CN113636106B - 连续小推力高轨目标变轨抵近方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种连续小推力高轨目标变轨抵近方法及系统，包括以下步骤：步骤S1：计算倾角矢量以及调整倾角矢量的速度增量判断抵近类型；步骤S2：对共面抵近采用面内调相方式解算连续小推力变轨策略；步骤S3：对异面小倾角抵近采用先调整轨道面后再使用面内调相方式解算小推力变轨策略；步骤S4；对异面大倾角抵近采用在升/降交点处抵近目标解算小推力变轨策略。本发明有效解决了高轨目标的共面抵近、异面小倾角抵近和异面大倾角的连续小推力抵近问题。

Description

连续小推力高轨目标变轨抵近方法及系统

技术领域

本发明涉及航天器轨道设计与优化领域，具体地，涉及连续小推力高轨目标变轨抵近方法及系统。

背景技术

卫星在轨遇到故障，地面人员很难进行干预和调整，甚至无法判断发生了何种故障，这就对在轨服务和保障提出了很高的要求。卫星如果有较强的变轨能力，可以对服务卫星进行抵近观察，从而定位问题所在。而传统的化学推进需要消耗较多燃料，服务卫星无法提供长期在轨服务能力，电推进发动机成了一种较好的选择。电推进发动机比冲较高，可以节省大量燃料。

在公告号为CN105607478B的中国专利文献中，介绍了一种地球静止轨道航天器电推进转移轨道控制方法，此方法基于电推进的方式将卫星从地球同步转移轨道转移到地球同步轨道。该专利针对的是单星轨道转移，而非对目标的相对抵近。本发明与其不同之处在于，设计了对给定位置的目标电推进抵近方法，且考虑了在固定转移时间情况下燃料消耗的最小化，与之相比燃料消耗更优。

在公告号为CN102508999B的中国专利文献中，介绍了一种共面圆轨道间的小推力调相机动方法。该方法没有考虑调相结束后的与目标之间的相对位置关系，以及光照条件。本发明与之相比更优越的地方在于考虑了电推进发动机本身的工作时长限制，以及连续两次工作之间的最小停留间隙限制，实用性更强。

硕士论文《空间目标飞越式抵近观察制导方法研究》介绍了一种飞越式抵近时的制导方法，包括初制导问题、中制导和末制导问题。该方法使用了CW方程解算相对运动轨迹，并通过遗传算法修正制导过程。本发明与之不同之处在于采用绝对轨道计算大范围转移策略，且考虑了进入点的相对距离和交会时刻的轨道参数差。

硕士论文《地球同步轨道目标抵近方法和相对轨道确定技术研究》介绍了一种针对倾斜地球同步轨道的抵近机动方法，该方法使用脉冲的方式对倾斜目标采用在升/降交点处抵近。本发明与之不同之处为采用连续小推力方式抵近。本发明与之相比更优越的地方在于考虑了最终抵近的相对距离和太阳来光方向，实用性更强。

在公开号为CN113268809A的中国专利文献中，公开了一种太阳系边际探测电推进转移轨道设计方法及系统，涉及航天器轨道设计与优化技术领域，该方法包括：步骤S1：建立深空电推进？借力转移轨道设计模型，并设定飞行序列；步骤S2：根据设定的飞行序列，设定探测器从地球以接近1:2共振比出发，获得发射参数、行星借力参数、转移时间以及燃料消耗在内的相关参数；步骤S3：设定发射C3、借力高度在内的相关约束条件，根据SimsFlanagan模型和借力轨道模型，利用SQP算法进行初步优化；步骤S4：根据初步优化结果，依据间接法进行再优化，获取高精度解。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种连续小推力高轨目标变轨抵近方法及系统。

根据本发明提供的一种连续小推力高轨目标变轨抵近方法，包括以下步骤：

步骤S1：计算倾角矢量以及调整倾角矢量的速度增量判断抵近类型；

步骤S2：对共面抵近采用面内调相方式解算连续小推力变轨策略；

步骤S3：对异面小倾角抵近采用先调整轨道面后再使用面内调相方式解算小推力变轨策略；

步骤S4；对异面大倾角抵近采用在升/降交点处抵近目标解算小推力变轨策略。

优选的，所述步骤S1包括：

计算目标星和抵近星的倾角矢量i_x＝sin i sinΩ、i_y＝sin i cosΩ，若倾角矢量i_x,i_y一致则抵近类型属于共面抵近，不一致则属于异面抵近；对于异面抵近利用调整轨道面的原理判断所需的速度增量，结合电推进发动机推力、工作时长限制判断所属的异面抵近类型。

