下，追蹤航天器在目標航天器后方建立長期、穩定伴飛狀態的一種控制方法，屬于航天器近程相對運動控制技術領域。背景技術：
航天器的伴飛初始化控制技術主要是通過軌道控制使追蹤航天器由逐漸逼近目標航天器的狀態轉變為在目標航天器后方建立長期、穩定的伴飛狀態的控制方法。航天器的伴飛初始化控制技術是空間交會對接任務、空間在軌服務與目標監視任務中的重要控制技術。
由于運載火箭以化學推進劑作為燃料，自身運載能力有限，所以大型的航天任務通常需要將有效載荷分批發射，然后在近地軌道通過交會對接的方式實現任務航天器的組裝。在交會對接任務中，通常在目標航天器后方的逼近通道上設計多個長時段停泊點。這些停泊點一方面用于降低追蹤航天器逼近目標航天器的速度，另一方面便于地面測控人員檢查追蹤航天器與目標航天器的運行狀態，并決定是否進行下一階段的逼近或對接操作。航天器的伴飛初始化控制技術可以控制追蹤航天器建立上述的停泊狀態。
伴隨著衛星導航、衛星通信以及衛星對地觀測技術的廣泛應用，涉及上述功能的航天器逐漸被其所有者視為不可或缺的重要資產。對于這些重要資產的檢測與維護，以及對于具有潛在威脅的空間目標的偵查、監視與干預成為近些年來航天領域所普遍討論的話題。空間在軌服務與目標監視任務中，目標航天器后方的伴飛區域是一個位置極佳的觀測位置。位于該區域的追蹤航天器可以對目標航天器進行視場穩定的近距離觀測。航天器的伴飛初始化控制技術可以控制追蹤航天器在該區域建立長期、穩定的伴飛狀態。
傳統的伴飛初始化控制技術主要是根據希爾(Hill-ClohessyWiltshire HCff)方程設計控制方法。基于HCW方程設計的伴飛初始化控制方法以追蹤航天器與目標航天器間的相對位置和相對速度作為控制輸入，具有計算量小，數據處理簡潔的優點，便于在實際工程中實現。但由于HCW方程中假設條件的局限性，基于HCW方程設計的伴飛初始化控制方法所建立的伴飛狀態維持時間較短，需要在控制完成后額外進行多次的伴飛維持控制，燃料消耗較多。基于相對軌道要素(Relative Orbital Elements :R0E)方程設計的控制方法是另外一種伴飛初始化控制方法。由于ROE方程在模型精度上優于HCW方程，所以基于ROE 方程設計的伴飛初始化控制方法所建立的伴飛狀態維持時間較長，在控制完成后需要額外進行伴飛維持控制的次數較少，燃料消耗也相應的減少。但由于基于ROE方程設計的伴飛初始化控制方法以相對的平均軌道要素作為控制變量，需要進行繁瑣的迭代求解計算或濾波估計處理，增加了追蹤航天器的數據處理負擔。
發明內容
本發明為了協調現有的伴飛初始化控制中 的數據處理量與控制效果之間的矛盾，在基于ROE方程設計的控制方法的基礎上，改進了控制量解算方法，優化了數據處理流程， 設計了一種基于航天器間相對運動特征量的伴飛初始化控制方法。本發明所述的伴飛初始化控制方法存儲于追蹤航天器上裝備的數據處理單元內，根據同時裝備的相對跟瞄設備輸出的相對位置與相對速度信息，INS/GPS組合導航設備輸出的追蹤航天器的慣性位置與速度信息以及軌道控制時加速度計輸出的比力信息，通過相應的數據解算和控制策略，控制推力器的開機、關機操作，使追蹤航天器由逼近目標航天器的狀態轉變為長期、穩定的伴飛狀態。本發明所述的基于航天器間相對運動特征量的伴飛初始化控制方法包括有軌道周期解算模塊、相對運動特征量解算模塊、軌道控制策略模塊和推力器開關機判斷模塊。
本發明一種基于航天器間相對運動特征量的伴飛初始化控制方法，實施步驟如下
步驟一軌道周期解算模塊(231)的實施
軌道周期解算模塊(231)的實施包括以下三個步驟
步驟1.1 :通過數據總線，接收INS/GPS組合導航設備(202)提供的追蹤航天器 200在地球慣性坐標系OeXeYeZe下的位置與速度「0
