CN114368493A - 一种航天器的变轨控制方法、装置、电子设备及介质 - Google Patents

一种航天器的变轨控制方法、装置、电子设备及介质 Download PDF

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Abstract

本发明公开一种航天器的变轨控制方法、装置、电子设备及介质，用以解决航天器穿越交会过程中存在碰撞风险的问题。首先，根据偏置量集合对远程导引交会四脉冲变轨控制策略的第一脉冲控制量进行调整，确定第一脉冲控制量集合；其次，根据追踪航天器的第一脉冲控前轨道参数和第一脉冲控制量集合，确定接续三脉冲控制策略集合；然后，基于接续三脉冲控制策略集合，计算每组策略的追踪航天器和目标航天器在交会过程中的最小相对距离；考虑轨道控制误差，将最小相对距离大于安全距离阈值的最小偏置量作为第一脉冲目标偏置量；最后，根据第一脉冲目标偏置量对应的第一脉冲控制量和接续三脉冲控制策略，对追踪航天器进行变轨控制，从而规避碰撞风险。

Description

一种航天器的变轨控制方法、装置、电子设备及介质
技术领域
本发明涉及航天控制领域，特别涉及一种航天器的变轨控制方法、装置、电子设备及介质。
背景技术
现有的航天器交会对接技术，是追踪航天器通过远程导引轨道控制，实现与在交会对接轨道等待的目标航天器交会。通常，追踪航天器发射起飞后，进入轨道高度比目标航天器轨道高度低的飞行轨道。远程导引控制的目的是通过控制轨道高度差，缩短相对距离，同时消除两航天器轨道平面偏差，实现追踪航天器与目标航天器的相对位置和相对速度满足远程导引终点的要求。
在追踪航天器与目标航天器交会的远程导引飞行过程中，通常是追踪航天器从目标航天器的后下方逐渐追赶目标航天器；在远程导引终点时刻，追踪航天器进入目标航天器同一轨道平面的轨道、位于目标航天器后下方或前上方、与目标航天器相距一定距离。
若远程导引终点要求追踪航天器位于目标航天器后下方，由于追踪航天器始终位于目标航天器的后下方，两者之间相对距离逐渐缩短，两者相对飞行状态安全。
若在远程导引终点要求追踪航天器位于目标航天器前上方，由于追踪航天器需要从目标航天器的轨道后下方穿越到轨道前上方，穿越过程中两者相对距离有可能出现比较接近的情况，即出现两者碰撞风险的问题。
航天器在空间飞行中出现与其它航天器或空间碎片相对距离较近、具有一定碰撞风险时，通常采取主动的轨道机动远离、以规避发生碰撞的风险。
但当航天器处于为完成飞行任务而必须进行轨道机动控制的期间，增加主动的轨道规避机动势必会影响原来正常的轨道机动控制计划，进而影响飞行任务的完成。
发明内容
本发明提供一种航天器的变轨控制方法、装置、电子设备及介质，用以解决现有技术中航天器穿越交会过程中存在碰撞风险的问题。
第一方面，本发明实施例提供一种航天器的变轨控制方法，该方法包括：
根据偏置量集合对远程导引交会四脉冲变轨控制策略中的第一脉冲控制量进行调整，确定第一脉冲控制量集合；
根据追踪航天器的第一脉冲控前轨道参数和所述第一脉冲控制量集合，确定接续三脉冲控制策略集合；
基于所述接续三脉冲控制策略集合，计算每组策略的所述追踪航天器和所述目标航天器在交会过程中的最小相对距离；
将最小相对距离大于安全距离阈值的最小偏置量作为第一脉冲目标偏置量；
根据所述第一脉冲目标偏置量对应的第一脉冲控制量和接续三脉冲控制策略，对所述追踪航天器进行变轨控制。
在一种可能的实施方式中，所述根据偏置量集合对四脉冲变轨控制策略中的第一脉冲控制量进行调整，确定第一脉冲控制量集合之前，还包括：
基于所述四脉冲变轨控制策略，确定所述目标航天器和所述追踪航天器在交会过程中的最小相对距离小于等于所述安全距离阈值。
在一种可能的实施方式中，所述根据偏置量集合对四脉冲变轨控制策略中的第一脉冲控制量进行调整，确定第一脉冲控制量集合，包括：
基于所述偏置量，确定正偏置量集合和负偏置量集合；
