CN109521783A - 一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法。根据地球视场约束计算了目标卫星‑绕飞卫星‑地心的夹角应满足的条件；建立了考虑地球视场约束的快速绕飞的圆轨迹设计模型；采用比例‑微分控制方法对绕飞轨迹进行控制。解决了卫星绕飞观测的过程中，地球进入绕飞卫星星载相机视场的问题。

Description

一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法

技术领域

本发明涉及航空航天领域，特别是涉及一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法。

背景技术

卫星的绕飞运动是一个卫星围绕另一个卫星的周期性相对运动，绕飞运动为卫星提供了在轨全方位和全面观察目标卫星的能力，它在卫星在轨服务与在轨支援任务、空间碎片清除任务以及空间交会对接任务等空间活动中具有重要应用(罗建军，杨宇和，袁建平。共面快速受控绕飞轨迹设计与控制[J]。宇航学报，2006，27(6)：1389～1393。)。通过对目标卫星进行绕飞运动，绕飞卫星可以在轨道上实施对目标卫星的可视观察，确认目标身份、特性与用途，评估目标运行状况，完成故障诊断、维护、燃料加注和交会对接等复杂的高级在轨操作任务(陈计辉，熊智，王融，刘建业。小卫星编队绕飞构型运动学设计与分析研究[J]。航天控制，2009，27(6)：33～37。)。

绕飞运动有自然绕飞和快速绕飞之分。自然绕飞的绕飞轨迹是椭圆，绕飞卫星与目标卫星的距离会发生较大的变化，而且绕飞周期与目标卫星的轨道周期相同(C.Sabol,R.Burns,C.A.McLaughlin.Satellite Formation Flying Design and Evolution[J].Journal of Spacecraft and Rocked,2001，38(2):270-278。)，不利于任务中要求的快速性。快速绕飞具有可变轨道周期，其在卫星近距离观测、目标卫星识别、在轨应急服务中有重要的应用(Masutani Y.,Matsushita M.,Miyazaki F.Flyaround Maneuvers on aSatellite Orbit by Impulsive Thrust Control[C].International Conference onRobotics&Automation Seoul,Korea.May 21-26,2001.)。

在绕飞卫星对目标卫星进行可视观察的过程中，绕飞卫星的星载相机的光轴指向目标卫星，为了保证成像质量，地球不应出现在绕飞卫星的视场内。而当前已有的文献，在设计绕飞轨迹的过程中，并没有考虑地球视场约束。因此，针对于卫星绕飞问题，我们需要提供一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法，以解决如何在排除地球视场的影响的情况下，实现绕飞轨迹设计与控制的问题。

为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：

在本发明的实施例中公开了一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法，包括：

S1、根据地球视场约束，计算目标卫星-绕飞卫星-地心的夹角下限；

S2、建立以目标卫星为原点的坐标系，利用所述夹角下限设计绕飞卫星的参考绕飞轨迹；

S3、计算跟踪所述参考绕飞轨迹的控制律，控制绕飞卫星绕飞所述目标卫星。

优选地，所述步骤S1包括：

S11、当所述绕飞卫星的相机视场边界外切地球边界时，计算绕飞卫星-切点连线与绕飞卫星-地心连线之间的第一夹角；

S12、确定所述相机视场边界与相机光轴方向的第二夹角；

S13、根据所述第一夹角和所述第二夹角，计算所述夹角下限。

优选地，所述第一夹角为：

所述夹角下限为：γ＝θ+α；

其中，α为第一夹角；R_e是地球平均半径；H是绕飞卫星的轨道高度，近似取目标卫星的轨道高度；γ为夹角下限；θ为第二夹角。

优选地，所述步骤S2包括：

S21、以所述目标卫星的质心为原点、所述目标卫星指向地心方向为Z轴方向、垂直于Z轴方向并指向所述目标卫星运动前方为X轴方向、右手定则确定Y轴方向建立所述坐标系；

S22、确定绕飞圈数，计算所述绕飞卫星在所述坐标系中的位置得到所述参考绕飞轨迹。

优选地，所述参考绕飞轨迹为：

其中，x、y和z分别表示所述绕飞卫星在所述坐标系中X轴、Y轴和Z轴的位置分量；r_rf是绕飞半径；T是绕飞周期；t是当圈绕飞的时刻相对于当圈绕飞初始时刻的偏差；为绕飞卫星的绕飞圈平面与目标卫星轨道面的夹角，且大于所述夹角下限。

