CN110377047B - 一种双星卫星编队防碰撞方法 - Google Patents

Abstract

一种双星卫星编队防碰撞方法，如果编队主星和编队辅星之间三维距离小于第一阈值，编队辅星置防碰撞预警标志，同时发送编队推力器限喷标志，编队辅星立即终止正在进行的编队控制任务；如果三维距离小于第二阈值，编队辅星再次发送编队推力器限喷标志，关闭编队辅星的推力器自锁阀；如果三维距离小于第三阈值，编队主星置防碰撞预警标志，编队主星进行脉冲喷气控制，推动编队主星远离编队辅星。本发明的防碰撞规避方法层级清晰，系统性完整，从应对角色考虑包括编队辅星的措施和编队主星的措施，从应对措施角度考虑包括被动限喷措施以及主动喷气规避措施，工程可实现性强，方法简单，能够星上自主实现，提升卫星自主化水平，响应迅速，安全指数高。

Description

一种双星卫星编队防碰撞方法

技术领域

本发明涉及卫星编队控制技术领域，尤其涉及一种双星卫星编队防碰撞方法。

背景技术

随着卫星编队飞行技术在对地观测与天文观测等领域逐步转向工程应用，编队控制的工程技术体系逐步细化深入。由于任务需要以及自然摄动，编队卫星系统需要进行频繁的编队控制，编队卫星安全性设计是保证任务安全开展的必要措施和前提条件，其重要性和迫切性显而易见。实际上，编队安全性设计通过编队构形设计、控制方案规划、故障诊断以及单机级/系统级冗余等方面工作极大降低了编队卫星发生碰撞的风险。但是，由于空间环境的复杂，星上异常状态如误喷气、推力器故障漏喷等导致星间非预期接近的可能性仍然是存在，因而有必要在工程应用中设计简易且行之有效的编队卫星防主动防碰撞规避方法。

现有的编队卫星防碰撞研究成果往往建立复杂的概率计算模型进行碰撞概率预估，或是依赖于GNSS接收机测量数据，往往存在算法较为复杂或者约束条件简单、缺乏系统性整体设计等不足。

发明内容

本发明提供一种双星卫星编队防碰撞方法，能够在工程约束条件下通过被动限喷与主动喷气控制相结合的方式实现防碰撞安全规避。

为了达到上述目的，本发明提供一种双星卫星编队防碰撞方法，包含以下步骤：

实时监测编队主星和编队辅星之间的三维距离D；

如果三维距离D小于第一阈值D1，编队辅星置防碰撞预警标志，同时发送辅星编队推力器限喷标志，编队辅星立即终止正在进行的编队控制任务；

如果三维距离D小于第二阈值D2，编队辅星再次发送辅星编队推力器限喷标志，同时关闭编队辅星的推力器自锁阀，确保当前及后续编队策略均不被执行；

如果三维距离D小于第三阈值D3，编队主星置防碰撞预警标志，编队主星进行脉冲喷气控制，推动编队主星远离编队辅星，使编队主星与编队辅星之间的三维距离D大于等于第一阈值D1；

其中，第一阈值D1>第二阈值D2>第三阈值D3。

所述的第一阈值D1：

其中，

表示根据标称编队构形参数p，s，θ_FF，ψ_FF，l和Δa求出的最小值；

p为X-Y平面内投影椭圆的短半轴，s为Z方向简谐运动的振幅，l为编队构形中心与主星的距离，θ_FF为X-Y平面内运动的初始相位角，ψ_FF为Z方向运动的初始相位；

d1为考虑空间环境摄动、控制残差以及星间链路测距误差的经验值。

所述的第二阈值D2：

D2＝D1-d2

其中，d2为考虑正常编队控制影响最大包络的经验值。

所述的第三阈值D3是根据单颗卫星最大几何外形包络、星间链路测距误差以及推力器指标分析出的安全规避所需的最小距离。

所述的脉冲喷气控制量Δv：

其中，n表示由编队主星轨道高度确定的平均轨道角速度，k表示进行防碰撞喷气控制后最长需要多久时间卫星进入地面观测弧段，l_c表示最大漂移距离。

若防碰撞触发时刻编队主星的纬度幅角在[0°～180°)范围内，编队主星沿正Y_H方向进行喷气控制，若防碰撞触发时刻编队主星的纬度幅角在[180°～360°)范围内，编队主星沿负Y_H方向进行喷气控制。

本发明的防碰撞规避方法层级清晰，系统性完整，从应对角色考虑包括编队辅星的措施和编队主星的措施，从应对措施角度考虑包括被动限喷措施以及主动喷气规避措施，工程可实现性强，方法简单，能够星上自主实现，提升卫星自主化水平，响应迅速，安全指数高。