根据所述第一脉冲控制量、所述正偏置量集合和所述负偏置量集合，确定所述第一脉冲控制量集合。
在一种可能的实施方式中，所述基于所述接续三脉冲控制策略集合，计算每组策略的所述追踪航天器和所述目标航天器在交会过程中的最小相对距离，包括：
基于轨道外推算法，计算每组接续三脉冲控制策略对应的所述追踪航天器的逐点位置速度和所述目标航天器的逐点位置速度；
根据所述追踪航天器的逐点位置速度和所述目标航天器的逐点位置速度，确定每组接续三脉冲控制策略对应的逐点相对距离；
从所述每组接续三脉冲控制策略对应的逐点相对距离中选择所述最小相对距离。
在一种可能的实施方式中，所述将最小相对距离大于安全距离阈值的最小偏置量作为第一脉冲目标偏置量，包括：
从所述最小相对距离对应的偏置量集合中确定边界偏置量；
基于轨道控制误差值和所述边界偏置量，确定所述最小偏置量；
将所述最小偏置量作为所述第一脉冲目标偏置量。
第二方面，本发明实施例提供一种航天器的变轨控制装置，该装置包括：
控制量确定模块，用于根据偏置量集合对远程导引交会四脉冲变轨控制策略中的第一脉冲控制量进行调整，确定第一脉冲控制量集合；
控制策略确定模块，用于根据追踪航天器的第一脉冲控前轨道参数和所述第一脉冲控制量集合，确定接续三脉冲控制策略集合；
计算模块，用于基于所述接续三脉冲控制策略集合，计算每组策略的所述追踪航天器和所述目标航天器在交会过程中的最小相对距离，并将最小相对距离大于安全距离阈值的最小偏置量作为第一脉冲目标偏置量；
变轨控制模块，用于根据所述第一脉冲目标偏置量对应的第一脉冲控制量和接续三脉冲控制策略，对所述追踪航天器进行变轨控制。
在一种可能的实施方式中，该装置还包括：
安全距离确定模块，用于基于所述四脉冲变轨控制策略，确定所述目标航天器和所述追踪航天器在交会过程中的最小相对距离小于等于所述安全距离阈值。
在一种可能的实施方式中，所述控制量确定模块具体用于：
基于所述偏置量，确定正偏置量集合和负偏置量集合；
根据所述第一脉冲控制量、所述正偏置量集合和所述负偏置量集合，确定所述第一脉冲控制量集合。
在一种可能的实施方式中，所述计算模块具体用于：
基于轨道外推算法，计算每组接续三脉冲控制策略对应的所述追踪航天器的逐点位置速度和所述目标航天器的逐点位置速度；
根据所述追踪航天器的逐点位置速度和所述目标航天器的逐点位置速度，确定每组接续三脉冲控制策略对应的逐点相对距离；
从所述每组接续三脉冲控制策略对应的逐点相对距离中选择所述最小相对距离。
在一种可能的实施方式中，所述计算模块具体用于：
从所述最小相对距离对应的偏置量集合中确定边界偏置量；
基于轨道控制误差值和所述边界偏置量，确定所述最小偏置量；
将所述最小偏置量作为所述第一脉冲目标偏置量。
第三方面，本发明实施例还提供一种电子设备，包括至少一个处理器，以及与至少一个处理器通信连接的存储器，其中：
所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行如第一方面任一所述的方法。
第四方面，本发明实施例还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如第一方面任一所述的方法。
本发明有益效果如下：
本发明公开了一种航天器的变轨控制方法、装置、电子设备及介质，首先根据偏置量集合对远程导引交会四脉冲变轨控制策略中的第一脉冲控制量进行调整，确定第一脉冲控制量集合；然后根据追踪航天器的第一脉冲控前轨道参数和第一脉冲控制量集合，确定接续三脉冲控制策略集合；再然后基于接续三脉冲控制策略集合，计算每组策略的追踪航天器和目标航天器在交会过程中的最小相对距离，将最小相对距离大于安全距离阈值的最小偏置量作为第一脉冲目标偏置量；最后根据第一脉冲目标偏置量对应的第一脉冲控制量和接续三脉冲控制策略，对追踪航天器进行变轨控制。