优选地，所述绕飞圈数为2圈，每圈所述绕飞圈平面与目标卫星轨道面的夹角相同。

优选地，所述步骤S3具体包括

采用比例-微分控制策略对所述参考绕飞轨迹进行跟踪，根据所述参考绕飞轨迹与实际轨迹的相对位置和相对加速度之差构成控制加速度：

其中，F_x、F_y和F_z分别是绕飞卫星在目标卫星轨道的坐标系X轴、Y轴和Z轴的控制加速度分量；Δx、Δy和Δz分别是实际轨迹在目标卫星轨道坐标系X轴、Y轴和Z轴的位置分量与参考轨迹相应量之差；和分别是实际轨迹在目标卫星轨道坐标系X轴、Y轴和Z轴的速度分量与参考轨迹相应量之差；K_px、K_py和K_pz分别是绕飞卫星控制器在目标卫星轨道坐标系X轴、Y轴和Z轴的比例系数；K_dx、K_dy和K_dz分别是绕飞卫星控制器在目标卫星轨道坐标系X轴、Y轴和Z轴的微分系数。

本发明的有益效果如下：

1、本发明的一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法，获得的绕飞轨迹可以使绕飞卫星对目标卫星进行在轨全方位和全面观察。

2、本发明的一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法，获得的绕飞轨迹可以使地球不出现在绕飞卫星的相机视场内，从而保证了成像质量。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1示出本实施例中绕飞轨迹设计与控制方法的流程示意图；

图2示出本实施例中地球视场约束示意图；

图3示出本实施例中参考绕飞轨迹；

图4示出本实施例中参考绕飞轨迹的目标卫星-绕飞卫星-地心夹角时间历程；

图5示出本实施例中实际绕飞轨迹；

图6示出本实施例中实际绕飞轨迹的目标卫星-绕飞卫星-地心夹角时间历程；

图7示出本实施例中绕飞卫星三轴控制加速度时间历程。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。

如图1所示，本发明公开了一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法，包括：S1、根据地球视场约束，计算目标卫星-绕飞卫星-地心的夹角下限；S2、建立以目标卫星为原点的坐标系，利用所述夹角下限设计绕飞卫星的参考绕飞轨迹；S3、计算跟踪所述参考绕飞轨迹的控制律，控制绕飞卫星绕飞所述目标卫星。在本发明中实现了考虑地球视场约束的绕飞观测任务，将地球视场约束考虑在内，计算了目标卫星-绕飞卫星-地心的夹角应满足的条件；然后，考虑视场约束的基础上设计了参考绕飞轨迹，该参考绕飞轨迹为可以实现在轨全方位和全面观察的两圈圆形绕飞轨迹；最后，设计跟踪参考绕飞轨迹的比例-微分控制律，对绕飞卫星进行绕飞控制，根除了地球视场对跟踪观察的影响。

如图2所示，在本实施例中，首先计算目标卫星-绕飞卫星-地心的夹角应满足的条件，当所述绕飞卫星的相机视场边界外切地球边界时，计算绕飞卫星-切点连线与绕飞卫星-地心连线之间的第一夹角，并确定所述相机视场边界与相机光轴方向的第二夹角；根据所述第一夹角和所述第二夹角求得所述夹角下限。所述第一夹角可根据公式求得，

其中，R_e是地球平均半径，H是目标卫星的轨道高度，绕飞过程中，绕飞卫星与目标卫星轨道高度接近，所以卫星的轨道高度约为H。而所述夹角下限为第一夹角与第二夹角之和：γ＝θ+α；其中，α为第一夹角；R_e是地球平均半径；H是绕飞卫星的轨道高度，近似取目标卫星的轨道高度；γ为夹角下限；θ为第二夹角。当绕飞卫星相机视场边界与地球边界相切时，得到了夹角下限，所以为了使地球不出现在绕飞卫星相机视场内，目标卫星-绕飞卫星-地心的夹角应大于夹角下限。

在本实施例中，为设计参开绕飞轨迹建立了坐标系以确定绕飞卫星与目标卫星之间的位置关系。首先以所述目标卫星的质心为原点、所述目标卫星指向地心方向为Z轴(径向)方向、垂直于Z轴方向并指向所述目标卫星运动前方为X轴(横向)方向、右手定则确定Y轴(法向)方向建立所述坐标系。而为了全视角和全面的观察目标卫星，还要确定绕飞圈数，计算所述绕飞卫星在所述坐标系中的位置得到所述参考绕飞轨迹。由此在本实施例中还提供了参考绕飞轨迹：

