CN103064423A - 多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法 - Google Patents

Abstract

多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法，(1)根据在轨已发射航天器巡航姿态下姿控消耗推进剂的遥测数据值，确定姿控平均力的大小；(2)根据各航天器的初始星历信息以及步骤(1)中确定的姿控平均力进行高精度轨道预报，计算任一时刻各航天器在惯性坐标系的星历以及任一时刻各航天器之间的相对距离，确定航天器间的最小相对距离；(3)改变姿控平均力的作用方向，重复步骤(1)、(2)，计算各航天器最小相对距离的最小值，该最小值对应的姿控平均力作用方向即为最恶劣情况；(4)将步骤(3)中确定的最小值与最小安全距离进行比较，若最小值大于最小安全距离，则航天器无碰撞风险，否则在第一圈测控跟踪弧段内，选择其中一个航天器进行一次轨道机动，拉开航天器之间的距离，规避航天器碰撞风险。

Description

多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法

技术领域

本发明涉及多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避措施。

背景技术

对于采用一箭多星方式发射的中高轨道航天器，常要求运载火箭将多个航天器送入同一轨道平面。由于受到测控条件的限制，与运载火箭分离后的多个航天器需要同时使用一个地面测控天线完成测控任务，这就要求航天器的对地张角均小于地面测控天线的波束覆盖范围，相应的各航天器与运载火箭分离时间应限制在一定范围内，直接导致各航天器以及分离物体之间的飞行间距较小，在飞行过程中由于受到各种外部干扰及航天器自身姿控的影响，可能导致航天器之间或航天器与其他分离物体之间发生碰撞，这对于航天器的飞行安全是极为不利的。因此，有必要对航天器在运载火箭分离点以及后续飞行中的相对距离进行精确预报，如果存在碰撞风险，航天器需要实施主动规避以确保飞行安全。

我国中高轨道航天器与运载火箭分离后需要尽快完成太阳帆板展开等操作，这通常在分离后第一圈内完成，地面具备相应的测控条件支持，但一般测控时间较短，不利于增加过多的测控操作。而对于一箭多星发射且存在碰撞风险的航天器，必须在第一圈有限的测控弧段内实施轨道机动，拉开航天器之间的距离，规避航天器之间发生碰撞的风险。因此，有必要提供一种对存在多种约束条件下的航天器碰撞规避的处理方法，以确保航天器的飞行安全。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法，综合考虑轨道摄动和控制作用力的影响对多个航天器的飞行间距进行预报，并通过在测控允许时段内对航天器进行一次小量的轨道调整，以增大航天器之间的最小相对距离，可确保航天器的飞行安全。

本发明的技术解决方案是：多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法，步骤如下：

(1)根据在轨已发射航天器巡航姿态下姿控消耗推进剂的遥测数据值，确定姿控平均力的大小；

(2)根据各航天器的初始星历信息以及步骤(1)中确定的姿控平均力进行高精度轨道预报，计算任一时刻各航天器在惯性坐标系的星历以及任一时刻各航天器之间的相对距离，确定航天器间的最小相对距离；

(3)改变姿控平均力的作用方向，重复步骤(1)、(2)，计算各航天器最小相对距离的最小值，该最小值对应的姿控平均力作用方向即为最恶劣情况；

(4)将步骤(3)中确定的最小值与最小安全距离进行比较，若最小值大于最小安全距离，则航天器无碰撞风险，否则在第一圈测控跟踪弧段内，选择其中一个航天器进行一次轨道机动，拉开航天器之间的距离，规避航天器碰撞风险。

所述步骤(1)中的姿控平均力大小计算方法为：

(1.1)首先根据航天器在本体坐标系+X、+Y、+Z、-X、-Y、-Z六个方向上的喷气时间累积遥测数据和已知的推力器秒流量，计算出六个方向的推进剂消耗量；

(1.2)计算航天器本体坐标系X、Y、Z三轴方向的等效推进剂消耗量，进行几何求和，即可得到姿控平均作用力所消耗的推进剂；

(1.3)根据消耗的推进剂，计算得到姿控平均作用力的大小。

所述步骤(3)中的改变姿控平均力的作用方向应按照如下方法：

(3.1)将姿控平均力单位矢量在惯性坐标系表示为下列形式：

[cosαcosδsinαcosδsinδ]；其中，α为姿控平均力单位矢量在惯性坐标系的方位角，δ为姿控平均力单位矢量在惯性坐标系的俯仰角；

(3.2)将方位角α在0°～360°的变化范围，俯仰角δ在-90°～90°的变化范围内取值，并按照预设的迭代步长进行迭代。

所述步骤(4)中的轨道机动选择在轨道机动开始时刻相位超前的航天器。

所述的轨道机动使用主备份小推力器同时工作的方法进行轨道机动。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明方法采用最恶劣作用力分析模型对航天器与非合作目标的飞行间距进行预示，不仅解决了航天器在空间飞行中姿态控制作用力大小和方向的不确定性条件下的建模问题，而且保证了最小飞行间距预报的有效性与安全性；