由于第一脉冲目标偏置量是最小相对距离大于安全距离阈值的最小偏置量，因此根据第一脉冲目标偏置量对应的第一脉冲控制量和接续三脉冲控制策略对追踪航天器进行变轨控制，可以解决现有技术中航天器穿越交会过程中存在的碰撞风险的问题。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简要介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域的普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的一种航天器的变轨控制方法的流程图；
图2为本发明实施例提供的一种航天器的变轨控制方法的具体流程图；
图3为本发明实施例提供的一种仿真模拟示意图；
图4为本发明实施例提供的另一种仿真模拟示意图；
图5为本发明实施例提供的一种正常四脉冲轨道控制策略的两航天器在轨道平面内的相对运动轨迹的示意图；
图6为本发明实施例提供的一种接续三脉冲轨道控制策略的两航天器在轨道平面内的相对运动轨迹的示意图；
图7为本发明实施例提供的一种航天器的变轨控制装置的结构示意图；
图8为本发明实施例提供的一种电子设备的结构示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部份实施例，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它实施例，都属于本发明保护的范围。
目前，在追踪航天器与目标航天器交会的远程导引飞行过程中，通常采用经典的四脉冲特征点变轨交会轨道控制策略，分为轨道平面内控制和修正轨道面偏差控制。具体如下。
抬高近心点轨道控制：在远心点执行。根据目标航天器和追踪航天器相位差和交会总时间，确定交会转移轨道的高度。通过抬高近心点高度达到调整相位的目的，满足远程导引终点轨道相对切向位置要求。
抬高远心点轨道控制：在近心点执行。根据目标航天器和追踪航天器轨道高度差的要求，抬高远心点高度；同时修正相位调整量。通过调整远心点高度达到调整轨道半长轴的目的，满足远程导引终点轨道相对径向位置要求，并控制相对径向、切向速度。
圆化轨道控制：在远心点附近执行。按照远程导引终点轨道高度要求、圆化追踪航天器轨道。同时修正相位调整量。通过抬高近心点高度达到调整轨道偏心率尽量为零的要求，满足远程导引终点轨道相对径向位置和相对切向、径向速度要求。
轨道平面修正控制：与三次轨道面内控制解耦，在追踪航天器与目标航天器的轨道平面的交点执行。通过一次组合轨道控制进行轨道倾角和升交点赤经两个偏差要素的联合修正，满足远程导引终点轨道相对法向位置和法向速度要求。
追踪航天器远程导引四脉冲轨道控制策略如表1所示，第一脉冲为抬高近心点轨道控制；第二脉冲为轨道平面修正控制；第三脉冲为抬高远心点高度控制；第四脉冲为圆化轨道控制。
Figure BSA0000259518260000071
表1
表1中，P1、P2和P3分别表示轨道平面内3次轨道控制的轨道圈次，N表示轨道平面修正控制的轨道圈次。
远程导引四脉冲轨道控制策略采用通过求解6个参数的规划变量X＝[Δv′1，Δvn，un，Δv′2，Δv′3，u3]，瞄准远程导引终点两航天器相对位置和相对速度的6个目标参数
Figure BSA0000259518260000072
为6对6的求解关系。
其中，Δv′1为第P1圈调相控制的切向速度增量，在轨道的远心点施加；Δv′2为第P2圈调相控制的切向速度增量，在轨道的近心点施加；Δv′3为第P3圈调相控制的切向速度增量，u3为第P3圈调相控制的纬度幅角，即Δv′3施加的轨道位置；Δvn为第N圈轨道平面修正控制的法向速度增量，un为第N图轨道平面修正控制的纬度幅角，即Δvn施加的轨道位置；x、y、z分别为远程导引终点两航天器的相对位置，
Figure BSA0000259518260000073
分别为远程导引终点两航天器的相对速度。