附图说明

图1是编队坐标系图。

图2是卫星编队防碰撞方法的流程示意图。

图3是星间相对运动在轨道面内投影与主星纬度幅角关系说明图。

图4是主星纬度幅角在[0°～180°)范围内主动防碰撞规避喷气方向选择说明示意图。

图5是主星纬度幅角在[180°～360°)范围内主动防碰撞规避喷气方向选择说明示意图。

具体实施方式

以下根据图1～图5，具体说明本发明的较佳实施例。

在双星卫星编队中，作为相对运动基准的是编队主星，进行相对运动控制即编队控制的是编队辅星。如图1所示，为了描述编队辅星相对于编队主星的运动，定义相对轨道根数Δα矢量：

其中，下标1表示编队主星绝对轨道六根数，下标2表示编队辅星绝对轨道六根数，Δu表示相对平纬度幅角之差，a为半长轴，e为偏心率，i为轨道倾角，ω为近地点幅角，Ω为升交点赤经，u为纬度幅角；

其中，δe和θ_FF分别是Δe矢量的模值和相位，δi和ψ_FF分别是Δi矢量的模值和相位；

同样，辅星相对于主星的相对运动可以通过Hill编队坐标系下辅星与主星的相对位置△r来描述，矢量关系如图1：

△r＝(△x_H,△y_H,△z_H)^T (3)

因此，在编队坐标系下相对位置△r与相对轨道根数Δα存在对应关系：

对公式4进行展开，并令p＝aδe，l＝a(coti₁△i_y+△u)，s＝aδi，可得：

综上所述，编队辅星相对编队主星的运动状态可以用编队构形参数p，s，θ_FF，ψ_FF，l和Δa确定。如图1所示，其中p为X-Y平面(轨道平面)内投影椭圆的短半轴，s为Z方向(侧向)简谐运动的振幅，l为编队构形中心与主星的距离，θ_FF为X-Y平面内运动的初始相位角，ψ_FF为Z方向运动的初始相位。

如图2所示，本发明提供一种双星卫星编队防碰撞方法，包含以下步骤：

实时监测编队主星和编队辅星之间的三维距离D；

如果三维距离D小于第一阈值D1，编队辅星置防碰撞预警标志，同时发送辅星编队推力器限喷标志，编队辅星立即终止正在进行的编队控制任务；

如果三维距离D小于第二阈值D2，编队辅星再次发送辅星编队推力器限喷标志，同时关闭编队辅星的推力器自锁阀，确保当前及后续编队策略均不被执行；

如果三维距离D小于第三阈值D3，编队主星置防碰撞预警标志，编队主星进行脉冲喷气控制，推动编队主星远离编队辅星，使编队主星与编队辅星之间的三维距离D大于等于第一阈值D1；

其中，第一阈值D1>第二阈值D2>第三阈值D3，这些阈值可由地面上注指令修改，具体值由编队构形参数、单颗卫星最大包络以及推力器能力等工程约束综合考虑确定。

在本发明的实施例中，本发明提供的一种卫星编队防碰撞方法包含以下步骤：

步骤S1、由于卫星异常状态，编队卫星之间发生非预期接近时，星间距离(两星之间的三维距离)不断减小，当连续5s由星间链路(星间链路是编队卫星体系中每颗卫星配置的硬件模块，用于卫星之间数据的传输与交互，同时间接具备测距功能，由于结构简单具有可靠性高)等获取的星间三维距离小于第一阈值D1(单位：m)时，编队辅星置防碰撞预警标志，同时发送编队推力器限喷标志，正在进行的编队控制任务立即终止；

其中，第一阈值D1由以下公式确定：

其中，

表示根据标称编队构形参数p，s，θ_FF，ψ_FF，l和Δa依据公式5求出的最小值，d1为考虑空间环境摄动、控制残差以及星间链路测距误差的经验值。

步骤S2、当连续5s由星间链路等获取的星间三维距离小于第二阈值D2(单位：m)时，编队辅星再次发送编队推力器限喷，关闭编队推力器自锁阀；

其中，第二阈值D2由以下公式确定：

D2＝D1-d2 (7)

其中，d2为考虑正常编队控制影响最大包络的经验值。

步骤S3、当连续5s由星间链路等获取的星间三维距离小于第三阈值D3(单位：m)时，编队主星置防碰撞规避触发标志后，沿编队坐标系Y_H方向施加单脉冲喷气控制，控制量为Δv(单位：m/s)，喷气方向由触发时刻编队主星纬度幅角决定，从而快速拉开两星沿航迹向距离，确保双星防碰撞安全运行；

若防碰撞触发时刻编队主星的纬度幅角在[0°～180°)范围内，则编队主星沿正Y_H方向进行喷气控制，否则，沿负Y_H方向进行喷气控制；

第三阈值D3是根据单颗卫星最大几何外形包络、星间链路测距误差以及推力器指标分析出的安全规避所需的最小距离；

编队主星的脉冲喷气控制量Δv由卫星轨道高度、星间链路作用范围以及地面测控条件等工程约束综合考虑确定，可由地面上注指令修改，脉冲喷气控制量Δv由下式计算获得：

其中，n表示由编队主星轨道高度确定的平均轨道角速度，k表示考虑地面测控条件下的时间约束，即进行防碰撞喷气控制后最长需要多久时间卫星进入地面观测弧段，l_c表示兼顾星间链路作用距离范围以及测控条件下时间约束的编队坐标系Y_H向最大漂移距离。