(2)本发明方法针对多约束航天器飞行中存在碰撞风险的情况，提出了一种使用小推力器进行轨道机动的碰撞规避措施，不仅沿用了原有的控制模式，而且避开了远地点发动机工作的众多限制条件。

(3)本发明综合考虑测控条件的约束及轨道机动量，提出选用执行机构的原则为：使用该执行机构的测控操作尽量简单；该执行机构能在尽可能短的时间内使航天器的距离拉开至目标距离。

附图说明

图1为本发明流程图。

具体实施方式

如图1所示，本发明提供了多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避措施，步骤如下：

(1)根据已发射航天器巡航姿态下姿控消耗推进剂的遥测数据值，确定姿控平均力的大小；

首先根据航天器在本体坐标系+X、+Y、+Z、-X、-Y、-Z六个方向上的喷气时间累积遥测数据Δt_i和已知的推力器秒流量w，计算出六个方向的推进剂消耗量Δm_i，计算公式为：

Δm_i＝wΔt_i    (i＝+X，+Y，+Z，-X，-Y，-Z)

然后计算航天器本体坐标系X、Y、Z三轴方向的等效推进剂消耗量Δm_x、Δm_y、Δm_z，计算公式为：

Δm_x＝Δm_+X-Δm_-X

Δm_y＝Δm_+Y-Δm_-Y

Δm_z＝Δm_+Z-Δm_-Z

对航天器本体坐标系X、Y、Z三轴方向的等效推进剂消耗量进行几何求和，即可得到姿控平均作用力所消耗的推进剂Δm，计算公式为：

$\mathrm{\Δm}=\sqrt{{{\mathrm{\Δm}}_x}^2+{{\mathrm{\Δm}}_y}^2+{{\mathrm{\Δm}}_z}^2}$

最后计算得到姿控平均作用力F的大小，计算公式为：

$F=\frac{{\mathrm{\ΔmI}}_{\mathrm{sp}}{g}_0}{\mathrm{\Δt}}$

其中，I_sp为推力器比冲，g₀为重力加速度，g₀＝9.8066m/s²，Δt为遥测统计的时间累积。

(2)根据各航天器的初始星历信息，考虑轨道摄动和姿控平均力的影响，进行高精度轨道预报，计算任一时刻各航天器在惯性坐标系的星历。计算任一时刻各航天器之间的相对距离，确定最小相对距离；

其中高精度轨道预报数值模型采用Cowell数值法对运动方程进行求解，综合考虑地球非球形引力场、日月引力、大气阻力，太阳光压等摄动因素和姿控平均力的影响，确保轨道预报精度。具体参见肖业伦的《航天器飞行动力学原理》一书的56～86页。

综合考虑轨道摄动和姿控平均力的影响，卫星在地心惯性坐标系中的运动方程为：

$\frac{d}{\mathrm{dt}}\left(\begin{array}{c}x\\ y\\ z\\ \stackrel{\·}{x}\\ \stackrel{\·}{y}\\ \stackrel{\·}{z}\\ m\end{array}\right)=\left(\begin{array}{c}\stackrel{\·}{x}\\ \stackrel{\·}{y}\\ \stackrel{\·}{z}\\ -\mathrm{\μ}\frac{x}{r^3}+\frac{f_x}{m}+\frac{F_x}{m}\\ -\mathrm{\μ}\frac{y}{r^3}+\frac{f_y}{m}+\frac{F_y}{m}\\ -\mathrm{\μ}\frac{z}{r^3}+\frac{f_z}{m}++\frac{F_z}{m}\\ -\frac{F}{I_{\mathrm{sp}}{g}_0}\end{array}\right)$