在远程导引终点时刻，追踪航天器进入目标航天器同一轨道平面的轨道、位于目标航天器后下方或前上方，与目标航天器相距一定距离。若远程导引终点要求追踪航天器位于目标航天器前上方，由于追踪航天器需要从目标航天器的轨道后下方穿越到轨道前上方，因此穿越过程中两者相对距离有可能出现比较接近的情况，即出现两者发生碰撞的风险。
基于上述问题，本发明实施例提供一种航天器的变轨控制方法，用以解决现有技术中航天器穿越交会过程中存在的碰撞风险的问题。
下面结合上述描述的应用场景，参考附图来描述本申请示例性实施方式提供的航天器的变轨控制方法，需要注意的是，上述应用场景仅是为了便于理解本申请的精神和原理而示出，本申请的实施方式在此方面不受任何限制。
如图1所示，为本发明实施例提供的一种航天器的变轨控制方法的流程图，该方法包括：
步骤101，根据偏置量集合对远程导引交会四脉冲变轨控制策咯中的第一脉冲控制量进行调整，确定第一脉冲控制量集合；
步骤102，根据追踪航天器的第一脉冲控前轨道参数和所述第一脉冲控制量集合，确定接续三脉冲控制策略集合；
步骤103，基于所述接续三脉冲控制策略集合，计算每组策略的所述追踪航天器和所述目标航天器在交会过程中的最小相对距离；
步骤104，将最小相对距离大于安全距离阈值的最小偏置量作为第一脉冲目标偏置量；
步骤105，根据所述第一脉冲目标偏置量对应的第一脉冲控制量和接续三脉冲控制策略，对所述追踪航天器进行变轨控制。
本发明公开的一种航天器的变轨控制方法，首先根据偏置量集合对远程导引交会四脉冲变轨控制策略中的第一脉冲控制量进行调整，确定第一脉冲控制量集合；然后根据追踪航天器的第一脉冲控前轨道参数和第一脉冲控制量集合，确定接续三脉冲控制策略集合；再然后基于接续三脉冲控制策略集合，计算每组策略的追踪航天器和目标航天器在交会过程中的最小相对距离；将最小相对距离大于安全距离阈值的最小偏置量作为第一脉冲目标偏置量；最后根据第一脉冲目标偏置量对应的第一脉冲控制量和接续三脉冲控制策略，对追踪航天器进行变轨控制。由于第一脉冲目标偏置量是最小相对距离大于安全距离阈值的最小偏置量，因此根据第一脉冲目标偏置量对应的第一脉冲控制量和接续三脉冲控制策略对追踪航天器进行变轨控制，可以解决航天器穿越交会过程中的碰撞风险。
在具体实施中，基于四脉冲变轨控制策略，确定目标航天器和追踪航天器在交会过程中的最小相对距离小于安全距离阈值时，则航天器穿越交会过程中可能会存在碰撞风险，因此，本发明实施例可以在确定存在碰撞风险后，使用本发明实施例提供的变轨控制方法，不存在碰撞风险时，使用四脉冲变轨控制策略，从而可以减小计算量。
本发明实施例中，在确定第一脉冲控制量集合时，可以首先基于预设的偏置量，确定正偏置量集合和负偏置量集合，然后根据正偏置量集合和负偏置量集合，对远程导引交会四脉冲变轨控制策略中的第一脉冲控制量进行调整，得到第一脉冲控制量集合。
设置正偏置量集合和负偏置量集合，可以使最终得到的第一脉冲目标偏置量更准确。
其中，本发明实施例中的预设的偏置量可以小于等于为轨道控制误差值。
本发明实施例中，将预设的偏置量设置为小于等于轨道控制误差值，是为了能够识别出轨道控制误差对相对最小距离的影响，提高规避碰撞风险的控制精度。
需要说明的是，当偏置量集合中的偏置量为0时，接续三脉冲控制策略与四脉冲变轨控制策略中的后三个脉冲是一致的。
下面对本发明实施例进行详细说明。
如图2所示，为本发明实施例提供的一种航天器的变轨控制方法的具体流程图，包括以下步骤：
步骤201，基于远程导引交会四脉冲变轨控制策略，确定目标航天器和追踪航天器在交会过程中的最小相对距离小于等于安全距离阈值，执行步骤202；
具体的，假设追踪航天器与目标航天器在交会飞行中的安全距离为
Figure BSA0000259518260000092
基于经典的四脉冲变轨控制策略，确定目标航天器和追踪航天器在交会过程中的最小相对距离
Figure BSA0000259518260000091
当