优选的，所述步骤S2包括：

根据当前抵近星和目标星的平经度差，判断抵近星需要进行升轨或者降轨操作，根据目标星在任务周期内的太阳来光方向，设置抵近的相对位置和时刻，将电推进发动机的推力、比冲，以及最大工作时长、两次工作间隙最小时长作为约束，使用非线性规划解算固定转移时间、燃料消耗最省的变轨策略。

优选的，所述步骤S3包括：

根据当前抵近星和目标星的倾角矢量差异，电推进发动机施加法向推力进行轨道面调整，将电推进发动机的推力、比冲，以及最大工作时长、两次工作间隙最小时长作为约束，利用非线性规划优化得到点火位置，对倾角矢量i_x,i_y同时进行调整，抵近星和目标星位于同一轨道面后，利用共面抵近的步骤进行共面抵近操作。

优选的，所述步骤S4包括：

根据当前抵近星和目标星的平经度差，判断抵近星需要进行升轨或者降轨操作，递推目标星轨道判断在任务周期内目标星进出升/降交点的时刻，以及在该时刻下太阳的来光方向，设置抵近的相对位置和时机，将电推进发动机的推力、比冲，以及最大工作时长、两次工作间隙最小时长作为约束，使用非线性规划解算固定转移时间、燃料消耗最省的变轨策略，使得抵近星与目标星升/降交点处交会。

根据本发明提供的一种连续小推力高轨目标变轨抵近系统，包括以下模块：

模块M1：计算倾角矢量以及调整倾角矢量的速度增量判断抵近类型；

模块M2：对共面抵近采用面内调相方式解算连续小推力变轨策略；

模块M3：对异面小倾角抵近采用先调整轨道面后再使用面内调相方式解算小推力变轨策略；

模块M4；对异面大倾角抵近采用在升/降交点处抵近目标解算小推力变轨策略。

优选的，所述模块M1包括：

计算目标星和抵近星的倾角矢量i_x＝sin i sinΩ、i_y＝sin i cosΩ，若倾角矢量i_x,i_y一致则抵近类型属于共面抵近，不一致则属于异面抵近；对于异面抵近利用调整轨道面的原理判断所需的速度增量，结合电推进发动机推力、工作时长限制判断所属的异面抵近类型。

优选的，所述模块M2包括：

根据当前抵近星和目标星的平经度差，判断抵近星需要进行升轨或者降轨操作，根据目标星在任务周期内的太阳来光方向，设置抵近的相对位置和时刻，将电推进发动机的推力、比冲，以及最大工作时长、两次工作间隙最小时长作为约束，使用非线性规划解算固定转移时间、燃料消耗最省的变轨策略。

优选的，所述模块M3包括：

根据当前抵近星和目标星的倾角矢量差异，电推进发动机施加法向推力进行轨道面调整，将电推进发动机的推力、比冲，以及最大工作时长、两次工作间隙最小时长作为约束，利用非线性规划优化得到点火位置，对倾角矢量i_x,i_y同时进行调整，抵近星和目标星位于同一轨道面后，利用共面抵近的步骤进行共面抵近操作。

优选的，所述模块M4包括：

根据当前抵近星和目标星的平经度差，判断抵近星需要进行升轨或者降轨操作，递推目标星轨道判断在任务周期内目标星进出升/降交点的时刻，以及在该时刻下太阳的来光方向，设置抵近的相对位置和时机，将电推进发动机的推力、比冲，以及最大工作时长、两次工作间隙最小时长作为约束，使用非线性规划解算固定转移时间、燃料消耗最省的变轨策略，使得抵近星与目标星升/降交点处交会。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明有效解决了高轨目标的共面抵近、异面小倾角抵近和异面大倾角的连续小推力抵近问题。

2、本发明考虑了电推进发动机本身的工作时长限制，以及连续两次工作之间的最小停留间隙限制，实用性更强。

3、本发明考虑了最终抵近的相对距离和太阳来光方向，实用性更强。

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连续小推力高轨目标变轨抵近方法的流程示意图；

图2共面抵近过程中半长轴差和距离的变化；

图3异面小倾角抵近过程中倾角矢量变化；

图4异面小倾角抵近过程中半长轴差和距离的变化；

图5异面大倾角抵近过程中半长轴差和距离的变化。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

图1是本发明一种区域多目标卫星探测仿真方法流程图；如图1的实施例所示，该流程包括：

步骤S1：计算倾角矢量以及调整倾角矢量的速度增量判断抵近类型；

计算目标星和抵近星的倾角矢量i_x＝sin i sinΩ、i_y＝sin i cosΩ，若倾角矢量i_x,i_y一致则抵近类型属于共面抵近，不一致则属于异面抵近，对于异面抵近同样分为两种情况，利用调整轨道面相关原理判断所需的速度增量，结合电推进发动机推力、工作时长限制判断所属的异面抵近类型。