步驟1. 2 :根據追蹤航天器(200)的慣性位置F11與速度得出追蹤航天器(200) 的軌道周期T2tltl ；
步驟1. 3 :將軌道周期T2tltl輸出給相對運動特征量解算模塊(232)和軌道控制策略模塊(233)。
步驟二 相對運動特征量解算模塊(232)的實施
相對運動特征量解算模塊(232)的實施包括以下三個步驟
步驟2.1 :通過數據總線，接收相對跟瞄設備(201)輸出的目標航天器(100)在追蹤航天器(200)的軌道坐標系OhXhYhZh下的相對位置Δ7和相對速度Δ Γ，以及軌道周期解算模塊(231)輸出的追蹤航天器(200)的軌道周期T2tltl ；
步驟2. 2 :采用相對運動特征量解算方法，以T2tltl為周期得出相對運動特征量f ;
步驟2. 3 :將相對運動特征量6輸出給軌道控制策略模塊(233)。
步驟三軌道控制策略模塊(233)的實施
軌道控制策略模塊(233)的實施包括以下五個步驟
步驟3.1 :通過數據總線，接收相對跟瞄設備(201)輸出的目標航天器(100)在追蹤航天器(200)的軌道坐標系OhXhYhZh下的相對位置Δ7和相對速度ΛΓ
步驟3.2 :讀取軌道周期解算模塊(231)輸出的追蹤航天器(200)的軌道周期丁200 ;
步驟3. 3 :讀取相對運動特征量解算模塊(232)輸出的相對運動特征量C ;
步驟3. 4 :根據伴飛初始化控制策略，生成軌道控制的作用時刻和脈沖作用矢量 Ci1,Μ,) {t2,M9) <i3，M3)和( 4,M4)；
步驟3. 5 :將軌道控制的作用時刻和脈沖作用矢量Iit1Ui2，風)，( 3，#3)和 ( 4，#4)輸出給推力器開關機判斷模塊(234)。
步驟四推力器開關機判斷模塊(234)的實施
推力器開關機判斷模塊(234)的實施包括以下四個步驟
步驟4.1:通過數據總線，接收INS/GPS組合導航設備(202)輸出的比力矢量BC20Q \
步驟4. 2 :讀取軌道控制策略模塊(233)輸出的4次軌道控制A1, A2, A3和A4的作用時刻和脈沖作用矢量((，碎)佐，風)佐，風)和(纟4，風)；
步驟4. 3 :根據比力矢量軌道控制的作用時刻和脈沖作用矢量( ,,#,)> ( 2,Μ2)，(4，風)和(i4，i 4)以及推力器開關機判斷條件，分別得出開關機指令cmx、cmy和 cmz ；
步驟4. 4 :將推力器開關機指令cmx、cmy和cmz輸出給推力器(204)。
其中，步驟二中所述的相對運動特征量解算方法，是指根據相對跟瞄設備輸出的相對位置，通過加減運算得到追蹤航天器與目標航天器間相對運動特征的變量。
步驟三中所述的伴飛初始化控制策略，是指根據高精度的相對導航設備輸出的信息，確定精確的軌道控制的作用時刻，和根據相對運動特征量和追蹤航天器的軌道周期，進行四則運算確定軌道控制的脈沖作用矢量。
本發明一種基于航天器間相對運動特征量的伴飛初始化控制方法，具有以下優占-^ \\\ ·
①本發明所述的控制方法一方面保證了伴飛初始化控制的控制效果，另一方面采用簡便易
行的控制量解算方法，避免了復雜控制變量的結算，簡化了數據處理流程，減少了計算量。
②軌道周期解算模塊231僅解算追蹤航天器的軌道周期，并將其作為唯一的輸出量，數據的處理量和傳輸量得到明顯減少。
③相對運動特征量解算模塊232根據相對跟瞄設備輸出的相對位置，通過加減運算得到追蹤航天器與目標航天器間相對運動特征的變量。表述形式簡明，數據處理簡便。由于采用高精度的相對導航信息進行解算，解算的精度可以得到保證。
④軌道控制策略模塊233根據高精度的相對導航信息確定精確的軌道控制的作用時刻，根據相對運動特征量和追蹤航天器的軌道周期進行四則運算確定軌道控制的脈沖作用矢量，具有數據處理簡便的優點。
