CN110632935A - 一种编队卫星绕飞自主控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种编队卫星绕飞自主控制方法，包括如下步骤：a、获得卫星之间的相对位置、相对速度；b、建立太阳矢量在追踪星轨道坐标系下的面内角θ；c、建立绕飞控制时刻△t与太阳面内角θ的关系；d、建立绕飞控制速度脉冲与相对运动状态的关系；e、设计绕飞过程星上自主控制方法；f、建立面外多角度成像控制脉冲与轨道面内绕飞尺度的关系。通过给出了绕飞形成时刻的表达式，再建立单脉冲控制与相对运动状态的关系式，然后在合适时机调整Y振幅实现Y方向与轨道面角度的变换，实现对目标的多角度成像。不改变两星相对运动的稳定性，安全性强，还可以多方位对目标成像，并且自主控制过程中不需要地面控制，节约人力物力，降低成本。

Description

一种编队卫星绕飞自主控制方法

技术领域

本发明属于卫星制导、导航与控制技术领域，特别涉及一种编队卫星绕飞自主控制方法及装置。

背景技术

随着航天技术的不断发展，小卫星临近空间任务受到了国内外的广泛关注，针对非合作目标的自主绕飞任务就是其中重要的组成部分。绕飞运动是指空间一个航天器(追踪星)周期性的环绕另一个航天器(目标星)的相对运动，其在交会对接、编队飞行、目标侦查以及在轨维修等多个太空任务中发挥着重要的作用。

近距离的编队飞行时分布式卫星系统的基础，是分布式卫星完成其任务使命的一个基础条件。编队飞行是由若干颗卫星在轨道上构成一个特定形状，各颗卫星一方面保持这个形状，同时又绕地球中心旋转，且各颗卫星轨道周期都相同。编队飞行中各颗卫星互相协同工作，共同构成一个虚拟卫星。

目前现有技术中对绕飞的形成主要采用的控制策略和研究大多数都是基于CW方程或者在此基础上进行修正。CW方程是由Clohessy和Wiltshire在上个世纪50-60年研究圆轨道上航天器的相对运动问题是提出的。基本的CW方程有圆轨道近距离的假设，在处理重力差时只保留了一阶线性化项。由于它是一个线性微积分方程，因此很容易求解状态转移矩阵，对研究相对运动特性和设计制导律很有利。但对于有椭圆率的轨道或距离较远的相对运动控制问题，基本的CW方程会产生很大的误差，会破坏原有轨迹的稳定性；也有学者开始研究单脉冲控制实现绕飞轨迹，该控制策略简单且工程上实现方便。但是只是简单介绍了绕飞轨道面内轨迹形成的算法，而对于对目标观测有条件限制的绕飞方法以及多角度成像绕飞轨道并未涉及，且对于绕飞形成后在轨的自主运行也未研究过。

发明内容

针对现有技术存在的技术缺陷，本发明的目的是提供一种编队卫星绕飞自主控制方法，实现最佳成像绕飞轨迹的形成，以及自然绕飞全过程星上自主控制雷达待机、开机捕获目标、相对导航滤波算法自主启用，目标自主跟踪，卫星自主调头。

为解决上述技术问题，本发明是通过以下的技术方案实现编队卫星绕飞自主控制方法，其包括如下步骤：

a、根据星上相对导航设备所提供的测距测角信息，得到卫星之间相对位置、相对速度；

b、根据太阳矢量在追踪星轨道坐标系下的投影，计算太阳矢量在轨道坐标系下的面内角θ；

c、根据最佳成像条件，建立弹领飞和跟飞工况下绕飞控制起始时刻△t与面内角θ的关系；

d、根据卫星此时的相对运动状态，解算绕飞形成所需要施加的喷气量，建立绕飞控制速度脉冲与相对运动状态的关系；

e、形成绕飞后，星上启用绕飞自主控制流程，在一个轨道周期内根据时间发送指令，定时跟瞄开关机，相对导航启用和关闭以及姿态机动，得到绕飞过程星上自主控制方法；

f、不改变YZ面相位夹角，通过Y方向喷气控制实现绕飞轨道面与Y轴夹角γ调整，完成对目标的多角度成像，建立面外多角度成像控制脉冲与轨道面内绕飞尺度的关系。优选地，所述步骤a中所述测距测角信息，包括相对距离、相对视线方位角和相对视线仰角等。