Figure BSA0000259518260000101
时，两航天器相对飞行轨迹安全；当
Figure BSA0000259518260000102
时，两航天器相对飞行轨迹具有发生碰撞的风险，需采用规避控制措施。
确定目标航天器和追踪航天器在交会过程中的最小相对距离小于等于安全距离阈值，则说明目标航天器和追踪航天器在交会过程中可能会发生碰撞。
如图3所示，为本发明实施例提供的一种仿真模拟示意图，体现了第一脉冲偏置量与最小相对距离之间的关系。图中横坐标x表示偏置量集合中的偏置量；纵坐标y表示接续三脉冲轨道控制策略的追踪航天器与目标航天器的最小相对距离。
基于正常四脉冲交会轨道控制策略(远程导引交会四脉冲变轨控制策略)，即偏置量为0时，交会飞行中两航天器最小相对距离小于安全距离阈值，存在碰撞风险。
步骤202，基于预设的偏置量，确定正偏置量集合和负偏置量集合，执行步骤203；
具体的，设追踪航天器的轨道控制误差值为δΔvc，设置第一脉冲控制量偏置量的最小当量δΔvb等于轨道控制误差值，即δΔvb＝δΔvc；
按照逐次增大负向偏置量设置M个负向偏置量，设δΔv-bi＝-δΔvb·i，(i＝1，...，M)；
按照逐次增大正向偏置量设置N个正向偏置量，设δΔv+bi＝+δΔvb·i(i＝1，...，N)。
比如，预设的偏置量为0.1m/s(米/秒)，确定3个正偏置量和3个负偏置量，则3个正偏置量为0.1m/s、0.2m/s和0.3m/s，3个负偏置量为-0.1m/s、-0.2m/s和-0.3m/s。
步骤203，根据第一脉冲控制量、正偏置量集合和负偏置量集合，确定第一脉冲控制量集合。
具体的，根据逐次增大负向偏置量设置第一脉冲控制量，因δΔv-bi＝-δΔvb·i，(i＝1，...，M)，故有第一脉冲控制量负向集合：Δvt 1-i′＝Δv1 t-δΔvb·i＝Δv1 t-δΔvb·i，(i＝1，...，M)；
其中，Δvt 1-i′为负向偏置后的第一脉冲控制量；
根据逐次增大正向偏置量设置第一脉冲控制量，因δΔv+bi＝+δΔvb·i，(i＝1，...，N)，故有第一脉冲控制量正向集合：Δvt 1+i′＝Δv1 t+δΔvb·i＝Δv1 t+δΔv+bi，(i＝1，...，N)；
其中，Δvt 1+i′为正向偏置后的第一脉冲控制量；
综合负向偏置的第一脉冲控制量和正向偏置的第一脉冲控制量，确定第一脉冲控制量集合。
比如，第一脉冲控制量为4m/s，3个正偏置量为0.1m/s、0.2m/s和0.3m/s，3个负偏置量为-0.1m/s、-0.2m/s和-0.3m/s，则第一脉冲控制量集合为{3.7，3.8，3.9，4.1，4.2，4.3}m/s。
步骤204，根据追踪航天器的第一脉冲控前轨道参数和第一脉冲控制量集合，确定接续三脉冲控制策略集合，执行步骤205；
具体的，追踪航天器施加第一脉冲偏置控制量后，得到第一脉冲控后轨道：
Figure BSA0000259518260000111
其中，
Figure BSA0000259518260000112
表示追踪航天器第一脉冲控前轨道，
Figure BSA0000259518260000113
表示追踪航天器第一脉冲控后轨道。
追踪航天器远程导引接续三脉冲轨道控制策略如表2所示，第二脉冲为轨道平面修正控制；第三脉冲为抬高远心点高度控制；第四脉冲为圆化轨道控制。
Figure BSA0000259518260000114
表2
远程导引接续三脉冲轨道控制策略采用通过求解6个参数的规划变量X＝[Δvn，un，Δv′2，u2，Δv′3，u3]，瞄准远程导引终点两航天器相对位置和相对速度的6个目标参数
Figure BSA0000259518260000121
追踪航天器经过第一脉冲轨道控制后，由于轨道控制脉冲次数减少，接续三脉冲轨道控制策略引入了第P2圈调相控制的纬度幅角u2作为规划变量，使得接续三脉冲轨道控制策略仍然为6对6的求解关系。