⑤推力器開關機判斷模塊234在生成推力器開機關機指令時采用INS/GPS組合導航設備中的加速度計進行實時測量，提高了軌道控制的控制精度。

圖1是伴飛初始化控制示意圖。
圖2是本發明中伴飛初始化的信息處理流程圖。
圖3是目標航天器相對于追蹤航天器的運動規律示意圖。
圖4A、4B、4C、4D、4E、4F是伴飛初始化控制的數值仿真結果比較圖。
其中，圖1中所述的A1, A2, A3和A4分別表示軌道控制策略模塊233輸出的第I次軌道控制，第2次軌道控制，第3次軌道控制和第4次軌道控制。
其中，圖4A、4B為基于HCW方程的伴飛初始化控制的數值仿真結果；圖4(、40為基于ROE方程的伴飛初始化控制的數值仿真結果；圖4E、4F為基于相對運動特征量的伴飛初始化控制的數值仿真結果。
其中，圖4A、4B、4C、4D、4E、4F中所述的x(km)，y(km)，z(km)中的km表示以千米為單位，所述的t (軌道周期)表示以追蹤航天器的軌道周期為單位。
圖中序號說明如下100為目標航天器，200為追蹤航天器；300為目標航天器后方的伴飛區域；201為相對跟瞄設備、202為INS/GPS組合導航設備、203為數據處理單元、204 為推力器；231為軌道周期解算模塊、232為相對運動特征量解算模塊、233為軌道控制策略模塊、234為推力器開關機判斷模塊具體實施方式
下面將結合附圖對本發明做進一步的詳細說明。
參見圖1所示的伴飛初始化控制示意圖，目標航天器100位于偏心率接近于O的近圓形地球軌道上，處于被動運動狀態。追蹤航天器200在目標航天器100的后方沿中心漸變的橢圓線(圖中虛線)逐漸逼近目標航天器100，并期望在目標航天器100后方的長方形伴飛區域300內建立長期、穩定的伴飛狀態。
本發明中伴飛初始化控制方法是指控制追蹤航天器200由逼近狀態轉變為伴飛狀態的過程。所述的追蹤航天器200的逼近狀態為追蹤航天器200沿中心漸變的橢圓線逐漸逼近目標航天器100的狀態，所述的追蹤航天器200的伴飛狀態為追蹤航天器200在目標航天器100后方的長方形區域內進行伴飛。
本發明基于航天器間相對運動特征量的伴飛初始化控制方法中，所述的進行伴飛初始化控制的追蹤航天器200需要配備相對跟瞄設備201、INS/GPS組合導航設備202、數據處理單元203以及推力器204。基于航天器間相對運動特征量的伴飛初始化控制方法借助上述設備使追蹤航天器200在逼近到目標航天器100后方的伴飛區域300后，通過施加4次軌道控制4、A2、A3和A4,建立長期、穩定的伴飛狀態。所述的軌道控制是指追蹤航天器200 的數據處理單元203根據相對跟瞄設備201和INS/GPS組合導航設備202提供的導航數據， 結合數據解算與軌道控制策略，控制推力 器204的開關，以達到將追蹤航天器200由逼近狀態轉變為伴飛狀態的目的。其中，第I次軌道控制記為A1，第2次軌道控制記為A2,……， 第4次軌道控制記為A4。
參見圖2所示，本發明所述伴飛初始化控制的信息流在追蹤航天器200裝備的相對跟瞄設備201、INS/GPS組合導航設備202、數據處理單元203和推力器204間傳遞。
相對跟瞄設備201 :相對跟瞄設備201通過相對導航敏感器測量和濾波估計方法處理將目標航天器100在追蹤航天器200的軌道坐標系OhXhYhZh下的相對位置 Ar = [Ax Ay Δζ|和相對速度AF = [Air Ay 輸出給數據處理單元203。所述追蹤航天器200的軌道坐標系O η X H Y H Z η是指該坐標系的原點O η位于追蹤航天器200的質心，平面O H X Η ζ H位于航天器運行的軌道平面，OhZh由追蹤航天器200的質心指向地球中心，O η X H軸垂直于O η Z 向前，O η Y H軸由右手定則確定。所述八^八7和 Δ ζ是指相對位置Δ7在軌道坐標系OhXhYhZh下沿OhXh、OhYh和O11Z11軸的投影。所;ΙΛχ、Δ夕和&是指相對速度Δ 7在軌道坐標系OhXhYhZh下沿OhX H、Oh Y η和O η Z η軸的投影。
