CN103345256A

CN103345256A - 基于相对轨道要素的相对伴飞和位置转移控制方法

Info

Publication number: CN103345256A
Application number: CN2013102661771A
Authority: CN
Inventors: 段佳佳; 刘玉梅; 卢翔
Original assignee: Shanghai Xinyue Instrument Factory
Current assignee: Shanghai Xinyue Instrument Factory
Priority date: 2013-06-28
Filing date: 2013-06-28
Publication date: 2013-10-09
Anticipated expiration: 2033-06-28
Also published as: CN103345256B

Abstract

本发明公开了一种基于相对轨道要素的相对伴飞和位置转移控制方法，该方法包括给定伴飞点附近的长期伴飞控制和不同伴飞点之间的位置转移控制两部分内容。与现有技术相比，其有益效果是：解决了基于相对轨道要素的伴飞、逼近及撤退等控制问题，实现了两个航天器之间相对伴飞形态的建立和保持，为开展近距离空间任务提供了条件。

Description

基于相对轨道要素的相对伴飞和位置转移控制方法

技术领域

本发明涉及卫星制导、导航与控制技术，具体涉及到多航天器之间的伴飞及编队飞行控制技术。

背景技术

近年来，小卫星技术得到迅速发展和应用，为空间领域提供了更广泛的应用范围。由多颗小卫星通过一定构型组成编队以取代原有的单颗复杂卫星来完成任务已是未来空间技术发展的一个趋势。与传统的单颗复杂大卫星相比较，由多颗小卫星通过编队组成的“虚拟卫星”可以在功能上取代甚至超越原来的单颗复杂大卫星，同时具有低成本、强适应性、高可靠性等一系列的优势。

最简单的编队飞行技术即两星保持在一定距离进行伴飞，目前的航天实践中，一般采用地面控制的方法来实现空间航天器的伴飞状态建立及维持，也有极少数航天器采用了基于Hill方程或实时闭环控制的伴飞控制方案，基于Hill方程的控制方案以线性化的相对动力学方程为基础进行控制律设计，该方案不足之处在于伴飞距离不能太远，否则线性化误差将会很大而导致控制精度不高；基于实时闭环控制律的伴飞控制方案可以达到较高的控制精度，但燃料消耗较大。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明要解决的技术问题是：提供一种基于相对轨道要素的相对伴飞和位置转移控制方法，该方法可实现航天器间的伴飞及位置转移控制，同时不受两星相对距离的限制，且较节省燃料。

为解决上述技术问题，本发明是通过以下的技术方案实现的，一种基于相对轨道要素的相对伴飞和转移控制方法，包括如下步骤：

步骤一、基于相对轨道要素的相对伴飞控制；

基于相对轨道要素控制律对轨道平面内的伴飞椭圆大小，相对伴飞椭圆中心点漂移速度进行控制，使其维持在设定的伴飞点附近；

基于相对轨道要素控制律对轨道法向的相对运动振幅进行控制，使其在伴飞过程中法向相对距离越小越好，即保持在0附近。

步骤二、基于相对轨道要素的位置转移控制；

基于相对轨道要素控制律对相对伴飞椭圆中心点漂移速度进行控制，使其保持在给定值附近，使追踪星逐渐从初始伴飞点转移到另外一个伴飞点附近；

基于相对轨道要素控制律对轨道法向的相对运动振幅进行控制，使追踪星在转移过程中轨道法向相对距离保持在0附近。

所述的步骤一中，基于相对轨道要素的相对伴飞控制算法具体如下：

1）对平面内伴飞形态进行测量，若伴飞椭圆大小大于设定阈值，则进行通过调整追踪星与目标星偏心率和近地点幅角差值实现对椭圆大小的控制；

2）对平面内伴飞椭圆中心点漂移速度进行测量，若漂移速度大于设定阈值，通过调整追踪星与目标星半长轴差值实现对中心点漂移速度的控制；

3）半长轴、偏心率和近地点幅角差值的控制采用aeω联合控制方式。

4）对平面法向振幅进行测量，若大于设定阈值，通过调整追踪星与目标星倾角和升交点赤经差值实现对法向振幅的控制；

5）倾角和升交点赤经差值的控制采用Ωi联合控制方式。

所述的步骤二中，基于相对轨道要素的位置转移控制算法具体如下：

1）设定从初始伴飞到目标伴飞点的漂移速度，并对平面内伴飞椭圆中心点漂移速度进行测量，若漂移速度与设置值差值大于设定阈值，通过调整追踪星与目标星半长轴差值来增大或减小中心点漂移速度；

