CN103019251B - 一种强迫绕飞控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种强迫绕飞控制方法，首先根据指定的绕飞周期进行绕飞标称轨迹设计，基于误差边界对机动路径分段规划，在每段内采用基于C-W制导率单脉冲控制方法实现分段规划路径轨迹跟踪，形成单边极限环，充分利用了绕飞最大误差边界，规划了误差边界内的运动轨迹和控制后的绕飞轨迹运动趋势，既实现了快速绕飞又节省了燃料消耗，具有较强的工程实践性。

Description

一种强迫绕飞控制方法

技术领域

本发明涉及空间飞行器在对空间目标进行绕飞监视和侦察时，对目标进行快速强迫绕飞的控制方法。

背景技术

空间飞行器对空间目标绕飞分为自然绕飞和强迫绕飞。自然绕飞指两飞行器满足一定轨道关系后，在空间摄动力的作用下，一个飞行器以另一个为目标进行绕飞，在短时间内不需要轨道控制，它是空间环境下自然飞行状态。“强迫绕飞”是指通过轨道控制使飞行器以非自然轨道周期为绕飞周期对目标进行绕飞，这种绕飞通过轨道控制破坏了空间环境下自然飞行状态。对处于慢旋的目标来说，如果飞行器以慢旋目标的角速度大小为绕飞角速度，则飞行器相对慢旋目标静止。所述空间目标例如可以是失效卫星。在对失效卫星的空间在轨服务的过程中，为了快速获取整星的形状、轮廓或识别服务的特征部位，通常需要采用强迫绕飞技术，特别对于静止轨道卫星，由于其自然轨道周期较长，约为24小时，如果以自然绕飞轨道周期进行绕飞则需要较长时间才能获取整星的特性，因此在对静止轨道卫星进行在轨服务过程中，强迫绕飞技术显得尤为重要。

从国外内文献调研情况来看，空间飞行器对目标进行强迫绕飞方法一般采用滑模变结构和Bang-Bang连续控制的方法，使绕飞轨迹在绕飞误差边界内飘移。传统的强迫绕飞方法存在以下缺点：一是在控制时只是当实际绕飞轨迹碰到边界时改变了飘移方向，没有考虑其在误差边界内的运动轨迹；二是没有考虑燃料消耗的最优；三是不能预测控后的绕飞轨迹运动趋势。采用滑模变结构方法的强迫绕飞方法的轨迹如图1所示，虽然实现了满足任务要求在目标星轨道平面内(目标星轨道坐标系XOZ面)的强迫绕飞，偏差界的内外边界都发生了控制，但由于没有对在偏差界内的相对运动和每次触界控制控后轨迹进行规划，造成在偏差界内相对运动轨迹较杂乱无序，消耗的控制脉冲较大，所以燃料消耗同样较大。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提供一种基于有限分段的强迫绕飞控制方法，解决空间飞行器对目标在轨服务过程中快速绕飞控制问题，既能实现快速绕飞又能节省燃料。

本发明的技术方案：

一种强迫绕飞控制方法，实现步骤如下：

(1)根据强迫绕飞周期T确定标称绕飞轨迹；

(2)确定在一个强迫绕飞周期T内的分段数N；

其中Fix(x)为向前取整函数；ρ为绕飞半径，δ为强迫绕飞轨迹偏差；

(3)根据标称绕飞轨迹曲线确定第i段起始点开始时刻标称相对位置矢量i＝1～N，其中，t为从绕飞开始时刻计时的时间长度；

(4)根据所述标称相对位置矢量和星上相对测量敏感器输出的相对位置矢量确定第i段起始点开始时刻期望相对速度其中 $t_{0i}=\mathrm{Fix}\left(\frac{t}{T}\right)+\frac{T}{N}\·(i-1);$