步骤205，基于轨道外推算法，计算每个接续三脉冲控制策略对应的追踪航天器的逐点位置速度和目标航天器的逐点位置速度，执行步骤206；
具体的，追踪航天器根据接续三脉冲轨道控制参数，施加接续三脉冲轨道控制，轨道外推计算至远程导引终点得到追踪航天器逐点位置速度的星历。
目标航天器轨道外推计算至远程导引终点得到目标航天器逐点位置速度的星历。
其中，轨道外推算法具体为根据航天器轨道动力学方程，采用积分算法，按照时间顺序计算航天器的位置和速度。
逐点位置速度是指按一定时间间隔连续计算每一个时间节点的航天器的位置和速度。
步骤206，根据追踪航天器的逐点位置速度和目标航天器的逐点位置速度，确定每组接续三脉冲控制策略对应的逐点相对距离，并选择每组接续三脉冲控制策略对应的最小相对距离，执行步骤207；
具体的，根据追踪航天器与目标航天器的星历计算两者之间逐点的相对距离，得到两航天器在交会过程中的最小相对距离rmin。
步骤207，从多个最小相对距离中选择大于安全距离阈值的最小相对距离，执行步骤208；
具体的，两航天器在交会过程中的最小相对距离
Figure BSA0000259518260000122
对于负向偏置量，最小相对距离集合和对应偏置控制量集合为：{r′min(δΔv-b1)，r′min(δΔv-b2)，...，r′min(δΔv-bM)}；
其中，满足相对距离安全阈值
Figure BSA0000259518260000123
的最小相对距离集合和对应偏置控制量集合为：
当
Figure BSA0000259518260000131
时，有：
{r′min(δΔv-bs1)，r′min(δΔv-bs2)，...，r′min(δΔv-bsm)}，(i＝1，...，m)；
其中，m为负向偏置、且满足相对距离安全阈值的个数。
对于正向偏置量，最小相对距离集合和对应偏置控制量集合为：{r′min(δΔv+b1)，r′min(δΔv+b2)，...，r′min(δΔv+bN)}；
其中，满足相对距离安全阈值
Figure BSA0000259518260000132
的最小相对距离集合和对应偏置控制量集合为：
当
Figure BSA0000259518260000133
时，有：
{r′min(δΔv+bs1)，r′min(δΔv+bs2)，...，r′min(δΔv+bsm)}，(i＝1，...，n)；
其中，n为正向偏置、且满足相对距离安全阈值的个数。
如图3所示，不考虑追踪航天器第一脉冲轨道控制误差值时，当第一脉冲速度增量偏置量为[a1，a2]m/s或[b1，b2]m/s或[c1，c2]m/s时，可以保证接续三脉冲交会轨道控制策略的两航天器最小相对距离大于安全距离阈值
Figure BSA0000259518260000134
(公里)。
步骤208，从接续三脉冲控制策略集合中，确定具有可行解的接续三脉冲控制策略，执行步骤209；
具体的，由于接续三脉冲轨道控制策略只能适应正常四脉冲交会策略控制的部分偏差情况，因此，第一脉冲偏置后，必须保证接续三脉冲轨道控制策略具有可行解，才能保证后续远程导引交会控制实现交会目标要求；
可行解判断的依据是：接续三脉冲规划参数迭代求解收敛、远程导引终点参数满足目标要求且随着偏置量增加，求解的三脉冲速度增量和控制时刻满足连续性；
若接续三脉冲控制策略具有可行解，则对应的第一脉冲目标偏置量可用于规避穿越碰撞风险；若接续三脉冲控制策略没有可行解，则不可用于规避穿越碰撞风险。
步骤209，从选择的最小相对距离对应的偏置量集合中确定边界偏置量，执行步骤210；
具体的，通过扩大第一脉冲偏置量的正、负值，直到获得最大可满足接续三脉冲轨道控制策略可行解的边界偏置量，即可代表接续三脉冲交会轨道控制策略的容差能力的偏置量。
步骤210，基于控制误差值和边界偏置量，确定所述最小偏置量，并将最小偏置量作为第一脉冲目标偏置量，执行步骤211；
