CN110329544A - 一种用于自主快速交会对接的单脉冲制导方法、可读介质 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种用于自主快速交会对接的单脉冲制导方法、可读介质。该方法包括：获取追踪航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数；根据追踪航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数计算航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数之间的参数偏差；根据所述参数偏差，计算追踪航天器变轨的特征点纬度幅角；获取变轨特征点纬度幅角基准值，将上述纬度幅角计算值与基准值进行比对，满足使用范围时变轨的特征点纬度幅角使用计算值，否则使用基准值；根据追踪航天器的轨道参数、目标航天器的轨道参数以及所述偏差参数和特征点纬度幅角计算追踪航天器单次变轨的迹向变轨量和径向变轨量，将所述变轨量应用于自主快速交会对接。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于自主快速交会对接的单脉冲制导方法、可读介质，属于航天制导与控制技术领域。
背景技术
2011年～2017年SZ-8/9/10/11载人飞船和TZ-1货运飞船相继发射，成功与TG-1目标飞行器和TG-2空间实验室进行了多次自动、手动交会对接。每次任务中历时2天的一次对接，给地面飞控人员状态监视、数据判读带来巨大工作量，同时由于远距离交会变轨为地面导引，需地面进行测定轨和计算制导律，交会对接频繁的交会变轨，也给地面人员带来了巨大的工作量。此外，将来空间站正常运营期间，历时2天的对接，无法满足故障情况下，营救航天员或紧急补给的要求。
针对上述问题，2012年神舟九号任务成功后，即开展了相关的技术调研工作。从调研结果看，要想解决上述问题，发展趋势有如下两方面：自主和快速。“自主”是尽可能的由航天器在轨依靠自身设备实现导航、制导和控制，最大程度的减少对地面的依赖。“快速”则是减少一次对接的交会飞行时间，减轻地面人力、物力保障，满足营救航天员、紧急补给任务需求。
2012年8月，俄罗斯的进步号货运飞船采用快速交会对接技术，通过约6个小时左右的飞行实现了与空间站的对接。同时，随着我国载人三期载人飞船、货运飞船研制的全面铺开，自主快速交会对接技术呈加速研制趋势。
对于自主快速交会对接，制导方案属于核心技术。既要保证在较短的交会时间内以一定的精度达到交会点，同时还要保证在轨自主计算的可靠性和安全性。
远距离制导可以归结为轨道控制问题。关于轨道控制的一般性方法比较多，其中aew(半长轴a、偏心率e和近地点幅角w)联合修正是一种常用的轨道控制方法，一般用单个航天器的高精度轨道控制。但这种轨道控制方法对于什么时候轨道控制到位并没有考虑。对于交会对接来说需要在要求的时间控制追踪航天器到达要求的位置和速度，因此不能直接应用。此外，交会对接任务中的轨道控制还有较高的精度要求。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的缺陷，针对快速交会对接远距离自主导引制导且精度要求较高的问题，提供了一种用于自主快速交会对接的单脉冲制导方法、可读介质，解决高精度、高可靠、短时间的交会对接远距离导引段自主制导问题，满足载人航天等领域未来交会对接任务对交会对接技术提出的自主、快速的需求。
本发明的技术解决方案是：一种用于自主快速交会对接的单脉冲制导方法，该方法包括以下步骤：
S1、获取追踪航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数；所述轨道参数包括轨道的半长轴、偏心率、近地点幅角和纬度幅角；
S2、根据追踪航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数，计算追踪航天器的轨道参数与目标航天器的轨道参数偏差；所述参数偏差包括目标航天器轨道与追踪航天器轨道的半长轴偏差Δa、目标航天器轨道与追踪航天器轨道的偏心率水平方向投影偏差Δew1和偏心率竖直方向投影偏差Δew2；
S3、获取追踪航天器用于变轨的特征点纬度幅角；