其中，x、y、z为航天器位置矢量在惯性坐标系的分量，为航天器速度矢量在惯性坐标系的分量，r为航天器位置矢量大小，

m为航天器质量，f_x、f_y、f_z为摄动力在惯性坐标系的分量，F_x、F_y、F_z为姿控平均作用力F在惯性坐标系的分量，分别为F_x＝Fcosαcosδ，F_y＝Fsinαcosδ，F_z＝Fsinδ，α、δ为姿控平均作用力在惯性坐标系的方位角和俯仰角。

(3)改变姿控平均力的作用方向，重复以上步骤(2)，计算各航天器最小相对距离的最小值，对应的姿控平均力作用方向即为最恶劣情况；

姿控平均力的作用方向采用单位矢量在惯性坐标系的方位角α和俯仰角δ表示，姿控平均力单位矢量在惯性坐标系可表示为[cosαcosδsinαcosδsinδ]。其中方位角变化范围为0°～360°，迭代步长按照10°，俯仰角δ变化范围为-90°～90°，迭代步长按照10°。为了确定姿控平均力作用方向的最恶劣情况需要累积迭代703次。

(4)将步骤(3)中确定的最小值与最小安全距离进行比较，若最小值大于最小安全距离，则航天器无碰撞风险，否则在第一圈测控跟踪弧段内，选择在轨道机动开始时刻相位超前的航天器进行轨道机动。

其中，最小安全距离应根据航天器的测轨精度、控制精度、预报精度以及本体尺寸进行综合确定，在本申请涉及的碰撞规避问题中最小安全距离一般应为几十公里数量级。

考虑测控操作尽可能简单和在有限的测控时间内能尽可能大地拉开航天器距离的两个原则，一般选择使用主备份小推力器同时工作的方法进行轨道机动。一般步骤如下：

(4.1)将航天器由巡航姿态转地球捕获模式，并建立对地定向的地指姿态；

(4.2)进行偏航调姿，建立变轨点火姿态；

(4.3)转主备份小推力器可同时工作的模式，依据航天器轨道机动策略的设计结果，主备份小推力同时点火，完成轨道机动操作；

(4.4)航天器点火结束后转回巡航姿态。

我国多次在一箭多星发射测控中使用本发明进行其中一个航天器轨道机动，拉大了航天器之间的距离，避免了多个航天器发生碰撞的风险。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (5)

1.多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法，其特征在于步骤如下：

(1)根据在轨已发射航天器巡航姿态下姿控消耗推进剂的遥测数据值，确定姿控平均力的大小；

(2)根据各航天器的初始星历信息以及步骤(1)中确定的姿控平均力进行高精度轨道预报，计算任一时刻各航天器在惯性坐标系的星历以及任一时刻各航天器之间的相对距离，确定航天器间的最小相对距离；

(3)改变姿控平均力的作用方向，重复步骤(1)、(2)，计算各航天器最小相对距离的最小值，该最小值对应的姿控平均力作用方向即为最恶劣情况；

(4)将步骤(3)中确定的最小值与最小安全距离进行比较，若最小值大于最小安全距离，则航天器无碰撞风险，否则在第一圈测控跟踪弧段内，选择其中一个航天器进行一次轨道机动，拉开航天器之间的距离，规避航天器碰撞风险。

2.根据权利要求1所述的多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法，其特征在于：所述步骤(1)中的姿控平均力大小计算方法为：

(1.1)首先根据航天器在本体坐标系+X、+Y、+Z、-X、-Y、-Z六个方向上的喷气时间累积遥测数据和已知的推力器秒流量，计算出六个方向的推进剂消耗量；

(1.2)计算航天器本体坐标系X、Y、Z三轴方向的等效推进剂消耗量，进行几何求和，即可得到姿控平均作用力所消耗的推进剂；

(1.3)根据消耗的推进剂，计算得到姿控平均作用力的大小。

3.根据权利要求1所述的多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法，其特征在于：所述步骤(3)中的改变姿控平均力的作用方向应按照如下方法：

(3.1)将姿控平均力单位矢量在惯性坐标系表示为下列形式：[cosαcosδsinαcosδsinδ]；其中，α为姿控平均力单位矢量在惯性坐标系的方位角，δ为姿控平均力单位矢量在惯性坐标系的俯仰角；

(3.2)将方位角α在0°～360°的变化范围，俯仰角δ在-90°～90°的变化范围内取值，并按照预设的迭代步长进行迭代。

4.根据权利要求1所述的多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法，其特征在于：所述步骤(4)中的轨道机动选择在轨道机动开始时刻相位超前的航天器。

5.根据权利要求4所述的多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法，其特征在于：所述的轨道机动使用主备份小推力器同时工作的方法进行轨道机动。

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