CN112180959A - 一种空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法，包括以下步骤：S1、规划绕飞平面，为使绕飞轨迹覆盖目标周围全部空域，进行绕飞轨迹设计时，绕飞平面不能局限在轨道平面内，期望为任意空间平面；S2、通过规划的绕飞平面建立XYZ轨道坐标系，坐标原点为O；S3、通过XYZ轨道坐标系定义绕飞平面倾角与绕飞升交点角；S4、规划绕飞平面内轨迹，绕飞平面内轨迹规划包括轨迹形状、大小、绕飞速度、绕飞初始位置；S5、根据规划绕飞平面内轨迹设计绕飞椭圆及速度参数、绕飞椭圆拱线方向及绕飞椭圆中心点。根据本发明，实现了空间飞行器对目标任意方位的绕飞需求，为对空间目标的观察、维护、服务提供了条件。

Description

一种空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法
技术领域
本发明涉及空间在轨维护与服务控制的技术领域，特别涉及一种空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法。
背景技术
随着航天技术的不断发展，各国对空间的探索、开发与利用水平逐渐提高，这给各国的经济、科技、军事等方面都带来了显著的综合效益。由于空间环境的不可预知性，在获得巨大效益的同时，各国也承担着难以预测的风险。所以，考虑降低航天活动的经济成本的同时，也开始关注到如何降低航天活动的风险，由此，在轨服务技术便应运而生，并逐渐发展起来。在轨服务的内容由最初的故障部件维修向在轨加注、在轨监测与检测、功能模块更换、系统升级、在轨组装、功能扩展、卫星营救等多种服务项目发展。利用在轨服务技术，可降低航天活动的成本，创造巨大的经济效益。对合作目标全方位详查是进行形态识别，故障检测等任务的基本前提条件，全方位详查要求的控制任务主要体现为全方位绕飞技术，即采用主动绕飞方式对目标进行全方位的观察。
空间绕飞运动是指一个航天器周期性近距离环绕另外一个航天器的相对运动，是临近空间作业任务中的一个组成部分，目前基于轨道动力学特性的自然绕飞技术已经日趋成熟，自然绕飞主要有如下特点：
绕飞周期长：自然绕飞周期为一个轨道周期，对于高轨来说就是一天，这显然有些长，不能满足快速侦查的需要。
绕飞轨迹固定：自然绕飞方式绕飞轨迹限定在轨道平面内，不能满足全方位的需求，并且平面内轨迹也只能为2：1的椭圆，不利于光学成像处理。
随着当今太空活动对精确性和快速性的指标要求不断提高，人们对近距离绕飞任务也提出了更高的需求，比如针对目标的全方位详查及形态识别等任务，自然绕飞方式显然已经不能满足要求，需要研究新的全方位绕飞轨迹方法。
发明内容
针对现有技术中存在的不足之处，本发明的目的是提供一种空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法，实现了空间飞行器对目标任意方位的绕飞需求，为对空间目标的观察、维护、服务提供了条件。为了实现根据本发明的上述目的和其他优点，提供了一种空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法，包括以下步骤：
S1、规划绕飞平面，为使绕飞轨迹覆盖目标周围全部空域，进行绕飞轨迹设计时，绕飞平面不能局限在轨道平面内，期望为任意空间平面；
S2、通过规划的绕飞平面建立XYZ轨道坐标系，坐标原点为O；
S3、通过XYZ轨道坐标系定义绕飞平面倾角与绕飞升交点角；
S4、规划绕飞平面内轨迹，绕飞平面内轨迹规划包括轨迹形状、大小、绕飞速度、绕飞初始位置；
S5、根据规划绕飞平面内轨迹设计绕飞椭圆及速度参数、绕飞椭圆拱线方向及绕飞椭圆中心点。
优选的，所述步骤S3中的所述绕飞平面倾角为绕飞平面与轨道坐标系XOY的夹角或绕飞法线方向与-Z轴夹角，取值为-90°～90°。
优选的，所述步骤S3的所述绕飞升交点角为绕飞轨迹由+Z方向向-Z方向穿越轨道坐标系XOY面时与OX轴的夹角，角度极性相对于Z轴满足右手定则，取值为0°～360°。
优选的，所述步骤S2的XYZ轨道坐标系定义如下：
O—坐标原点，空间飞行器质心；
Z轴—由原点指向地心；
X轴—轨道平面内垂直于OZ指向卫星飞行方向；
Y轴—与X轴和Z轴构成右手坐标系。
优选的，所述步骤S5的所述绕飞椭圆，通过假设所述绕飞椭圆椭圆两条轴线分别在X和Y轴上，该表达式为：
Figure BDA0002697998520000031
Figure BDA0002697998520000032
Figure BDA0002697998520000033
Figure BDA0002697998520000038
Figure BDA0002697998520000034
Figure BDA0002697998520000035
上式中，R1为椭圆长半轴，绕飞半径1；
R2为椭圆短半轴，绕飞半径2；
ω为绕飞角速度，通过绕飞时间长度T和绕飞圈数n决定：
Figure BDA0002697998520000036
Figure BDA0002697998520000037
为绕飞初始相位角，通过该变量，可以设定不同的初始绕飞位置。