S4、根据追踪航天器的轨道参数、目标航天器的轨道参数、追踪航天器的轨道参数与目标航天器的轨道参数偏差、追踪航天器用于变轨的特征点纬度幅角，计算追踪航天器单次变轨的迹向变轨量和径向变轨量，将所述迹向变轨量和径向变轨量应用于自主快速交会对接。
所述步骤S3的具体实现为：
S3.1、根据追踪航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数偏差，实时计算追踪航天器用于变轨的准特征点纬度幅角，记为变轨特征点纬度幅角计算值；
S3.2、将变轨特征点纬度幅角计算值与预设的变轨特征点纬度幅角基准值进行比对，如果变轨特征点纬度幅角计算值与预设的变轨特征点纬度幅角基准值之差在小于预设阈值，则追踪航天器用于变轨的特征点纬度幅角取变轨特征点纬度幅角计算值，否则，追踪航天器用于变轨的特征点纬度幅角取变轨特征点纬度幅角基准值。
所述变轨特征点纬度幅角计算值u′OM的计算公式为：
u'OM＝arctan(Δew2/Δew1)
其中：Δew1为目标航天器轨道与追踪航天器偏心率水平方向投影偏差；Δew2为目标航天器轨道与追踪航天器偏心率竖直方向投影偏差。
所述预设的变轨特征点纬度幅角基准值通过追踪航天器前次轨控计算得到或者地面计算注入。
所述预设阈值不超过20°。
所述步骤S2中，目标航天器轨道与追踪航天器轨道的半长轴偏差Δa的计算公式为：
Δa＝aT-aC
式中，at为目标航天器轨道的半长轴，aC为追踪航天器轨道的半长轴。
所述步骤S2中，偏心率水平方向投影偏差Δew1的计算公式为：
Δew1＝eTcoswT-eCcoswC
式中，eT为目标航天器轨道的偏心率，eC为追踪航天器的偏心率，wT为目标航天器轨道的近地点幅角，wC为追踪航天器轨道的近地点幅角。
所述步骤S2中，目标航天器轨道与追踪航天器偏心率竖直方向投影偏差Δew2为：
Δew2＝eTsinwT-eCsinwC
式中，eT为目标航天器轨道的偏心率，eC为追踪航天器的偏心率，wT为近地点幅角，wC为追踪航天器轨道的近地点幅角。
在步骤S4中，通过方程组
计算单次变轨的迹向变轨量vx和径向变轨量vz，其中，n为追踪航天器轨道角速度，eT为目标航天器轨道的偏心率，eC为追踪航天器轨道的偏心率，wT为目标航天器轨道的近地点幅角，wC为追踪航天器轨道的近地点幅角，Δew1为目标航天器轨道与追踪航天器偏心率水平方向投影偏差，Δew2为目标航天器轨道与追踪航天器偏心率竖直方向投影偏差，uOM为追踪航天器用于变轨的特征点纬度幅角，L为目标航天器轨道与交会对接轨道的半长轴之差，L＝aT-aset。
本发明提供的另一个技术解决方案是：一种存储了指令的计算机可读介质，当所述指令被至少一个处理器执行时，使得所述至少一个处理器执行权利要求1所述步骤。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)、本发明利用两航天器的轨道信息和特征点纬度幅角，进行单脉冲变轨量的优化和计算，计算量小，适合星上在轨运算，自主性好；
(2)、本发明克服现有技术中地面远距离导引段需要进行大量迭代计算的缺陷，耗时短，解决了快速交会对接任务远距离导引段飞行时间短导致的制导脉冲寻优困难的问题，可用于紧急情况下交会对接任务的确定和实施。
(3)、本发明约束了用于变轨的特征点纬度幅角的取值范围，既保证变轨量的精度，又保证了算法的稳定性和可靠性，工程可实施性好，适用于最后一次交会变轨。
附图说明
图1是根据本发明的自主快速交会对接单脉冲轨道根数和相位修正制导方法的流程图。
具体实施方式
以下结合附图，详细描述本发明的实施例。
如图1所示，本发明提供的一种用于自主快速交会对接的单脉冲制导方法包括以下步骤：
S1、获取追踪航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数。
在本发明的实施例中，追踪航天器的轨道参数包括追踪航天器轨道的半长轴aC、偏心率eC、近地点幅角wC和纬度幅角uC，追踪航天器的轨道参数可在地面注入，也可由卫星导航设备测定的位置速度计算得到。
目标航天器的轨道参数包括目标航天器轨道的半长轴aT，偏心率eT，近地点幅角wT和纬度幅角uT。目标航天器的轨道参数可在地面注入。
S2、根据追踪航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数计算航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数之间的参数偏差。