步骤S2：对共面抵近采用面内调相方式解算小推力变轨策略；

根据当前抵近星和目标星的平经度，判断抵近星需要进行升轨或者降轨操作，根据目标星在任务周期内的太阳来光方向，设置抵近的相对位置和时刻，将电推进发动机的推力、比冲，以及最大工作时长、两次工作间隙最小时长作为约束，使用非线性规划解算固定转移时间、燃料消耗最省的变轨策略。

步骤S3：对异面小倾角抵近采用先调整轨道面后再面内调相方式解算小推力变轨策略；

根据当前抵近星和目标星的倾角矢量差异，电推进发动机施加法向推力进行轨道面调整，将电推进发动机的推力、比冲，以及最大工作时长、两次工作间隙最小时长作为约束，利用非线性规划优化得到较好的点火位置，对倾角矢量i_x,i_y同时进行调整，抵近星和目标星位于同一轨道面后，利用共面抵近的步骤进行共面抵近操作。

步骤S4；对异面大倾角抵近采用在升/降交点处抵近目标解算小推力变轨策略；

根据当前抵近星和目标星的平经度差，判断抵近星需要进行升轨或者降轨操作，递推目标星轨道判断在任务周期内目标星进出升/降交点的时刻，以及在该时刻下太阳的来光方向，设置抵近的相对位置和时机，将电推进发动机的推力、比冲，以及最大工作时长、两次工作间隙最小时长作为约束，使用非线性规划解算固定转移时间、燃料消耗最省的变轨策略，使得抵近星与目标星升/降交点处交会。

本发明提供的连续小推力高轨目标变轨抵近方法，具体的先后和逻辑关系如下：

针对高轨目标的抵近策略进行了研究，根据不同的抵近目标状态，将抵近任务分为共面抵近、异面小倾角抵近和异面大倾角抵近，使用电推进的推力、比冲以及工作时长限制等条件进行计算，并根据任务周期选择抵近时的相对位置和光照条件，经过优化算法优化得到最终的变轨策略。

根据本发明提供的连续小推力高轨目标变轨抵近方法，包括如下步骤：

步骤S1：计算倾角矢量以及调整倾角矢量的速度增量判断抵近类型；

步骤S2：对共面抵近采用面内调相方式解算小推力变轨策略；

步骤S3：对异面小倾角抵近采用先调整轨道面后再面内调相方式解算小推力变轨策略；

步骤S4；对异面大倾角抵近采用在升/降交点处抵近目标解算小推力变轨策略。

优选地，在所述步骤S1中：

计算两星的倾角矢量，相同则为共面抵近，不同则为异面抵近。

优选地，在所述步骤S2中：

参考图2，初始时刻两星相距3600km、半长轴差50km，抵近星需要升轨不断抵近目标星。递推目标星轨道，得到在第9天太阳来光方向为目标星正上方。根据小推力推力大小、比冲，以及单次工作时长限制得到需要5次小推力变轨。通过非线性规划迭代优化变轨策略，抵近星通过5次变轨不断抵近目标星。最终在第5次连续推力结束后进入距离目标星5km范围的正下方。

优选地，在所述步骤S3中：

参考图3，初始两星的倾角矢量差异较大，抵近星施加法向脉冲推力，并优化点火点位置，从而使得两星的倾角矢量在一段时间后重合为一点。抵近星和目标星进入同一轨道面。两星进入同一轨道面后，异面抵近问题转换为共面抵近问题，距离和半长轴差通过电推进变轨不断减少。

参考图4，抵近卫星开始一段时间调整轨道面，两星轨道面一致后调整相位关系，最终在太阳来光为正上方时，抵近星抵近到目标星正下方。

优选地，在所述步骤S4中：

递推目标星轨道，选择在目标星过升/降交点时，恰好太阳来光方向处于正上方的时刻作为抵近时刻。

参考图5，初始两星的距离为8000km，半长轴差为50km，抵近卫星通过小推力连续变轨使得目标星在通过升/降交点时两星距离越来越近。抵近星的相对轨迹为不断靠近的螺旋形，通过变轨最终在某次目标星通过升交点时与抵近星交会，且两星的距离小于10km。抵近星的相对轨迹在目标星的坐标系下显示为在面外不断震荡的螺旋形。