(5)根据所述期望相对速度和星上相对测量敏感器输出的速度确定出第i段起始点开始时刻轨迹跟踪控制脉冲

本发明与现有技术相比的有益效果是：

本发明提出了一种基于有限分段的强迫绕飞控制方法，首先根据指定的绕飞周期进行绕飞标称轨迹设计，基于误差边界对机动路径分段规划，在每段内采用基于C-W制导率燃料最优单脉冲控制方法实现分段规划路径轨迹跟踪，形成单边极限环，充分利用了绕飞最大误差边界，规划了误差边界内的运动轨迹和控制后的绕飞轨迹运动趋势，既实现了快速绕飞又节省了燃料消耗，具有较强的工程实现性。

附图说明

图1采用滑模变结构方法轨道平面内(目标卫星轨道坐标系XOZ面)进行强迫绕飞的轨迹示意图；

图2为目标卫星轨道坐标系示意图；

图3为采用本发明的控制方法轨道平面内强迫绕飞(标称轨迹α＝0情况)轨迹示意图。

注：图1、3中X、Z代表两星的相对运动位置矢量在目标星轨道坐标系的X和Z分量。

具体实施方式

下面以追踪卫星对目标卫星进行强迫绕飞为例，对本发明基于有限分段的强迫绕飞控制方法进行说明，具体包括如下步骤：

(1)建立目标卫星轨道坐标系

如图2所示，目标卫星轨道坐标系定义为(O-X_oY_oZ_o)：坐标原点位于目标卫星质心，Z轴在目标卫星轨道平面内由目标卫星质心指向地心；Y轴垂直轨道平面，指向轨道平面负法线，与轨道动量矩矢量方向相反；X轴与Y、Z轴构成右手螺旋，指向卫星飞向方向。

本发明将两星的相对状态表述在目标卫星轨道坐标系下，定义两星相对位置、速度矢量在目标卫星轨道坐标系表示为 位置、速度矢量由三个坐标分量表示。

(2)根据指定的强迫绕飞周期设计标称绕飞轨迹

假设任务要求围绕目标强迫绕飞形式，绕飞周期为T(T不等于目标卫星轨道周期)，绕飞半径为ρ，要求强迫绕飞轨迹偏差为δ米，则目标星轨道坐标系中标称绕飞轨迹曲线为

${\stackrel{\→}{r}}_{o\_\mathrm{No}\min \mathrm{al}}\left(t\right)=\left[\begin{array}{c}-1\·(\mathrm{\ρ}-\mathrm{\δ})\·\cos (2\mathrm{\π}/T\·t)\cos \mathrm{\α}\\ (\mathrm{\ρ}-\mathrm{\δ})\·\cos (2\mathrm{\π}/T\·t)\sin \mathrm{\α}\\ (\mathrm{\ρ}-\mathrm{\δ})\·\sin (2\mathrm{\π}/T\·t)\end{array}\right]---\left(1\right)$

其中t为从绕飞开始时刻计时的时间长度，α为绕飞面与目标卫星轨道坐标系X轴的夹角，为在t时刻在目标星轨道坐标系下的相对位置矢量。如图3所示，其中强迫绕飞内边界半径为：ρ-δ；强迫绕飞外边界半径为：ρ+δ。

(3)确定强迫绕飞轨迹跟踪分段数目

在一个强迫绕飞周期T内分段数其中Fix(x)为向前取整函数。

(4)计算基于C-W强迫绕飞轨迹跟踪控制制导律

具体方法如下：

第i段起始点开始时刻期望相对速度为

${\stackrel{\→}{V}}_{\exp }\left(t_{0i}\right)=\left[\begin{array}{cc}{G}_{11}& G_{12}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\→}{r}}_o\left(t_{0i}\right)\\ {\stackrel{\→}{r}}_o\left(t_{\mathrm{fi}}\right)\end{array}\right]$ i＝1～N                    (2)

其中 $G_{11}=-{\mathrm{\φ}}_{12}^{-1}{\mathrm{\φ}}_{11}$ $G_{12}={\mathrm{\φ}}_{12}^{-1}$