在本发明的实施例中，参数偏差包括目标航天器轨道与追踪航天器轨道的半长轴偏差Δa、目标航天器轨道与追踪航天器轨道的偏心率水平方向投影偏差Δew1和偏心率竖直方向投影偏差Δew2。
在本发明的实施例中，目标航天器轨道与追踪航天器轨道的半长轴偏差Δa的计算公式为：
Δa＝aT-aC
式中，at为目标航天器轨道的半长轴，aC为追踪航天器轨道的半长轴。
偏心率水平方向投影偏差Δew1通过以下来计算：
Δew1＝eTcoswT-eCcoswC
式中，eT为目标航天器轨道的偏心率，eC为追踪航天器的偏心率，wT为目标航天器轨道的近地点幅角，wC为追踪航天器轨道的近地点幅角。
偏心率竖直方向投影偏差Δew2通过下式来计算：
Δew2＝eTsinwT-eCsinwC
式中，eT为目标航天器轨道的偏心率，eC为追踪航天器的偏心率，wT为近地点幅角，wC为追踪航天器轨道的近地点幅角。
S3、获取追踪航天器用于变轨的特征点纬度幅角；
在本发明的实施例中，追踪航天器变轨的特征点纬度幅角
S3.1、根据追踪航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数偏差，实时计算追踪航天器用于变轨的准特征点纬度幅角，记为变轨特征点纬度幅角计算值；
所述变轨特征点纬度幅角计算值u′OM的计算公式为：
u'OM＝arctan(Δew2/Δew1)
其中：Δew1为目标航天器轨道与追踪航天器偏心率水平方向投影偏差；Δew2为目标航天器轨道与追踪航天器偏心率竖直方向投影偏差。
S3.2、将变轨特征点纬度幅角计算值与预设的变轨特征点纬度幅角基准值进行比对，如果变轨特征点纬度幅角计算值与预设的变轨特征点纬度幅角基准值之差的绝对值在小于等于预设阈值，则追踪航天器用于变轨的特征点纬度幅角取变轨特征点纬度幅角计算值，否则，追踪航天器用于变轨的特征点纬度幅角取变轨特征点纬度幅角基准值。
预设的变轨特征点纬度幅角基准值通过追踪航天器前次轨控计算得到或者地面计算注入。
在本发明的实施例中，由于航天器交会对相位约束较强，因此单次变轨点必须在期望轨控点附近。首先，获取变轨特征点纬度幅角基准值uOM0，该预设的变轨特征点纬度幅角基准值可以是前次轨控计算得到的下次轨控期望值，也可由地面计算注入的期望值得到。
若|u'OM-uOM0|大于设定阈值ΔuOM，则uOM＝uOM0，否则，uOM＝u'OM。所述预设阈值不超过20°。
S4、根据追踪航天器的轨道参数、目标航天器的轨道参数、追踪航天器的轨道参数与目标航天器的轨道参数偏差、追踪航天器用于变轨的特征点纬度幅角，计算追踪航天器单次变轨的迹向变轨量和径向变轨量，将所述迹向变轨量和径向变轨量应用于自主快速交会对接，在特征点纬度幅角uOM处实施变轨可以完成交会任务。
对于追踪航天器单次变轨，半长轴改变量Δa0通过以下等式来确定：
其中，u是变轨时刻对应的纬度幅角，ΔVx是该次变轨的迹向变轨量，ΔVz是该次变轨的径向变轨量。
追踪航天器单次变轨，偏心率水平方向投影变量Δex通过以下等式来确定：
其中，n为追踪航天器轨道角速度，a为追踪航天器变轨前的运行轨道的半长轴。
追踪航天器单次变轨，偏心率竖直方向投影变量Δey通过以下等式来确定：
根据上述公式，可形成以下方程组：
上述方程组有两个待求解变量vx和vz，采用下式最小二乘法的方式可对其进行求解：
其中，
其中，n为追踪航天器轨道角速度，eT为目标航天器轨道的偏心率，eC为追踪航天器轨道的偏心率，wT为目标航天器轨道的近地点幅角，wC为追踪航天器轨道的近地点幅角，Δew1为目标航天器轨道与追踪航天器偏心率水平方向投影偏差，Δew2为目标航天器轨道与追踪航天器偏心率竖直方向投影偏差，uOM为追踪航天器用于变轨的特征点纬度幅角，L为目标航天器轨道与交会对接轨道的半长轴之差，L＝aT-aset。
综上所示，本发明通过步骤S1-S5所示的方法获得了单次变轨的迹向变轨量vx和径向变轨量vz，在特征点纬度幅角uOM处实施变轨可以完成交会任务。
本发明提出的方法主要适用于自主快速交会对接远距离导引段制导律设计，通过单次变轨修正提高远距离导引段末端制导精度，可应用于载人三期快速交会对接任务，目前已应用于载人飞船、货运飞船的工程研制，后续还可以推广应用于在轨服务、空间攻防、深空交会对接等领域。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
Claims (10)