优选的，所述绕飞椭圆中的R1和R2相同时，绕飞轨迹为圆；当R1和R2不同时，绕飞轨迹为椭圆；通过调整R1和R2的比例可以对绕飞偏心率进行设置；通过调整R1和R2大小可以对绕飞椭圆大小进行设置。
优选的，所述步骤S5的所述绕飞椭圆拱线包括绕飞椭圆拱线幅角，在绕飞平面内，绕飞椭圆长半轴指向可能会有不同，参考轨道6要素中的近地点幅角，设计参数ωfa为绕飞椭圆拱线幅角，即绕Z轴旋转角度。
优选的，所述步骤S5的所述绕飞椭圆中心点设计为：考虑绕飞对象处于绕飞轨迹的中心位置，为了进一步增加灵活性来满足特定任务的需求，设定绕飞中心参数Xo、Yo及Zo。
本发明与现有技术相比，其有益效果是：
(1)通过平面外和平面内参数的设计形成了具有高度灵活性和完整覆盖性的绕飞轨迹规划方案，解决了针对空间目标的全方位绕飞轨迹设计难题。
(2)绕飞周期的灵活性：绕飞周期不局限于一个轨道周期，可以进行快速绕飞，或根据设定时间绕飞。
(3)绕飞轨迹的灵活性：绕飞轨迹不局限于轨道平面内，可进行其它设定平面内绕飞，在轨道平面的轨迹可为圆形或其它期望的形状。
附图说明
图1为根据本发明的空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法的绕飞平面倾角示意图；
图2为根据本发明的空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法的绕飞升交点角度Ωfa定义示意图；
图3为根据本发明的空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法的绕飞平面内轨迹规划示意图；
图4为根据本发明的空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法的绕飞椭圆拱线幅角示意图；
图5为根据本发明的空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法的绕飞中心点示意图；
图6为根据本发明的空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法的XOZ平面的绕飞轨迹实例图；
图7为根据本发明的空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法的XOY平面的绕飞轨迹实例图；
图8为根据本发明的空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法的YOZ平面的绕飞轨迹实例图。
具体实施方式
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。
参照图1-8，一种空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法，包括以下步骤：
S1、规划绕飞平面，为使绕飞轨迹覆盖目标周围全部空域，进行绕飞轨迹设计时，绕飞平面不能局限在轨道平面内，期望为任意空间平面，在空间定义一个平面，需要两个参数，比如对于轨道平面，采用轨道倾角和升交点赤经来进行确定，这里也借用类似的绕飞平面倾角和绕飞升交点角两个参数来定义空间任意绕飞平面；
S2、通过规划的绕飞平面建立XYZ轨道坐标系，坐标原点为O；
S3、通过XYZ轨道坐标系定义绕飞平面倾角与绕飞升交点角；
S4、规划绕飞平面内轨迹，绕飞平面内轨迹规划包括轨迹形状、大小、绕飞速度、绕飞初始位置；
S5、根据规划绕飞平面内轨迹设计绕飞椭圆及速度参数、绕飞椭圆拱线方向及绕飞椭圆中心点，在绕飞平面内轨迹为圆或者椭圆，根据椭圆参数方程进行轨迹规划设计，可形成大小、偏心率等可设置的椭圆。
参照图1，所述步骤S3中的所述绕飞平面倾角为绕飞平面与轨道坐标系XOY的夹角或绕飞法线方向与-Z轴夹角，取值为-90°～90°。
参照图2，所述步骤S3的所述绕飞升交点角为绕飞轨迹由+Z方向向-Z方向穿越轨道坐标系XOY面时与OX轴的夹角，角度极性相对于Z轴满足右手定则，取值为0°～360°。
进一步的，所述步骤S2的XYZ轨道坐标系定义如下：
O—坐标原点，空间飞行器质心；
Z轴—由原点指向地心；
X轴—轨道平面内垂直于OZ指向卫星飞行方向；
Y轴—与X轴和Z轴构成右手坐标系。
参照图3，所述步骤S5的所述绕飞椭圆，通过假设所述绕飞椭圆椭圆两条轴线分别在X和Y轴上，该表达式为：
Figure BDA0002697998520000067
Figure BDA0002697998520000061
Figure BDA0002697998520000062
Figure BDA0002697998520000068
Figure BDA0002697998520000063
Figure BDA0002697998520000064
上式中，R1为椭圆长半轴，绕飞半径1；
R2为椭圆短半轴，绕飞半径2；
ω为绕飞角速度，通过绕飞时间长度T和绕飞圈数n决定：
Figure BDA0002697998520000065
Figure BDA0002697998520000066
为绕飞初始相位角，通过该变量，可以设定不同的初始绕飞位置。
进一步的，所述绕飞椭圆中的R1和R2相同时，绕飞轨迹为圆；当R1和R2不同时，绕飞轨迹为椭圆；通过调整R1和R2的比例可以对绕飞偏心率进行设置；通过调整R1和R2大小可以对绕飞椭圆大小进行设置。