其中，x、y和z分别表示所述绕飞卫星在所述坐标系中X轴、Y轴和Z轴的位置分量；r_rf是绕飞半径；T是绕飞周期；t是当圈绕飞的时刻相对于当圈绕飞初始时刻的偏差；为绕飞卫星的绕飞圈平面与目标卫星轨道面的夹角，且当绕飞卫星沿参考轨迹绕飞的过程中绕飞卫星处于径向最高处时，目标卫星-绕飞卫星-地心的夹角最小，因此，大于所述夹角下限γ。

在该实施例中我们确定了所述绕飞圈数为2圈。若绕飞卫星绕目标卫星进行两圈圆绕飞，而两圈圆绕飞轨迹所在平面相互垂直，例如，第一圈圆绕飞轨迹处于目标卫星的轨道平面内；第二圈圆绕飞轨迹垂直于目标卫星径向，但是这一绕飞不满足地球视场约束，特别是绕飞卫星处于绕飞轨迹第一圈的径向最上方时，地球直接出现在绕飞卫星的光轴上。因此，本实施例中对每圈所述绕飞圈平面与目标卫星轨道面的夹角也做出了要求，设定两圈绕飞圈平面与目标卫星轨道面的夹角相同，即，两圈圆绕飞轨迹所处的平面均与轨道面的夹角为两圈绕飞圆轨迹的交线为轨道坐标系的X轴(横向)，两圈飞行的参考绕飞轨迹均按照式(1)进行计算能够在最少圈数绕飞情况下，实现对目标卫星的全面和全视角观察。

在本实施例中，当得到参考绕飞轨迹后，还要对所述参考绕飞轨迹进行跟踪。优选地，采用比例-微分控制策略进行跟踪，根据所述参考绕飞轨迹与实际轨迹的相对位置和相对加速度之差构成控制加速度：

其中，F_x、F_y和F_z分别是绕飞卫星在目标卫星轨道的坐标系X轴、Y轴和Z轴的控制加速度分量；Δx、Δy和Δz分别是实际轨迹在目标卫星轨道坐标系X轴、Y轴和Z轴的位置分量与参考轨迹相应量之差；和分别是实际轨迹在目标卫星轨道坐标系X轴、Y轴和Z轴的速度分量与参考轨迹相应量之差；K_px、K_py和K_pz分别是绕飞卫星控制器在目标卫星轨道坐标系X轴、Y轴和Z轴的比例系数；K_dx、K_dy和K_dz分别是绕飞卫星控制器在目标卫星轨道坐标系X轴、Y轴和Z轴的微分系数。

为进一步说明，本发明提供了一个更为具体的实施例，假设目标卫星的轨道高度为H＝1.1×10⁶m；绕飞卫星绕目标卫星绕飞两圈，每圈的绕飞半径均为r_rf＝100m；绕飞周期均为T＝400sec；地球平均半径取为R_e＝6.37×10⁶m。

首先，计算目标卫星-绕飞卫星-地心的夹角应满足的条件。根据地球视场约束计算从绕飞卫星观察到的目标卫星与地心之间的张角最小值。绕飞卫星相机视场角取为θ＝5.5°；目标卫星的轨道高度为H＝1.1×10⁶m，地球平均半径取为R_e＝6.37×10⁶m，所以，从绕飞卫星观察到的绕飞卫星到地球切线方向与绕飞卫星到地心方向的夹角α为

为了使地球不出现在绕飞卫星相机视场内，目标卫星-绕飞卫星-地心的夹角应满足以下条件：

然后，设计满足地球视场约束的参考绕飞轨迹。本专利设计的两圈圆绕飞轨迹所处的平面均与目标卫星的轨道面的夹角为两圈绕飞圆轨迹的交线为轨道坐标系的X轴(横向)，所以绕飞卫星在目标卫星轨道坐标系的两圈绕飞的参考轨迹均可由公式：

进行确定。

为了满足地球视场约束，绕飞轨迹所处的平面均与轨道面的夹角可以取为绕飞半径均为r_rf＝100m；绕飞周期均为T＝400sec。

参考绕飞轨迹以及参考绕飞轨迹的目标卫星-绕飞卫星-地心夹角时间历程分别如如3和图4所示，可以看出参考绕飞轨迹的目标卫星-绕飞卫星-地心夹角大于地球视场约束要求的目标卫星-绕飞卫星-地心夹角，从而使得该绕飞轨迹满足地球视场约束。