优选地，所述步骤a中所述相对位置、相对速度根据姿态测量系统提供的相对参考轨道系的姿态和相对导航敏感器的输出完成滤波计算。

优选地，所述输出完成滤波的计算方式为

其中ρ为两星的相对距离，α为目标星在伴飞卫星轨道坐标下的俯仰角，β为目标星在伴飞卫星轨道坐标下的方位角，x、y、z分别是目标星伴飞卫星轨道坐标下的三轴相对位置，在V是观测噪声。

优选地，所述步骤b中建立所述面内角θ与太阳矢量在追踪星轨道坐标系下的投影[S_ox S_oy S_oz]^T的关系计算公式为：

优选地，所述步骤c中所述最佳成像条件为太阳从追踪星后方照向目标，且太阳与卫星的相对运动周期为一天。

优选地，所述的步骤c中计算所述起始时刻△t与所述面内角θ关系的公式为：

其中x₀为相对导航输出的X方向相对位置，θ为太阳矢量在轨道坐标系下的面内角。

优选地，所述步骤d中计算所述速度脉冲与相对运动状态的公式：

其中x₀为编队卫星间的X方向初始位置，z₀为编队卫星间Z方向初始位置，v_z0为编队卫星间Z方向的初始速度，x_t为编队卫星间绕飞轨迹的端点位置，ω为卫星的轨道角速度。

优选地，所述步骤e中所述指令具体包括：

启动计时器T；

x₀₀＞0

T＝t1(由跟瞄俯仰角范围决定)，发送跟瞄待机指令；

T＝t2，姿态偏航机动180°；

T＝t3，发送跟瞄开机指令，捕获跟踪目标，再启用相对导航；

T＝t4，发送跟瞄待机指令；

T＝t5，姿态偏航机动至0°；

T＝t6，发送跟瞄开机指令，捕获跟踪目标，再启用相对导航；

T＝86170，T＝0；重新计时；

x₀₀＜0

T＝t1(由跟瞄俯仰角范围决定)，发送跟瞄待机指令；

T＝t2，姿态偏航机动0°；

T＝t3，发送跟瞄开机指令，捕获跟踪目标，再启用相对导航；

T＝t4，发送跟瞄待机指令；

T＝t5，姿态偏航机动至180°；

T＝t6，发送跟瞄开机指令，捕获跟踪目标，再启用相对导航；

T＝86170，T＝0；重新计时；

其中X₀₀为进入绕飞时刻X方向相对位置,x₀₀＞0为跟飞进入绕飞，x₀₀＜0为领飞进入绕飞。

优选地，所述步骤f中在所述Y方向位置过0点时进行夹角的修正公式为：

其中γ为Y方向的相位调整量，v_y0为当前时刻编队卫星间的Y方向相对速度，x₀为编队卫星间的X方向相对位置，z₀为编队卫星间Z方向相对位置。

优选地，所述Y方向位置过0点时进行夹角的修正不改变YZ面相位夹角，YZ相位差为90度时，调整的效率高。

本发明提供了一种编队卫星绕飞自主控制方法，通过给出了绕飞形成时刻的表达式，再建立单脉冲控制与相对运动状态的关系式，然后在合适时机调整Y振幅实现Y方向与轨道面角度的变换，实现对目标的多角度成像。本发明基于星上相对测距测角设备信息，解决了对目标多角度最佳成像观测问题，实现了绕飞自主形成和自主控制任务。与现有技术相比，本发明不改变两星相对运动的稳定性，安全性强，还可以多方位对目标成像，并且自主控制过程中不需要地面控制，节约人力物力，降低成本。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1示出了本发明的具体实施方式的，一种编队卫星绕飞自主控制方法的具体流程示意图；

图2示出了本发明的第一实施例的，得到卫星之间相对位置、相对速度的具体流程示意图。

具体实施方式

为了更好的使本发明的技术方案清晰的表示出来，下面结合附图对本发明作进一步说明。

图1示出了本发明的具体实施方式的，一种编队卫星绕飞自主控制方法的具体流程示意图，追踪星(打击载荷)通过接收到的地面注数指令，根据跟瞄测量数据，经过高精度导航滤波后，图中当太阳、卫星、目标星位置成一线时，根据相对位置速度计算绕飞形成控制脉冲，绕飞形成后自主进行。通过Y方向一次脉冲喷气，即可实现对目标多方位成像观察。具体地，包括如下步骤：

首先，进入步骤S101，根据星上相对导航设备所提供的测距测角信息，得到卫星之间相对位置、相对速度。在本发明中，所述测距测角信息，包括相对距离、相对视线方位角和相对视线仰角等。