$t_{0i}=\mathrm{Fix}\left(\frac{t}{T}\right)+\frac{T}{N}\·(i-1)$

$t_{\mathrm{fi}}=\mathrm{Fix}\left(\frac{t}{T}\right)+\frac{T}{N}\·i$

t_0i表征了第i段起始点开始时刻从绕飞开始时刻计时的时间长度，t_fi表征了第i段结束点时刻从绕飞开始时刻计时的时间长度，τ＝t_fi-t_0i，为目标星的轨道角速度，由星上相对测量敏感器实时给出， ${\stackrel{\→}{r}}_o\left(t_{\mathrm{fi}}\right)={\stackrel{\→}{r}}_{o\_\mathrm{No}\min \mathrm{al}}((t_{\mathrm{fi}}-\frac{T}{N}\·i)\·T).$

若初始位置和终端位置已经确定，则可以由(2)式求出期望的初始速度再根据当前的初始速度(星上相对测量敏感器实时给出)，可以求出第i段起始点开始时刻轨迹跟踪控制脉冲：

$\mathrm{\Δ}{\stackrel{\→}{V}}_{0i}={\stackrel{\→}{V}}_{\exp }\left(t_{0i}\right)-\stackrel{\→}{V}\left(t_{0i}\right)---\left(3\right)$

在计算得到后，这需在第i段起始点开始时刻施加脉冲机动控制，控制后，两星在空间环境下自然飞向，追踪星绕目标的强迫绕飞便顺利形成。

本发明在每段内采用基于C-W制导率单脉冲控制方法实现分段规划路径轨迹跟踪，形成单边极限环。

如图3(标称轨迹α＝0情况)所示，在每个绕飞周期内分为5段，在每段起始时刻绕飞内边界采用基于C-W方程计算的控制率进行机动控制，在每段结束时刻运动轨迹回到内边界，没有触发外边界控制，形成单边极限环，充分考虑了自然环境下的轨道相对运动动力学，通过分段的方法实现了对在偏差界内的相对运动和每次触界控制后轨迹规划，在偏差界内相对运动轨迹有序，节省了燃料消耗。

Claims (4)

1.一种强迫绕飞控制方法，其特征在于：实现步骤如下：

(1)根据强迫绕飞周期T确定标称绕飞轨迹；

(2)确定在一个强迫绕飞周期T内的分段数N；

其中Fix(x)为向前取整函数；ρ为绕飞半径，δ为强迫绕飞轨迹偏差；

(3)根据标称绕飞轨迹曲线确定第i段起始点开始时刻标称相对位置矢量i＝1～N，其中，t为从绕飞开始时刻计时的时间长度；

(4)根据所述标称相对位置矢量和星上相对测量敏感器输出的相对位置矢量确定第i段起始点开始时刻期望相对速度其中 $t_{0i}=\mathrm{Fix}\left(\frac{t}{T}\right)+\frac{T}{N}\·(i-1);$

(5)根据所述期望相对速度和星上相对测量敏感器输出的速度确定出第i段起始点开始时刻轨迹跟踪控制脉冲

2.根据权利要求1所述的一种强迫绕飞控制方法，其特征在于：目标卫星轨道坐标系下标称绕飞轨迹曲线为

其中为在t时刻在目标星轨道坐标系下的标称相对位置矢量，α为绕飞面与目标卫星轨道坐标系X轴的夹角。

3.根据权利要求1所述的一种强迫绕飞控制方法，其特征在于：所述第i段起始点开始时刻标称相对位置矢量的计算公式为：

4.根据权利要求1所述的一种强迫绕飞控制方法，其特征在于：所述第i段起始点开始时刻期望相对速度的计算公式如下：

其中 $G_{11}=-{\mathrm{\φ}}_{12}^{-1}{\mathrm{\φ}}_{11},G_{12}={\mathrm{\φ}}_{12}^{-1}$

τ＝t_fi-t_0i，为目标星的轨道角速度。