INS/GPS組合導航設備202 :1NS/GPS組合導航設備202通過慣性導航技術、 衛星定位技術和濾波估計方法處理將追蹤航天器200在地球慣性坐標系OeXeYeZ G 下的位置 Z200 = [X200 7 u0 Z200Γ、速度 P200 = [^200 -F^ou ^00 Γ 以及軌道控制時在軌道坐標系OhXHhYhZh下INS/GPS組合導航設備202中的加速度計輸出的比力矢量 SC2OO = [acr acy ac,]T輸出給數據處理單元203。所述地球慣性坐標系OeXeYeZe是指該坐標系的原點Oe位于地球中心，平面OeXeYe位于地球赤道平面，OgXg軸指向春分點，OXZg軸垂直于地球赤道平面，指向北極，OgYg軸由右手定則確定。所述x2(l(l、y200和Z2tltl為慣性位置 F3nn在地球慣性坐標系OeXeYeZe下沿OeXp OgYg和OeZe軸的投影。所述矣、夕■和矣為慣性速度在地球慣性坐標系OeXeYeZe下沿OeXp OgYg和OeZe軸的投影。所述加速度計輸出的比力矢量是指加速度計測量得到的加速度矢量中的非萬有引力部分。所述acx、acy 和acz為比力矢量在追蹤航天器200的軌道坐標系OhXhYhZh下沿0ΗΧΗ、 0ΗΥΗ和OhZh軸的投影。
數據處理單元203 :數據處理單元203用于存儲本發明所述的伴飛初始化控制方法。伴飛初始化控制方法包括四個部分，分別為軌道周期解算模塊231，相對運動特征量解算模塊232、軌道控制策略模塊233和推力器開關機判斷模塊234。
推力器204 :推力器204接收數據處理單元203輸出推力器開關機指令cmx、cmy和 CHlz，控制相應的推力器組工作，為本發明所述的伴飛初始化控制提供控制力。當推力器開關機指令cmx、cmy、cmz取值為I時，沿0HXH、OhYh, OhZh軸正向產生控制力的推力器組開始工作。當推力器開關機指令cmx、cmy、cmz取值為-1時,沿0ΗΧΗ、0ΗΥΗ、0ΗΖΗ軸負向產生控制力的推力器組開始工作。當推力器開關機指令cmx、cmy、cmz取值為O時,沿0ΗΧΗ、0ΗΥΗ、0ΗΖΗ軸正、 負向產生控制力的推力器組停止工作。
本發明一種基于航天器間相對運動特征量的伴飛初始化控制方法，具體實施步驟為
步驟一軌道周期解算模塊231的實施
軌道周期解算模塊231的實施包括以下三個步驟
步驟1.1 :接收INS/GPS組合導航設備202輸出的追蹤航天器200在地球慣性坐標系 OgXgYgZg 下的位直/^00 = [I2Q0 y200 么200]與速度P OO =[文200 夕2Q0 么200] >
步驟1. 2 :根據追蹤航天器200的慣性位置F200 = [x200 F20u ^200]1與速度 V200 = [^200 y UO z 00]解算追蹤航天器200的軌道半長軸然后得出追蹤航天器200 的軌道周期T2tltl ；
步驟1. 3 :將追蹤航天器200的軌道周期T2tltl輸出給相對運動特征量解算模塊232 和軌道控制策略模塊233。
所述追蹤航天器200的軌道半長軸a·按照公式
權利要求