喷气方向的选择是基于能量理论，具体而言就是，星间距离异常接近的本质是星间能量的差异化变小，因此在单脉冲约束下通过喷气方向选择增加星间能量的差异。由公式5可知，编队辅星相对编队主星的相对运动与主星纬度幅角u₁的关系如图3所示，如果主星纬度幅角u₁在范围[0°～180°)内，则编队辅星位于编队主星的下方，如果主星纬度幅角u₁在范围[180°～360°)内，则编队辅星位于编队主星的上方。因此，引入星间能量的概念，在主星纬度幅角u₁范围[0°～180°)内，编队辅星通过抬升“势能”异常接近主星，减少主星和辅星之间的星间能量差异，编队主星可以通过正Y_H向或者负Y_H向喷气控制最终都能够达到增加星间安全所需的星间能量差异的目的，但是负Y_H向喷气控制会出现星间能量差异先变小再变大的过程，安全裕度不足，因此主星绝对纬度幅角在[0°～180°)范围内的编队主星经过沿正Y_H方向喷气控制。在主星纬度幅角范围[180°～360°)内，分析过程相似，编队主星经过沿负Y_H方向喷气控制。

本发明具有以下有益效果：

1、过程明确，工程可实现性强：防碰撞规避方法层级清晰，系统性完整，从应对角色考虑包括编队辅星的措施和编队主星的措施，从应对措施角度考虑包括被动限喷措施以及主动喷气规避措施。工程约束考虑主要体现在，防碰撞规避控制执行卫星的选择(考虑到编队控制任务由编队辅星完成，从异常故障发生的概率角度出发，编队辅星更可能出现异常状态，因而选择编队主星执行主动规避控制安全系数更高)；防碰撞的规避层级设计(设置防碰撞预警状态和防碰撞规避两层状态，使得异常状态能够早发现早介入早处理)、阈值的选取(充分考虑编队构形参数、星间链路作用范围、推力器性能等指标约束)和数据源的选取(充分坚持“最简配置”原则，仅考虑星间链路数据，不考虑GNSS接收机和激光雷达等相对测量敏感器，星上恶劣状态考虑更充分)。

2、方法简单，星上自主实现：本方法无复杂运算，所有阈值具有明确物理含义，能够星上实现，提升卫星自主化水平，避免受制于地面测控条件约束。

3、响应迅速，安全指数高：由于防碰撞规避是异常紧急的情况，主动防碰撞规避策略，利用能量理论，喷气方向选择的原则为增加星间能量的差异。

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 (6)

1.一种双星卫星编队防碰撞方法，其特征在于，包含以下步骤：

实时监测编队主星和编队辅星之间的三维距离D；

如果三维距离D小于第一阈值D1，编队辅星置防碰撞预警标志，同时发送辅星编队推力器限喷标志，编队辅星立即终止正在进行的编队控制任务；

如果三维距离D小于第二阈值D2，编队辅星再次发送辅星编队推力器限喷标志，同时关闭编队辅星的推力器自锁阀，确保当前及后续编队策略均不被执行；

如果三维距离D小于第三阈值D3，编队主星置防碰撞预警标志，编队主星进行脉冲喷气控制，推动编队主星远离编队辅星，使编队主星与编队辅星之间的三维距离D大于等于第一阈值D1；

其中，第一阈值D1>第二阈值D2>第三阈值D3。

2.如权利要求1所述的双星卫星编队防碰撞方法，其特征在于，所述的第一阈值D1：

其中，

表示根据标称编队构形参数p，s，θ_FF，ψ_FF，l和Δa求出的最小值；

p为X-Y平面内投影椭圆的短半轴，s为Z方向简谐运动的振幅，l为编队构形中心与主星的距离，θ_FF为X-Y平面内运动的初始相位角，ψ_FF为Z方向运动的初始相位；

d1为考虑空间环境摄动、控制残差以及星间链路测距误差的经验值。

3.如权利要求2所述的双星卫星编队防碰撞方法，其特征在于，所述的第二阈值D2：

D2＝D1-d2

其中，d2为考虑正常编队控制影响最大包络的经验值。

4.如权利要求3所述的双星卫星编队防碰撞方法，其特征在于，所述的第三阈值D3是根据单颗卫星最大几何外形包络、星间链路测距误差以及推力器指标分析出的安全规避所需的最小距离。

5.如权利要求4所述的双星卫星编队防碰撞方法，其特征在于，所述的脉冲喷气控制量Δv：

其中，n表示由编队主星轨道高度确定的平均轨道角速度，k表示进行防碰撞喷气控制后最长需要多久时间卫星进入地面观测弧段，l_c表示最大漂移距离。

6.如权利要求5所述的双星卫星编队防碰撞方法，其特征在于，若防碰撞触发时刻编队主星的纬度幅角在[0°～180°)范围内，编队主星沿正Y_H方向进行喷气控制，若防碰撞触发时刻编队主星的纬度幅角在[180°～360°)范围内，编队主星沿负Y_H方向进行喷气控制。

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