CN111459139A - 一种基于双星半物理的编队卫星防碰撞地面测试方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种基于双星半物理的编队卫星防碰撞地面测试方法，包含：通过动力学输入卫星编队绝对时间、位置、速度建立双星相对半物理联合仿真测试状态，将数学仿真的双星接近状态的轨道注入半物理测试平台，通过闭环实现模拟；通过注入主、辅星喷气控制策略，模拟在轨卫星辅星误喷气方向，分别验证主、辅星误喷气进入防碰撞预警圈情况下双星执行规避防碰撞控制策略；评估编队防碰撞下数学理论模型与实际控制情况下的差异性,并建立评估体系。本发明测试覆盖性完整，测试过程流程明确，系统性完整；工程可实现性强，方法简单，有助于提升卫星双星编队防碰撞地面验证的能力，不受制于地面测控条件约束。

Description

一种基于双星半物理的编队卫星防碰撞地面测试方法

技术领域

本发明涉及卫星编队控制技术领域，具体涉及一种基于双星半物理的编队卫星防碰撞地面测试方法。

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，编队卫星系统在任务周期中需频繁进行编队控制，因此编队卫星安全性设计无疑成为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。

事实上，由于空间环境、星上状态复杂，实际编队控制中如策略上注错误的误喷气、自锁阀、电磁阀未压紧导致的故障漏、喷气等因素发生的星间非预期接近可能性仍然存在，因此，基于星上空间状态与理论模型间仍有许多不可预见的差异性，所以在地面测试中进行针对性的双星半物理试验来验证卫星控制系统中方案、软件的正确性是非常必要的。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主、被动防碰撞规避地面验证方法。

目前，现有的编队卫星防碰撞地面测试验证研究成果往往建立在数学模型基础上进行碰撞预估，存在实际情况与理论情况的差异性或者约束条件简单、缺乏系统验证，完整性不足。针对上述问题，本发明提出一种基于双星半物理的编队卫星防碰撞地面测试方法，能够充分验证方案理论的可行性，同时考虑到空间环境的复杂性，通过真实单机和空间环境仿真，模拟星上异常状态误喷气、单机故障等非预期双星接近，考核系统设计的正确性。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于双星半物理的编队卫星防碰撞地面测试方法，其是一种近距离绕飞编队异常条件下的防碰撞安全规避地面测试验证工程方法，基于双星半物理闭环模式实现双星工作状态模拟，通过在工程约束条件下模拟主、辅星误喷气及事后测试数据评估相结合的方式实现防碰撞安全规避地面验证。

为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现；

一种基于双星半物理的编队卫星防碰撞地面测试方法，包含以下步骤：

步骤S1、建立主星与辅星的双星半物理联合仿真状态，将仿真得到的一组双星接近状态的轨道环境分别注入主星动力学仿真模型及辅星动力学仿真模型得到双星动力学编队相对构型参数后，设置卫星初始姿态后进行闭环控制；

步骤S2、根据不同工况分别模拟双星误喷气发生非预期接近过程中，防碰撞策略执行情况，包含：1)通过注入一组辅星喷气控制策略，模拟在轨卫星辅星误喷气发生误接近过程，验证辅星误喷气情况下双星执行规避防碰撞控制策略情况；2)通过注入一组主星喷气控制策略，模拟在轨卫星主星误喷气，验证主星误喷气情况下双星执行规避防碰撞控制策略；

步骤S3、星上防碰撞规避策略执行后，通过遥测观察判断正常星防碰撞撤离喷气策略生成、执行情况，通过阀门等效器自锁阀开关状态判断故障星停误喷气状态，通过GNSS及星间链路下传相对时间、位置、速度，观察双星执行策略后的二、三维距离变化；

步骤S4、通过数学快速仿真比对与半物理实测值测试结果，得到测试评估结果。

优选地，所述步骤S1中，进一步包含：

将用于模拟双星运动状态的绝对时间、位置、速度记为T0，分别注入所述主星半物理仿真模型和所述辅星半物理仿真模型，得到相对运动状态；

定义相对轨道根数Δα矢量：

式中，Δa表示平面内相对半长轴调整量，Δe_x、Δe_y分别表示相对偏心率矢量调整量，Δi_x、Δi_y分别表示平面外参数相对倾角矢量；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；

其中，还包含如下公式：

式中，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；辅星相对于主星的相对运动通过编队坐标系下辅星与主星的相对位置Δr来描述：

Δr＝(Δx_H,Δy_H,Δz_H)^T (3)

在编队坐标系下相对位置Δr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(coti₁Δi_y+Δu)，s＝aδi，可得：

Δx_H≈-pcos(u₁-θ_FF)+Δa

Δy_H≈2psin(u₁-θ_FF)+l (5)

Δz_H≈ssin(u₁-ψ_FF)

编队辅星相对编队主星的运动状态用编队构形参数p，s，θ_FF，ψ_FF，l和Δa确定。

优选地，所述步骤S2中，进一步包含：

通过注数发送一组单向脉冲控制，模拟辅星编队过程中误喷气，编队辅星和编队主星之间发生非预期接近，星间距离不断减小；

当验证编队辅星进入第一防碰撞预警圈D1触发防碰撞预警标志后，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；