1.一种用于自主快速交会对接的单脉冲制导方法，其特征在于包括以下步骤：
S1、获取追踪航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数；所述轨道参数包括轨道的半长轴、偏心率、近地点幅角和纬度幅角；
S2、根据追踪航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数，计算追踪航天器的轨道参数与目标航天器的轨道参数偏差；所述参数偏差包括目标航天器轨道与追踪航天器轨道的半长轴偏差Δa、目标航天器轨道与追踪航天器轨道的偏心率水平方向投影偏差Δew1和偏心率竖直方向投影偏差Δew2；
S3、获取追踪航天器用于变轨的特征点纬度幅角；
S4、根据追踪航天器的轨道参数、目标航天器的轨道参数、追踪航天器的轨道参数与目标航天器的轨道参数偏差、追踪航天器用于变轨的特征点纬度幅角，计算追踪航天器单次变轨的迹向变轨量和径向变轨量，将所述迹向变轨量和径向变轨量应用于自主快速交会对接，在特征点纬度幅角uOM处实施变轨可以完成交会任务。
2.根据权利要求1所述的一种用于自主快速交会对接的单脉冲制导方法，其特征在于步骤S3的具体实现为：
S3.1、根据追踪航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数偏差，实时计算追踪航天器用于变轨的准特征点纬度幅角，记为变轨特征点纬度幅角计算值；
S3.2、将变轨特征点纬度幅角计算值与预设的变轨特征点纬度幅角基准值进行比对，如果变轨特征点纬度幅角计算值与预设的变轨特征点纬度幅角基准值之差在小于预设阈值，则追踪航天器用于变轨的特征点纬度幅角取变轨特征点纬度幅角计算值，否则，追踪航天器用于变轨的特征点纬度幅角取变轨特征点纬度幅角基准值。
3.根据权利要求2所述的自主快速交会对接单脉冲轨道根数和相位修正制导方法，其特征在于所述变轨特征点纬度幅角计算值u′OM的计算公式为：
u'OM＝arctan(Δew2/Δew1)
其中：Δew1为目标航天器轨道与追踪航天器偏心率水平方向投影偏差；Δew2为目标航天器轨道与追踪航天器偏心率竖直方向投影偏差。
4.根据权利要求2所述的一种用于自主快速交会对接的单脉冲制导方法，其特征在于预设的变轨特征点纬度幅角基准值通过追踪航天器前次轨控计算得到或者地面计算注入。
5.根据权利要求2所述的一种用于自主快速交会对接的单脉冲制导方法，其特征在于所述预设阈值不超过20°。
6.根据权利要求4所述的自主快速交会对接单脉冲轨道根数和相位修正制导方法，其特征在于所述步骤S2中，目标航天器轨道与追踪航天器轨道的半长轴偏差Δa的计算公式为：
Δa＝aT-aC
式中，at为目标航天器轨道的半长轴，aC为追踪航天器轨道的半长轴。
7.根据权利要求4所述的自主快速交会对接单脉冲轨道根数和相位修正制导方法，其特征在于所述步骤S2中，偏心率水平方向投影偏差Δew1的计算公式为：
Δew1＝eTcoswT-eCcoswC
式中，eT为目标航天器轨道的偏心率，eC为追踪航天器的偏心率，wT为目标航天器轨道的近地点幅角，wC为追踪航天器轨道的近地点幅角。
8.根据权利要求4所述的自主快速交会对接单脉冲轨道根数和相位修正制导方法，其特征在于所述步骤S2中，目标航天器轨道与追踪航天器偏心率竖直方向投影偏差Δew2为：
Δew2＝eTsinwT-eCsinwC
式中，eT为目标航天器轨道的偏心率，eC为追踪航天器的偏心率，wT为近地点幅角，wC为追踪航天器轨道的近地点幅角。
9.根据权利要求5所述的自主快速交会对接单脉冲轨道根数和相位修正制导方法，其特征在于：在步骤S4中，通过方程组
计算单次变轨的迹向变轨量vx和径向变轨量vz，其中，n为追踪航天器轨道角速度，eT为目标航天器轨道的偏心率，eC为追踪航天器轨道的偏心率，wT为目标航天器轨道的近地点幅角，wC为追踪航天器轨道的近地点幅角，Δew1为目标航天器轨道与追踪航天器偏心率水平方向投影偏差，Δew2为目标航天器轨道与追踪航天器偏心率竖直方向投影偏差，uOM为追踪航天器用于变轨的特征点纬度幅角，L为目标航天器轨道与交会对接轨道的半长轴之差，L＝aT-aset。
10.一种存储了指令的计算机可读介质，其特征在于，当所述指令被至少一个处理器执行时，使得所述至少一个处理器执行权利要求1所述步骤。
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