1.一種基于航天器間相對運動特征量的伴飛初始化控制方法，其特征在于，實施步驟如下步驟一軌道周期解算模塊(231)的實施軌道周期解算模塊(231)的實施包括以下三個步驟步驟1.1 :通過數據總線，接收INS/GPS組合導航設備(202)提供的追蹤航天器200在地球慣性坐標系OeXeYeZe下的位置Fi與速度F2。。,步驟1. 2 :根據追蹤航天器(200)的慣性位置巧。。與速度F(m得出追蹤航天器(200)的軌道周期T2tltl ；步驟1. 3 :將軌道周期T2tltl輸出給相對運動特征量解算模塊(232)和軌道控制策略模塊 (233)；步驟二 相對運動特征量解算模塊(232)的實施相對運動特征量解算模塊(232)的實施包括以下三個步驟步驟2.1 :通過數據總線，接收相對跟瞄設備(201)輸出的目標航天器(100)在追蹤航天器(200)的軌道坐標系OhXhYhZh下的相對位置和相對速度Δ7,以及軌道周期解算模塊 (231)輸出的追蹤航天器(200)的軌道周期Τ2。。；步驟2. 2 :采用相對運動特征量解算方法，以T2tltl為周期得出相對運動特征量f ;步驟2. 3 :將相對運動特征量5輸出給軌道控制策略模塊(233)；步驟三軌道控制策略模塊(233)的實施軌道控制策略模塊(233)的實施包括以下五個步驟步驟3.1 :通過數據總線，接收相對跟瞄設備(201)輸出的目標航天器(100)在追蹤航天器(200)的軌道坐標系OhXhYhZh下的相對位F\r和相對速度Af;步驟3. 2 :讀取軌道周期解算模塊(231)軋出的追蹤航天器(200)的軌道周期T2tltl ； 步驟3. 3 :讀取相對運動特征量解算模塊(232)輸出的相對運動特征量C，步驟3. 4:根據伴飛初始化控制策略，生成軌道控制的作用時刻和脈沖作用矢量 ft,M1) It2，M2) (t3,M3)和(i4,M4) i步驟3. 5 :將軌道控制的作用時刻和脈沖作用矢量K1，風)(t2,M2) <4,私)和輸出給推力器開關機判斷模塊(234)；步驟四推力器開關機判斷模塊(234)的實施推力器開關機判斷模塊(234)的實施包括以下四個步驟步驟4.1 :通過數據總線，接收INS/GPS組合導航設備(202)輸出的比力矢量i^2。。； 步驟4. 2 :讀取軌道控制策略模塊(233)輸出的4次軌道控制A1, A2, A3和A4的作用時刻和脈沖作用矢量(^，杯)漢2,#2) {t3,Μ^\\( Λ,Ma) ■,步驟4. 3 :根據比力矢量、軌道控制的作用時刻和脈沖作用矢量( ,#,)，( 2，#2)， ( 3，#3)和( 4,# )以及推力器開關機判斷條件，分別得出開關機指令cmx、cmy和cmz。步驟4. 4 :將推力器開關機指令cmx、cmy和cmz輸出給推力器(204)。
2.根據權利要求1所述的一種基于航天器間相對運動特征量的伴飛初始化控制方法， 其特征在于步驟二中所述的相對運動特征量解算模塊，是指根據相對跟瞄設備輸出的相對位置，通過加減運算得到追蹤航天器與目標航天器間相對運動特征的變量。
3.根據權利要求1所述的一種基于航天器間相對運動特征量的伴飛初始化控制方法， 其特征在于步驟三中所述的伴飛初始化控制策略，是指根據高精度的相對導航設備輸出的信息，確定精確的軌道控制的作用時刻，和根據相對運動特征量和追蹤航天器的軌道周期，進行四則運算得出軌道控制的脈沖作用矢量。
全文摘要
本發明公開了一種在近圓軌道航天器后方根據相對運動特征量進行伴飛初始化控制的方法。該方法包括軌道周期解算模塊、相對運動特征量解算模塊、軌道控制策略模塊以及推力器開關機控制模塊。該控制方法存儲于追蹤航天器數據處理單元內，借助追蹤航天器上裝備的相對跟瞄設備、INS/GPS組合導航設備和推力器控制追蹤航天器在目標航天器的后方區域內由逼近狀態轉換為長期、穩定的伴飛狀態。該控制方法具有數據處理過程簡潔，計算量小，控制效果好的優點。
文檔編號B64G1/24GK102991728SQ20121058123
公開日2013年3月27日 申請日期2012年12月27日 優先權日2012年12月27日
發明者王楷, 徐世杰, 王大軼, 何英姿, 湯亮 申請人:北京航空航天大學