最后，设计跟踪参考绕飞轨迹的控制律。采用比例-微分控制策略对上述参考轨迹进行跟踪，控制加速度由参考轨迹与实际轨迹的相对位置和相对速度之差构成，则绕飞卫星的三轴控制加速度为

比例-微分控制器的比例系数取为：K_px＝1、K_py＝1和K_pz＝1；微分系数取为：K_dx＝1、K_dy＝1和K_dz＝1。

实际绕飞轨迹以及实际绕飞轨迹的目标卫星-绕飞卫星-地心夹角时间历程分别如图5和图6所示，可以看出实际绕飞轨迹的目标卫星-绕飞卫星-地心夹角大于地球视场约束要求的目标卫星-绕飞卫星-地心夹角，从而，实际绕飞轨迹满足地球视场约束。

绕飞过程中，绕飞卫星三轴控制加速度时间历程如图7，除了第一圈绕飞的起始时刻和第一圈到第二圈绕飞的切换时刻，其他时刻的三轴控制加速度基本在0.05m/s²以内。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (7)

1.一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法，其特征在于，包括：

S1、根据地球视场约束，计算目标卫星-绕飞卫星-地心的夹角下限；

S2、建立以目标卫星为原点的坐标系，利用所述夹角下限设计绕飞卫星的参考绕飞轨迹；

S3、计算跟踪所述参考绕飞轨迹的控制律，控制绕飞卫星绕飞所述目标卫星。

2.根据权利要求1所述的绕飞轨迹设计与控制方法，其特征在于，所述步骤S1包括：

S11、当所述绕飞卫星的相机视场边界外切地球边界时，计算绕飞卫星-切点连线与绕飞卫星-地心连线之间的第一夹角；

S12、确定所述相机视场边界与相机光轴方向的第二夹角；

S13、根据所述第一夹角和所述第二夹角，计算所述夹角下限。

3.根据权利要求2所述的绕飞轨迹设计与控制方法，其特征在于，所述第一夹角为：

所述夹角下限为：γ＝θ+α；

其中，α为第一夹角；R_e是地球平均半径；H是绕飞卫星的轨道高度，近似取目标卫星的轨道高度；γ为夹角下限；θ为第二夹角。

4.根据权利要求1所述的绕飞轨迹设计与控制方法，其特征在于，所述步骤S2包括：

S21、以所述目标卫星的质心为原点、所述目标卫星指向地心方向为Z轴方向、垂直于Z轴方向并指向所述目标卫星运动前方为X轴方向、右手定则确定Y轴方向建立所述坐标系；

S22、确定绕飞圈数，计算所述绕飞卫星在所述坐标系中的位置得到所述参考绕飞轨迹。

5.根据权利要求4所述的绕飞轨迹设计与控制方法，其特征在于，所述参考绕飞轨迹为：

其中，x、y和z分别表示所述绕飞卫星在所述坐标系中X轴、Y轴和Z轴的位置分量；r_rf是绕飞半径；T是绕飞周期；t是当圈绕飞的时刻相对于当圈绕飞初始时刻的偏差；为绕飞卫星的绕飞圈平面与目标卫星轨道面的夹角，且大于所述夹角下限。

6.根据权利要求5所述的绕飞轨迹设计与控制方法，其特征在于，所述绕飞圈数为2圈，每圈所述绕飞圈平面与目标卫星轨道面的夹角相同。

7.根据权利要求1所述的绕飞轨迹设计与控制方法，其特征在于，所述步骤S3具体包括

采用比例-微分控制策略对所述参考绕飞轨迹进行跟踪，根据所述参考绕飞轨迹与实际轨迹的相对位置和相对加速度之差构成控制加速度：

其中，F_x、F_y和F_z分别是绕飞卫星在目标卫星轨道的坐标系X轴、Y轴和Z轴的控制加速度分量；Δx、Δy和Δz分别是实际轨迹在目标卫星轨道坐标系X轴、Y轴和Z轴的位置分量与参考轨迹相应量之差；和分别是实际轨迹在目标卫星轨道坐标系X轴、Y轴和Z轴的速度分量与参考轨迹相应量之差；K_px、K_py和K_pz分别是绕飞卫星控制器在目标卫星轨道坐标系X轴、Y轴和Z轴的比例系数；K_dx、K_dy和K_dz分别是绕飞卫星控制器在目标卫星轨道坐标系X轴、Y轴和Z轴的微分系数。