本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。

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化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (2)

1.一种连续小推力高轨目标变轨抵近方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S1：计算倾角矢量以及调整倾角矢量的速度增量判断抵近类型；

步骤S2：对共面抵近采用面内调相方式解算连续小推力变轨策略；

步骤S3：对异面小倾角抵近采用先调整轨道面后再使用面内调相方式解算小推力变轨策略；

步骤S4；对异面大倾角抵近采用在升/降交点处抵近目标解算小推力变轨策略；

所述步骤S1包括：

计算目标星和抵近星的倾角矢量i_x＝sinisinΩ、i_y＝sinicosΩ，若倾角矢量i_x,i_y一致则抵近类型属于共面抵近，不一致则属于异面抵近；对于异面抵近利用调整轨道面的原理判断所需的速度增量，结合电推进发动机推力、工作时长限制判断所属的异面抵近类型；

所述步骤S2包括：

根据当前抵近星和目标星的平经度差，判断抵近星需要进行升轨或者降轨操作，根据目标星在任务周期内的太阳来光方向，设置抵近的相对位置和时刻，将电推进发动机的推力、比冲，以及最大工作时长、两次工作间隙最小时长作为约束，使用非线性规划解算固定转移时间、燃料消耗最省的变轨策略；

所述步骤S3包括：

根据当前抵近星和目标星的倾角矢量差异，电推进发动机施加法向推力进行轨道面调整，将电推进发动机的推力、比冲，以及最大工作时长、两次工作间隙最小时长作为约束，利用非线性规划优化得到点火位置，对倾角矢量i_x,i_y同时进行调整，抵近星和目标星位于同一轨道面后，利用共面抵近的步骤进行共面抵近操作；

所述步骤S4包括：

根据当前抵近星和目标星的平经度差，判断抵近星需要进行升轨或者降轨操作，递推目标星轨道判断在任务周期内目标星进出升/降交点的时刻，以及在该时刻下太阳的来光方向，设置抵近的相对位置和时机，将电推进发动机的推力、比冲，以及最大工作时长、两次工作间隙最小时长作为约束，使用非线性规划解算固定转移时间、燃料消耗最省的变轨策略，使得抵近星与目标星升/降交点处交会。

2.一种连续小推力高轨目标变轨抵近系统，其特征在于，包括以下模块：

模块M1：计算倾角矢量以及调整倾角矢量的速度增量判断抵近类型；

模块M2：对共面抵近采用面内调相方式解算连续小推力变轨策略；

模块M3：对异面小倾角抵近采用先调整轨道面后再使用面内调相方式解算小推力变轨策略；

模块M4；对异面大倾角抵近采用在升/降交点处抵近目标解算小推力变轨策略；

所述模块M1包括：

计算目标星和抵近星的倾角矢量i_x＝sinisinΩ、i_y＝sinicosΩ，若倾角矢量i_x,i_y一致则抵近类型属于共面抵近，不一致则属于异面抵近；对于异面抵近利用调整轨道面的原理判断所需的速度增量，结合电推进发动机推力、工作时长限制判断所属的异面抵近类型；

所述模块M2包括：

根据当前抵近星和目标星的平经度差，判断抵近星需要进行升轨或者降轨操作，根据目标星在任务周期内的太阳来光方向，设置抵近的相对位置和时刻，将电推进发动机的推力、比冲，以及最大工作时长、两次工作间隙最小时长作为约束，使用非线性规划解算固定转移时间、燃料消耗最省的变轨策略；

所述模块M3包括：

根据当前抵近星和目标星的倾角矢量差异，电推进发动机施加法向推力进行轨道面调整，将电推进发动机的推力、比冲，以及最大工作时长、两次工作间隙最小时长作为约束，利用非线性规划优化得到点火位置，对倾角矢量i_x,i_y同时进行调整，抵近星和目标星位于同一轨道面后，利用共面抵近的步骤进行共面抵近操作；

所述模块M4包括：

根据当前抵近星和目标星的平经度差，判断抵近星需要进行升轨或者降轨操作，递推目标星轨道判断在任务周期内目标星进出升/降交点的时刻，以及在该时刻下太阳的来光方向，设置抵近的相对位置和时机，将电推进发动机的推力、比冲，以及最大工作时长、两次工作间隙最小时长作为约束，使用非线性规划解算固定转移时间、燃料消耗最省的变轨策略，使得抵近星与目标星升/降交点处交会。

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