CN103970145B - 一种对空间失控目标的自主逼近方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种对空间失控目标的自主逼近方法。首先，根据失控目标姿态的实际运动情况解算其被动捕获装置在目标轨道坐标系的运动形式；其次，根据被动捕获装置的运动形式，设计服务航天器相对目标的位置矢量，使其与被动捕获装置安装矢量在一条直线上；然后，控制服务航天器的姿态，使其主动捕获装置安装矢量与其相对目标的位置矢量在一条直线上；最后，由服务航天器任务需求及相对目标的位置矢量，设计逼近过程的相对距离的变化规律。

Description

一种对空间失控目标的自主逼近方法

技术领域

本发明涉及航天设备操控领域，特别涉及一种对空间失控目标的自主逼近方法。

背景技术

空间操控技术是目前航天技术领域研究的热点。故障卫星的营救及废弃卫星的移除都属于空间操控技术。对故障卫星的营救或对废弃卫星的移除，其前提是实现对它们的捕获，而捕获的前提是对它们进行逼近。卫星上通常都安装有被动捕获装置，而服务航天器上装有对应的主动捕获装置，用于捕获目标。

故障或废弃卫星在空间处于失控状态，通称它们为失控目标。目前，在解决空间失控目标的自主逼近问题时，通常假设失控目标的姿态是沿其最大主惯量轴的自旋，采用沿其自旋轴方向逼近的方法来解决失控目标的逼近问题。而失控目标在空间受各种环境力矩的影响，其实际姿态并非纯粹沿其最大主惯量轴自旋，还存在章动运动。因此，在对其进行捕获时会出现一定的偏差，捕获难度较大。

发明内容

本发明针对现有技术存在的上述不足，提供了一种对空间失控目标的自主逼近方法。本发明通过以下技术方案实现：

一种对空间失控目标的自主逼近方法，包括步骤：

S1、根据目标的姿态运动情况计算出目标本体坐标系O_b到目标轨道坐标系O_T的坐标转换矩阵R_Tb，利用计算得到的坐标转换矩阵R_Tb计算目标上的被动捕获装置在目标轨道坐标系O_T的运动形式r_Tt：

r_Tt＝R_Tbr_bt；

其中，r_bt为被动捕获装置在目标上的安装矢量；

S2、根据被动捕获装置的运动形式r_Tt，在目标轨道坐标系O_T内设计服务航天器相对于目标的位置矢量l_T：

l_T＝l(t)n；

其中，l(t)为位置矢量l_T的模长，即服务航天器相对于目标的距离，n为位置矢量l_T的方向矢量，且n＝r_Tt/‖r_Tt‖，‖r_Tt‖为的r_Tt模长；

S3、控制服务航天器的姿态，使服务航天器上的主动捕获装置的安装矢量r_bs相对于目标的位置矢量l_T在一条直线上：

r_bs×l_T＝0；

S4、设计逼近过程中服务航天器相对于目标的距离l(t)的变化规律，

l(t)＝-V(t+P₁(exp(-t/P₁)-1))+l₀；

其中，V为逼近速率，P₁为逼近启动时的缓冲系数，l₀为初始距离。

较佳的，还包括步骤：

S5、根据S1-S4建立服务航天器对目标自主逼近的动力学模型，以便于设计服务航天器的轨道和姿态控制。

较佳的，目标本体坐标系O_b包括坐标x_by_bz_b，目标轨道坐标系O_T包括坐标x_Ty_Tz_T。

本发明提供的一种对空间失控目标的自主逼近方法捕捉目标准确，为故障卫星的营救及废弃卫星的移除提供技术支持，具有广泛的应用前景。

附图说明

图1所示的是服务航天器与目标的运动关系示意图。

具体实施方式

以下将结合本发明的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述和讨论，显然，这里所描述的仅仅是本发明的一部分实例，并不是全部的实例，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。