然后，进入步骤S102，根据太阳矢量在追踪星轨道坐标系下的投影，计算太阳矢量在轨道坐标系下的面内角θ，具体的，所述面内角θ与太阳矢量在追踪星轨道坐标系下的投影[S_ox S_oy S_oz]^T的关系计算公式为：

再者，进入步骤S103，根据最佳成像条件，建立弹领飞和跟飞工况下绕飞控制起始时刻△t与面内角θ的关系。其中最佳成像条件为太阳从追踪星后方照向目标，且太阳与卫星的相对运动周期为一天,

其中x₀为相对导航输出的X方向相对位置，θ为太阳矢量在轨道坐标系下的面内角。

之后，进入步骤S104，根据卫星此时的相对运动状态，解算绕飞形成所需要施加的喷气量，建立绕飞控制速度脉冲与相对运动状态的关系。

CW方程是一种基于相对位置描述圆轨道卫星相对运动的方法，理论上证明了CW方程误差随着卫星的高度增加急剧减小，并且随着卫星相对距离的减小至少线性化减小，对于地球静止轨道上的高轨近距离卫星来说，用CW方程描述其相对运动是可行的，本方法只对Z轴方向施加控制脉冲，并未改变X轴方向的速度，因此未改变伴飞轨迹的稳定关系，实施Z轴控制后相对运动关系仍然是稳定的。根据CW方程解析解表达式和已知条件可以得到轨道面内相对运动方程式：

z_t＝0

对于稳定伴飞的卫星来说，初始条件满足稳定伴飞条件v_x0＝2ωz₀，并且相对运动轨迹为封闭椭圆，伴飞位置转移时，根据当前两颗卫星初始相对位置和绕飞椭圆轨迹的另一个端点位置，解算得到Z轴方向上的控制脉冲为：

其中x₀为编队卫星间的X方向初始位置，z₀为编队卫星间Z方向初始位置，v_z0为编队卫星间Z方向的初始速度，x_t为编队卫星间绕飞轨迹的端点位置，ω为卫星的轨道角速度。

接着，进入步骤S105，形成绕飞后，星上启用绕飞自主控制流程，在一个轨道周期内根据时间发送指令，定时跟瞄开关机，相对导航启用和关闭以及姿态机动，得到绕飞过程星上自主控制方法,所述指令具体包括：

启动计时器T；

x₀₀＞0

T＝t1(由跟瞄俯仰角范围决定)，发送跟瞄待机指令；

T＝t2，姿态偏航机动180°；

T＝t3，发送跟瞄开机指令，捕获跟踪目标，再启用相对导航；

T＝t4，发送跟瞄待机指令；

T＝t5，姿态偏航机动至0°；

T＝t6，发送跟瞄开机指令，捕获跟踪目标，再启用相对导航；

T＝86170，T＝0；重新计时；

x₀₀＜0

T＝t1(由跟瞄俯仰角范围决定)，发送跟瞄待机指令；

T＝t2，姿态偏航机动0°；

T＝t3，发送跟瞄开机指令，捕获跟踪目标，再启用相对导航；

T＝t4，发送跟瞄待机指令；

T＝t5，姿态偏航机动至180°；

T＝t6，发送跟瞄开机指令，捕获跟踪目标，再启用相对导航；

T＝86170，T＝0；重新计时；

其中X₀₀为进入绕飞时刻X方向相对位置,x₀₀＞0为跟飞进入绕飞，x₀₀＜0为领飞进入绕飞。

最后，不改变YZ面相位夹角，通过Y方向喷气控制实现绕飞轨道面与Y轴夹角γ调整，完成对目标的多角度成像，建立面外多角度成像控制脉冲与轨道面内绕飞尺度的关系,所述Y方向位置过0点时进行夹角的修正公式为：

其中γ为Y方向的相位调整量，v_y0为当前时刻编队卫星间的Y方向相对速度，x₀为编队卫星间的X方向相对位置，z₀为编队卫星间Z方向相对位置。本领域技术人员理解，在Y方向位置过0点时进行夹角的修正，不改变YZ面相位夹角，且YZ相位差为90度时，调整的效率高，最经济也最安全。