参照图4，所述步骤S5的所述绕飞椭圆拱线包括绕飞椭圆拱线幅角，在绕飞平面内，绕飞椭圆长半轴指向可能会有不同，参考轨道6要素中的近地点幅角，设计参数ωfa为绕飞椭圆拱线幅角，即绕Z轴旋转角度。
参照图5，所述步骤S5的所述绕飞椭圆中心点设计为：考虑绕飞对象处于绕飞轨迹的中心位置，为了进一步增加灵活性来满足特定任务的需求，设定绕飞中心参数Xo、Yo及Zo。
参照图6-8，在空间定义一个平面，需要两个参数，这里用绕飞平面倾角和绕飞升交点角两个参数来定义空间任意绕飞平面，绕飞平面倾角以45°为具体实施例，绕飞升交点角以90°为具体实施例，在绕飞平面内轨迹为圆或者椭圆，根据椭圆参数方程进行轨迹规划设计，可形成大小、偏心率等可设置的椭圆，平面内各参数设计用例如下表：
表1绕飞平面内轨迹规划参数具体实施例
Figure BDA0002697998520000071
从图6～8可以看出，根据设计参数，实现了既定的空间绕飞轨迹。
这里说明的设备数量和处理规模是用来简化本发明的说明的，对本发明的应用、修改和变化对本领域的技术人员来说是显而易见的。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (8)

1.一种空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、规划绕飞平面，为使绕飞轨迹覆盖目标周围全部空域，进行绕飞轨迹设计时，绕飞平面不能局限在轨道平面内，期望为任意空间平面；
S2、通过规划的绕飞平面建立XYZ轨道坐标系，坐标原点为O；
S3、通过XYZ轨道坐标系定义绕飞平面倾角与绕飞升交点角；
S4、规划绕飞平面内轨迹，绕飞平面内轨迹规划包括轨迹形状、大小、绕飞速度、绕飞初始位置；
S5、根据规划绕飞平面内轨迹设计绕飞椭圆及速度参数、绕飞椭圆拱线方向及绕飞椭圆中心点。
2.如权利要求1所述的一种空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法，其特征在于，所述步骤S3中的所述绕飞平面倾角为绕飞平面与轨道坐标系XOY的夹角或绕飞法线方向与-Z轴夹角，取值为-90°～90°。
3.如权利要求1所述的一种空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法，其特征在于，所述步骤S3的所述绕飞升交点角为绕飞轨迹由+Z方向向-Z方向穿越轨道坐标系XOY面时与OX轴的夹角，角度极性相对于Z轴满足右手定则，取值为0°～360°。
4.如权利要求1所述的一种空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法，其特征在于，所述步骤S2的XYZ轨道坐标系定义如下：
O—坐标原点，空间飞行器质心；
Z轴—由原点指向地心；
X轴—轨道平面内垂直于OZ指向卫星飞行方向；
Y轴—与X轴和Z轴构成右手坐标系。
5.如权利要求1所述的一种空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法，其特征在于，所述步骤S5的所述绕飞椭圆，通过假设所述绕飞椭圆椭圆两条轴线分别在X和Y轴上，该表达式为：
Figure FDA0002697998510000021
Figure FDA0002697998510000022
Figure FDA0002697998510000023
Figure FDA0002697998510000024
Figure FDA0002697998510000025
Figure FDA0002697998510000026
上式中，R1为椭圆长半轴，绕飞半径1；
R2为椭圆短半轴，绕飞半径2；
ω为绕飞角速度，通过绕飞时间长度T和绕飞圈数n决定：
Figure FDA0002697998510000027
Figure FDA0002697998510000028
为绕飞初始相位角，通过该变量，可以设定不同的初始绕飞位置。
6.如权利要求5所述的一种空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法，其特征在于，所述绕飞椭圆中的R1和R2相同时，绕飞轨迹为圆；当R1和R2不同时，绕飞轨迹为椭圆；通过调整R1和R2的比例可以对绕飞偏心率进行设置；通过调整R1和R2大小可以对绕飞椭圆大小进行设置。
7.如权利要求1所述的一种空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法，其特征在于，所述步骤S5的所述绕飞椭圆拱线包括绕飞椭圆拱线幅角，在绕飞平面内，绕飞椭圆长半轴指向可能会有不同，参考轨道6要素中的近地点幅角，设计参数ωfa为绕飞椭圆拱线幅角，即绕Z轴旋转角度。
8.如权利要求1所述的一种空间飞行器全方位绕飞轨迹规划方法，其特征在于，所述步骤S5的所述绕飞椭圆中心点设计为：考虑绕飞对象处于绕飞轨迹的中心位置，为了进一步增加灵活性来满足特定任务的需求，设定绕飞中心参数Xo、Yo及Zo。
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