本发明基于失控目标姿态的实际运动情况，解算被动捕获装置的运动形式，并根据其运动形式来设计服务航天器逼近目标的运动规律，进而实现对空间失控目标的自主逼近。

为了便于对本发明实施例的理解，下面将结合附图以具体实施例为例作进一步的解释说明，且各个实施例不构成对本发明实施例的限定。

如图1所示，目标本体坐标系O_b包括坐标x_by_bz_b，目标轨道坐标系O_T包括坐标x_Ty_Tz_T。r_bt为被动捕获装置在目标上的安装矢量；r_bs为服务航天器上的主动捕获装置的安装矢量；l_T为服务航天器相对于目标的位置矢量。

本发明基于失控目标姿态的实际运动情况，计算被动捕获装置的运动形式，并根据其运动形式来设计服务航天器逼近目标的运动规律，进而实现对空间失控目标的自主逼近。具体实施方式包括：

首先，根据目标的姿态运动情况计算出目标本体系到目标轨道系的坐标转换矩阵R_Tb，则可解算被动捕获装置在目标轨道坐标系的运动形式r_Tt为：

r_Tt＝R_Tbr_bt；(1)

其次，根据被动捕获装置的运动形式r_Tt，在目标轨道坐标系内设计服务航天器相对目标的位置矢量l_T为：

l_T＝l(t)n；(2)

式中，l(t)和n分别为位置矢量l_T的模长和方向矢量，且n＝r_Tt/‖r_Tt‖，‖r_Tt‖为的r_Tt模长。

然后，控制服务航天器的姿态，使服务航天器上的主动捕获装置的安装矢量r_bs相对于目标的位置矢量l_T在一条直线上：

r_bs×l_T＝0；(3)

最后，根据任务需求及相对位置矢量l_T，设计逼近过程中服务航天器相对目标的距离l(t)变化规律为：

l(t)＝-V(t+P₁(exp(-t/P₁)-1))+l₀；(4)

其中，V为逼近速率，P₁为逼近启动时的缓冲系数，l₀为初始距离。

结合式(1)～式(4)所示，并根据航天器轨道和姿态动力学理论知识，可建立服务航天器对失控目标自主逼近的动力学模型。然后由相关控制理论，设计相应的轨道和姿态控制律，进而实现服务航天器对失控目标的逼近捕获任务。这部分所涉及的航天器轨道动力学、姿态动力学及相关控制理论属于公共理论知识，这里不再累述。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (2)

1.一种对空间失控目标的自主逼近方法，其特征在于，包括步骤：

S1、根据目标的姿态运动情况计算出目标本体坐标系O_b到目标轨道坐标系O_T的坐标转换矩阵R_Tb，利用计算得到的坐标转换矩阵R_Tb计算目标上的被动捕获装置在目标轨道坐标系O_T的运动形式r_Tt：

r_Tt＝R_Tbr_bt；

其中，r_bt为被动捕获装置在目标上的安装矢量；

S2、根据被动捕获装置的运动形式r_Tt，在目标轨道坐标系O_T内设计服务航天器相对于目标的位置矢量l_T：

l_T＝l(t)n；

其中，l(t)为位置矢量l_T的模长，即服务航天器相对于目标的距离，n为位置矢量l_T的方向矢量，且n＝r_Tt/‖r_Tt‖，‖r_Tt‖为r_Tt的模长；

S3、控制服务航天器的姿态，使服务航天器上的主动捕获装置的安装矢量r_bs相对于目标的所述位置矢量l_T在一条直线上：

r_bs×l_T＝0；

S4、设计逼近过程中服务航天器相对于目标的距离l(t)的变化规律，

l(t)＝-V(t+P₁(exp(-t/P₁)-1))+l₀；

其中，V为逼近速率，P₁为逼近启动时的缓冲系数，l₀为初始距离；

S5、根据S1-S4建立服务航天器对目标自主逼近的动力学模型，以便于设计服务航天器的轨道和姿态控制。

2.根据权利要求1所述的对空间失控目标的自主逼近方法，其特征在于，所述目标本体坐标系O_b包括坐标x_by_bz_b，所述目标轨道坐标系O_T包括坐标x_Ty_Tz_T。