2）对平面内伴飞形态进行测量，若伴飞椭圆大小大于设定阈值，则进行通过调整追踪星与目标星偏心率和近地点幅角差值实现对椭圆大小的控制；

3）半长轴、偏心率和近地点幅角差值的控制采用aeω联合控制方式；

5）倾角和升交点赤经差值的控制采用Ωi联合控制方式。

上述例如步骤一、步骤二，及1）~5）的排列序号，不是对本发明所述方法中各控制算法应用顺序的绝对限定。上述的各个步骤是可以根据实际应用情况选择实施或进行先后调整的。

本发明上述基于相对轨道要素的相对伴飞和位置转移控制方法，解决了基于相对轨道要素的伴飞、逼近及撤退等控制问题，实现了两个航天器之间相对伴飞形态的建立和保持，为开展近距离空间任务提供了条件。

附图说明

图1是本发明中基于相对轨道要素的相对伴飞控制的原理图；

图2是本发明中基于相对轨道要素的位置转移控制的原理图。

具体实施方式

以下将结合附图实施例对本发明作进一步说明。

本发明提供了一种基于相对轨道要素的相对伴飞和位置转移控制方法，该方法包括给定伴飞点附近的长期伴飞控制和不同伴飞点之间的位置转移控制两部分内容。

1、基于相对轨道要素的相对伴飞控制

包含：基于相对轨道要素控制律对轨道平面内的伴飞椭圆大小，相对伴飞椭圆中心点漂移速度进行控制，使其维持在设定的伴飞点附近；以及，轨道面外的相对伴飞控制，即，基于相对轨道要素控制律对轨道法向的相对运动振幅进行控制，使其在伴飞过程中法向相对距离越小越好，例如保持在0附近。

1）平面内相对运动轨迹控制

参见图1所示，首先在伴飞点附近设定伴飞区域，当飞行器漂出区域左边界，则进行aeω联合控制（下文第3点会对此再做详细说明），将飞行器半长轴调至比目标星低Δa，使其逐渐向右边界运动；当飞行器漂出区域右边界，同样利用aeω联合控制，将飞行器半长轴调至比目标星高Δa，使其逐渐向左边界运动。Δa决定了相对椭圆中心点的漂移速度，要维持较长的控制周期，可将Δa设定为较小的值。Δa与伴飞椭圆中心点漂移速度的关系如下：

其中：

是目标星轨道角速度。

在伴飞过程要将两星（追踪星和目标星）的偏心率e和纬度幅角ω控到一致，主要是因为这两个参数的差值决定了两星相对伴飞椭圆的大小，差值越小伴飞椭圆越小，越有利于跟瞄的搜索捕获目标；差值越大伴飞椭圆越大，则无法保证目标一轨之内始终在跟瞄视场中。相对运动椭圆短半轴

与两星偏心率和近地点幅角的差值的关系如下：

其中：、

、是追踪星半长轴、偏心率、近地点幅角；

、

是目标星偏心率、近地点幅角。

2）平面法向相对振幅控制

轨道平面外运动独立于轨道平面内，为幅值恒定的周期振荡运动，最大振幅与相对轨道要素的关系为：

其中：

、是追踪星升交点赤经、倾角；

、

是目标星升交点赤经、倾角。

所述倾角和升交点赤经差值的控制采用Ωi联合控制方式（下文第4点会对此再详细说明）。

2、基于相对轨道要素的位置转移控制

包含：相对伴飞点转移控制，即，基于相对轨道要素控制律对相对伴飞椭圆中心点漂移速度进行控制，轨道面内使其保持在给定值附近，使追踪星从初始伴飞点逐渐转移到另外一个伴飞点附近；以及，轨道面外对运动振幅进行控制，使追踪星在转移过程中轨道法向相对距离保持在0附近。

1）平面内相对运动轨迹控制

参见图2所示，从初始伴飞点到下一伴飞点的位置转移控制，方法是将追踪星的半长轴控制到比目标星低或高Δa，使其逐步向下一伴飞点漂近。当达到新的伴飞点后，在该点伴飞区域内再进行伴飞控制。