当辅星和主星之间距离继续逼近，辅星进入第二防碰撞预警圈D2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；

当辅星进入第三防碰撞预警圈D3时，主星触发防碰撞预警，在主星绝对纬度幅角在[0°～180°)范围内，主星经过沿正切向喷气控制；在主星纬度幅角范围[180°～360°)内，主星经过沿负切向喷气控制；

其中，第一防碰撞预警圈D1、第二防碰撞预警圈D2、第三防碰撞预警圈D3分别由外圈至内圈设置。

优选地，所述步骤S3中，进一步包含：

通过注数发送一组单向脉冲控制，模拟主星编队控制过程中发生误喷气，编队辅星和编队主星之间发生非预期接近，星间距离不断减小；

当验证主星进入第一防碰撞预警圈D1时，辅星通过星间链路测得双星防碰撞预警距离超，此时辅星触发防碰撞预警标志，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；

当主星进入第二防碰撞预警圈D2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；

当主星进入第三防碰撞预警圈D3时，主星触发防碰撞预警，产生一组沿正或负切向控制喷气的工作指令。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：(1)本发明测试覆盖性完整，验证防碰撞规避方法层级清晰，测试过程流程明确，从应对角色考虑不仅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不仅包括被动限喷措施以及主动喷气规避措施，基于理论模型快速仿真通过双星半物理仿真测试验证，分别从主、辅星，不同纬度及不同的工况下验证防碰撞各规避层级主、被动规避措施，系统性完整；(2)本发明工程可实现性强，方法简单，经济性较好，仅通过现有半物理硬件设备即可开展，有助于提升卫星双星编队防碰撞地面验证的能力，不受制于地面测控条件约束。

附图说明

图1为本发明的基于双星半物理的编队卫星防碰撞地面测试方法流程图；

图2为本发明的基于双星半物理的编队卫星防碰撞地面验证设备组成图；

图3为本发明的防碰撞预警触发示意图；

图4为本发明的希尔坐标系下编队参数示意图(模拟器与动力学均有通讯关系图中未标示)。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。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前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1-图4结合所示，本发明提供了一种基于双星半物理的编队卫星防碰撞地面测试方法，该方法包含以下步骤：

步骤S1、建立双星半物理联合仿真状态，将理论数学快速仿真得到的一组双星接近状态(双星逼近)的轨道环境分别注入主星半物理仿真模型及辅星半物理仿真模型得到双星动力学编队相对构型参数后，设置卫星初始姿态后进行闭环控制。

具体地，所述步骤S1进一步包含：

将主星轨道初值与辅星轨道初值分别注入两套半物理仿真模型(分别为主星半物理仿真模型和辅星半物理仿真模型)；

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，Δa表示平面内相对半长轴调整量，Δe_x、Δe_y分别表示相对偏心率矢量调整量，Δi_x、Δi_y分别表示平面外参数相对倾角矢量；各个参数的下标1表示编队主星绝对轨道六根数；各个参数的下标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。

进一步地，还包含：

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编队坐标系下辅星与主星的相对位置Δr来描述：

Δr＝(Δx_H,Δy_H,Δz_H)^T (3)

因此，在编队坐标系下相对位置Δr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(coti₁Δi_y+Δu)，s＝aδi，可得：

Δx_H≈-pcos(u₁-θ_FF)+Δa

Δy_H≈2psin(u₁-θ_FF)+l (5)

Δz_H≈ssin(u₁-ψ_FF)

由上所述，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。

步骤S2、根据不同工况分别模拟双星误喷气发生非预期接近过程中，防碰撞策略执行情况：(1)设置辅星半物理星，运行双星半物理闭环模式，发送辅星喷气策略，模拟辅星误喷气，验证主星主动防碰撞规避；(2)设置主星半物理星，运行双星半物理闭环模式，发送主星喷气策略，模拟主星误喷气，验证辅星被动防碰撞规避。

所述步骤S2中的情况(1)，通过注入一组辅星喷气控制策略，模拟在轨卫星辅星误喷气，验证辅星误喷气情况下双星执行规避防碰撞控制策略情况；具体地，进一步包含：

通过注数发送一组单向脉冲控制，模拟辅星编队过程中误喷气，两星之间(编队辅星和编队主星之间)发生非预期接近，星间距离不断减小；

当验证编队辅星进入防碰撞预警圈D1触发防碰撞预警标志后，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；

当双星之间距离继续逼近，辅星进入防碰撞预警圈D2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；当辅星进入防碰撞预警圈D3时，主星触发防碰撞预警，在主星绝对纬度幅角在[0°～180°)范围内，主星经过沿正切向(正YH)喷气控制；在主星纬度幅角范围[180°～360°)内，主星经过沿负切向(负YH)喷气控制。其中，防碰撞预警圈D1、防碰撞预警圈D2、防碰撞预警圈D3分别由外圈至内圈设置。