图2示出了本发明的第一实施例的，得到卫星之间相对位置、相对速度的具体流程示意图，具体地，包括如下步骤：

本领域技术人员理解，所述图2中的步骤S201可以参考所述图1中的步骤S101，在此不予赘述。

具体包括，根据姿态测量系统提供的相对参考轨道系的姿态和相对导航敏感器的输出完成滤波计算，详细的，计算方式为

其中ρ为两星的相对距离，α为目标星在伴飞卫星轨道坐标下的俯仰角，β为目标星在伴飞卫星轨道坐标下的方位角，x、y、z分别是目标星伴飞卫星轨道坐标下的三轴相对位置，在V是观测噪声。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (10)

1.一种编队卫星绕飞自主控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

a、根据星上相对导航设备所提供的测距测角信息，得到卫星之间相对位置、相对速度；

b、根据太阳矢量在追踪星轨道坐标系下的投影，计算太阳矢量在轨道坐标系下的面内角θ；

c、根据最佳成像条件，建立弹领飞和跟飞工况下绕飞控制起始时刻△t与面内角θ的关系；

d、根据卫星此时的相对运动状态，解算绕飞形成所需要施加的喷气量，建立绕飞控制速度脉冲与相对运动状态的关系；

e、形成绕飞后，星上启用绕飞自主控制流程，在一个轨道周期内根据时间发送指令，定时跟瞄开关机，相对导航启用和关闭以及姿态机动，得到绕飞过程星上自主控制方法；

f、不改变YZ面相位夹角，通过Y方向喷气控制实现绕飞轨道面与Y轴夹角γ调整，完成对目标的多角度成像，建立面外多角度成像控制脉冲与轨道面内绕飞尺度的关系。

2.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述步骤a中所述测距测角信息，包括相对距离、相对视线方位角和相对视线仰角等。

3.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述步骤a中所述相对位置、相对速度根据姿态测量系统提供的相对参考轨道系的姿态和相对导航敏感器的输出完成滤波计算。

4.根据权利要求3所述的控制方法，其特征在于，所述输出完成滤波的计算方式为

其中ρ为两星的相对距离，α为目标星在伴飞卫星轨道坐标下的俯仰角，β为目标星在伴飞卫星轨道坐标下的方位角，x、y、z分别是目标星伴飞卫星轨道坐标下的三轴相对位置，在V是观测噪声。

5.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述步骤b中建立所述面内角θ与太阳矢量在追踪星轨道坐标系下的投影[S_ox S_oy S_oz]^T的关系计算公式为：

6.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述步骤c中所述最佳成像条件为太阳从追踪星后方照向目标，且太阳与卫星的相对运动周期为一天。

7.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述的步骤c中计算所述起始时刻△t与所述面内角θ关系的公式为：

其中x₀为相对导航输出的X方向相对位置，θ为太阳矢量在轨道坐标系下的面内角。

8.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述步骤d中计算所述速度脉冲与相对运动状态的公式：

其中x₀为编队卫星间的X方向初始位置，z₀为编队卫星间Z方向初始位置，v_z0为编队卫星间Z方向的初始速度，x_t为编队卫星间绕飞轨迹的端点位置，ω为卫星的轨道角速度。

9.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述步骤e中所述指令具体包括：启动计时器T；

x₀₀＞0

T＝t1(由跟瞄俯仰角范围决定)，发送跟瞄待机指令；

T＝t2，姿态偏航机动180°；

T＝t3，发送跟瞄开机指令，捕获跟踪目标，再启用相对导航；

T＝t4，发送跟瞄待机指令；

T＝t5，姿态偏航机动至0°；

T＝t6，发送跟瞄开机指令，捕获跟踪目标，再启用相对导航；

T＝86170，T＝0；重新计时；

x₀₀＜0

T＝t1(由跟瞄俯仰角范围决定)，发送跟瞄待机指令；

T＝t2，姿态偏航机动0°；

T＝t3，发送跟瞄开机指令，捕获跟踪目标，再启用相对导航；

T＝t4，发送跟瞄待机指令；

T＝t5，姿态偏航机动至180°；

T＝t6，发送跟瞄开机指令，捕获跟踪目标，再启用相对导航；

T＝86170，T＝0；重新计时；

其中X₀₀为进入绕飞时刻X方向相对位置,x₀₀＞0为跟飞进入绕飞，x₀₀＜0为领飞进入绕飞。

10.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述步骤f中在所述Y方向位置过0点时进行夹角的修正公式为：

其中γ为Y方向的相位调整量，v_y0为当前时刻编队卫星间的Y方向相对速度，x₀为编队卫星间的X方向相对位置，z₀为编队卫星间Z方向相对位置。

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