在转移过程要将两星的偏心率e和纬度幅角ω控到一致，以使径向相对位置保持在设定的阈值之内。亦通过aeω联合控制方式实现。

2）平面法向相对振幅控制

与上文所述基于相对轨道要素的相对伴飞控制中的控制1-2）相同，此处不再赘述。

3、aeω联合控制算法

设追踪星飞行时的轨道半长轴、偏心率和纬度幅角分别为

，而轨道控制目标值为，设追踪星轨道角速度

，

是追踪星圆轨道速度，则轨道要素调整量

、

、

为：

1）当的情况

假定第一次速度增量位置为

，则第一次速度增量是完全确定的，即

第二次速度增量是

第二次速度增量位置

满足

两次速度增量同号，即当

时同为加速，当

时同为减速。

2）当的情况

为满足两次速度增量绝对值和最小，则两次速度增量大小和施加位置是完全可以确定的，第一次速度增量为

第一次速度增量的纬度幅角

满足

第二次速度增量为

第二次施加速度增量时的卫星纬度幅角满足

两次速度增量异号，即当

时，第一次轨控为加速，第二次必定为减速；当

时，第一次为减速，第二次肯定为加速。并且两次速度增量的施加位置，即卫星纬度幅角正好相差

。

3）当的情况

利用一次切向速度增量即可同时调整

，此时施加速度增量的位置亦是已知的，即

4、Ωi联合控制算法

设追踪星飞行时的轨道半长轴、升交点赤经、倾角、轨道角速度分别为

、

、

、

，而轨道控制目标值为

、

，则根据倾角差和升交点赤经差计算相对倾角矢量

：

计算控制速度增量

及施加控制相位角

：

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims

1.一种基于相对轨道要素的相对伴飞控制方法，用以实现航天器间追踪星在给定伴飞点附近的伴飞控制，其特征在于：所述控制方法包含：

轨道面内的相对伴飞控制，即，基于相对轨道要素控制律对轨道平面内的伴飞椭圆大小，相对伴飞椭圆中心点漂移速度进行控制，使追踪星维持在设定的伴飞点附近；

轨道面外的相对伴飞控制，即，基于相对轨道要素控制律对轨道法向的相对运动振幅进行控制，使追踪星在伴飞过程中法向相对距离保持在0附近。

2.根据权利要求1所述基于相对轨道要素的相对伴飞控制方法，其特征在于：所述控制方法进一步包含：

对平面内伴飞形态进行测量，若伴飞椭圆大小大于设定阈值，则通过调整追踪星偏心率

与目标星偏心率的差值，及追踪星近地点幅角与目标星近地点幅角

的差值，实现对椭圆大小的控制：

以及，对平面内伴飞椭圆中心点漂移速度进行测量，若漂移速度大于设定阈值，通过调整追踪星半长轴

与目标星半长轴

的差值实现对中心点漂移速度的控制。

3.根据权利要求2所述基于相对轨道要素的相对伴飞控制方法，其特征在于：半长轴、偏心率和近地点幅角差值的控制采用aeω联合控制方式。

4.根据权利要求1所述基于相对轨道要素的相对伴飞控制方法，其特征在于：所述控制方法进一步包含：对平面外振幅进行测量，若大于设定阈值，通过调整追踪星倾角

与目标星倾角的差值，及追踪星升交点赤经

和目标星升交点赤经

的差值，实现对法向振幅的控制。

5.根据权利要求4所述基于相对轨道要素的相对伴飞控制方法，其特征在于：倾角和升交点赤经差值的控制采用Ωi联合控制方式。

6.一种基于相对轨道要素的位置转移控制方法，用以实现追踪星在不同伴飞点之间的位置转移控制，其特征在于：所述控制方法包含：

相对伴飞点转移控制，即，基于相对轨道要素控制律对相对伴飞椭圆中心点漂移速度进行控制，轨道面内使其保持在给定值附近，使追踪星从初始伴飞点逐渐转移到另外一个伴飞点附近；

轨道面外对运动振幅进行控制，使追踪星在转移过程中轨道法向相对距离保持在0附近。

7.根据权利要求6所述基于相对轨道要素的位置转移控制方法，其特征在于：所述控制方法进一步包含：

设定从初始伴飞到目标伴飞点的漂移速度，并对平面内伴飞椭圆中心点漂移速度进行测量，若漂移速度与设置值差值大于设定阈值，通过调整追踪星与目标星半长轴差值来增大或减小中心点漂移速度,

以及，对平面内伴飞形态进行测量，若伴飞椭圆大小大于设定阈值，则进行通过调整追踪星与目标星偏心率和近地点幅角差值实现对椭圆大小的控制。

8.根据权利要求7所述基于相对轨道要素的位置转移控制方法，其特征在于：半长轴、偏心率和近地点幅角差值的控制采用aeω联合控制方式。

9.根据权利要求6所述基于相对轨道要素的位置转移控制方法，其特征在于：所述控制方法进一步包含：对平面法向振幅进行测量，若大于设定阈值，通过调整追踪星与目标星倾角和升交点赤经差值实现对法向振幅的控制。

10.根据权利要求9所述基于相对轨道要素的位置转移控制方法，其特征在于：倾角和升交点赤经差值的控制采用Ωi联合控制方式。