所述步骤S2中的情况(2)，通过注入一组主星喷气控制策略，模拟在轨卫星主星误喷气，验证主星误喷气情况下双星执行规避防碰撞控制策略情况；具体地，进一步包含：

通过注数发送一组单向脉冲控制，模拟主星编队控制过程中发生误喷气，两星之间(编队辅星和编队主星之间)发生非预期接近，星间距离不断减小；

验证编队主星发生推力器误喷气过程中，双星防碰撞预警响应过程，其中，主星进入防碰撞预警圈D1，即辅星通过星间链路测得双星防碰撞预警距离超，此时辅星触发防碰撞预警标志，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；当主星进入防碰撞预警圈D2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；当主星进入防碰撞预警圈D3时，主星触发防碰撞预警，立即产生一组沿正或负切向(正或负Y向)喷气的工作指令。

步骤S3、星上防碰撞规避策略执行后，通过遥测观察判断正常星防碰撞撤离喷气策略生成、执行情况，通过阀门等效器自锁阀开关状态判断故障星停误喷气状态，通过GNSS及星间链路下传相对时间、位置、速度，观察双星执行策略后的二、三维距离变化。

步骤S4、测试结果评估，比对数学快速仿真与半物理实测值测试结果，建立测试评估表。

所述步骤S3～S4中，评估编队防碰撞下数学理论模型与实际控制情况下的差异性，并建立评估体系。

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 (4)

1.一种基于双星半物理的编队卫星防碰撞地面测试方法，其特征在于，包含以下步骤：

步骤S1、建立主星与辅星的双星半物理联合仿真状态，将仿真得到的一组双星接近状态的轨道环境分别注入主星动力学仿真模型及辅星动力学仿真模型得到双星动力学编队相对构型参数后，设置卫星初始姿态后进行闭环控制；

步骤S2、根据不同工况分别模拟双星误喷气发生非预期接近过程中，防碰撞策略执行情况，包含：1)通过注入一组辅星喷气控制策略，模拟在轨卫星辅星误喷气发生误接近过程，验证辅星误喷气情况下双星执行规避防碰撞控制策略情况；2)通过注入一组主星喷气控制策略，模拟在轨卫星主星误喷气，验证主星误喷气情况下双星执行规避防碰撞控制策略；

步骤S3、星上防碰撞规避策略执行后，通过遥测观察判断正常星防碰撞撤离喷气策略生成、执行情况，通过阀门等效器自锁阀开关状态判断故障星停误喷气状态，通过GNSS及星间链路下传相对时间、位置、速度，观察双星执行策略后的二、三维距离变化；

步骤S4、通过数学快速仿真比对与半物理实测值测试结果，得到测试评估结果。

2.如权利要求1所述的基于双星半物理的编队卫星防碰撞地面测试方法，其特征在于，

所述步骤S1中，进一步包含：

将主星与辅星绝对时间、位置、速度分别注入所述主星半物理仿真模型和所述辅星半物理仿真模型；

定义相对轨道根数Δα矢量：

式中，Δɑ表示平面内相对半长轴调整量，Δe_x、Δe_y分别表示相对偏心率矢量调整量，Δi_x、Δi_y分别表示平面外参数相对倾角矢量；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；

其中，还包含如下公式：

式中，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；

辅星相对于主星的相对运动通过编队坐标系下辅星与主星的相对位置Δr来描述：

Δr＝(Δx_H,Δy_H,Δz_H)^T (3)

在编队坐标系下相对位置Δr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(coti₁Δi_y+Δu)，s＝aδi，可得：

编队辅星相对编队主星的运动状态用编队构形参数p，s，θ_FF，ψ_FF，l和Δa确定。

3.如权利要求1所述的基于双星半物理的编队卫星防碰撞地面测试方法，其特征在于，

所述步骤S2中，进一步包含：

通过注数发送一组单向脉冲控制，模拟辅星编队过程中误喷气，编队辅星和编队主星之间发生非预期接近，星间距离不断减小；

当验证编队辅星进入第一防碰撞预警圈D1触发防碰撞预警标志后，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；

当辅星和主星之间距离继续逼近，辅星进入第二防碰撞预警圈D2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；

当辅星进入第三防碰撞预警圈D3时，主星触发防碰撞预警，在主星绝对纬度幅角在[0°～180°)范围内，主星经过沿正切向喷气控制；在主星纬度幅角范围[180°～360°)内，主星经过沿负切向喷气控制；

其中，第一防碰撞预警圈D1、第二防碰撞预警圈D2、第三防碰撞预警圈D3分别由外圈至内圈设置。

4.如权利要求1所述的基于双星半物理的编队卫星防碰撞地面测试方法，其特征在于，

所述步骤S3中，进一步包含：

通过注数发送一组单向脉冲控制，模拟主星编队控制过程中发生误喷气，编队辅星和编队主星之间发生非预期接近，星间距离不断减小；

当验证主星进入第一防碰撞预警圈D1时，辅星通过星间链路测得双星防碰撞预警距离超，此时辅星触发防碰撞预警标志，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；

当主星进入第二防碰撞预警圈D2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；

当主星进入第三防碰撞预警圈D3时，主星触发防碰撞预警，产生一组沿正或负切向喷气的工作指令。

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