具体的，第一脉冲偏置控制量需要考虑在轨道控制误差值的条件下，最小相对距离仍满足相对距离安全阈值的要求，并优化选取偏置量最小的偏置控制量；
对于负向偏置量，考虑轨道控制误差值、满足相对距离安全阈值的最小相对距离集合和对应偏置控制量集合为：
当
Figure BSA0000259518260000141
且
Figure BSA0000259518260000142
则有：
Figure BSA0000259518260000143
其中，km为负向偏置且考虑轨道控制误差值条件下，满足相对距离安全阈值的组数。
对于正向偏置量，考虑轨道控制误差值、满足相对距离安全阈值的最小相对距离集合和对应第一脉冲控制量集合为：
当
Figure BSA0000259518260000144
且
Figure BSA0000259518260000145
则有：
Figure BSA0000259518260000146
其中，kn为正向偏置且考虑轨道控制误差值条件下，满足相对距离安全阈值的组数。
如图3所示，考虑追踪航天器第一脉冲轨道误差±dm/s时，当偏置量为[e1，e2]m/s或[f1，f2]m/s时，可以保证在控制误差情况下、接续三脉冲交会轨道控制策略的两航天器最小相对距离大于安全距离阈值
Figure BSA0000259518260000147
具体的，优化选择数值最小的偏置量作为第一脉冲目标偏置量：
Figure BSA0000259518260000148
如图3所示，优选第一脉冲目标偏置量为e1m/s。
步骤211，根据第一脉冲目标偏置量对应的第一脉冲控制量和接续三脉冲控制策略，对追踪航天器进行变轨控制。
比如，第一脉冲目标偏置量对应的第一脉冲控制量为远程导引交会四脉冲变轨控制策略中的第一脉冲控制量与第一脉冲目标偏置量的和；第一脉冲目标偏置量对应的接续三脉冲控制策略为，根据追踪航天器的第一脉冲控前轨道参数和第一脉冲目标偏置量对应的第一脉冲控制量计算得到追踪航天器第一脉冲控后轨道参数，再进行与目标航天器三脉冲交会控制计算得到的。
为了便于理解，下面以具体实施方式对本发明实施例进行说明。
以我国嫦娥五号月球轨道交会对接飞行控制为例，进行轨道穿越交会的规避碰撞风险的方法验证。
嫦娥五号月球轨道交会对接远程导引飞行轨道设计为：追踪航天器入轨进入近月点高度15km、远月点高度180km的椭圆轨道，以后向相位逐渐追及运行在200km圆轨道的目标航天器；在远程导引终点，追踪航天器进入高度为210km的圆轨道，相位超前目标航天器、高度高于目标航天器。其中，在第三次远程导引变轨后，追踪航天器轨道远月点高度从180km增加到210km，近月点高度仍低于200km。在第四次远程导引变轨将追踪航天器轨道圆化为210km之后，追踪航天器势必会穿越200km的目标航天器轨道高度。在这一飞行阶段，追踪航天器将从目标航天器的后下方穿越至目标航天器的前上方。若两航天器相位角差很小，则相对距离很有可能小于安全距离阈值。因此，在追踪航天器远程导引轨道控制中，必须考虑穿越碰撞风险的规避策略。
设追踪航天器在月心J2000坐标系的入轨轨道参数：
2020-12-03T23：17：21；
a＝1834900m，e＝0.04496，i＝29.909°，Ω＝109.520°，ω＝140.740°，M＝0°；
质量425kg，面积20m2，光压系数CR＝1.24。
设目标航天器在月心J2000坐标系的运行轨道参数：
2020-12-03T11：35：07；
a＝1934480m，e＝0.00261，i＝29.696°，Ω＝109.680°，ω＝268.640°，M＝224.351°；
质量2390kg，面积26m2，光压系数CR＝1.24。
追踪航天器和目标航天器的轨道运动模型考虑：月球中心引力、月球非球形引力64X64阶次、地球中心引力、地球非球形引力8X8阶次、太阳质点引力、太阳光辐射压力和大行星质点引力。
在月球轨道交会飞行中，两航天器的安全距离阈值设定为10km。
追踪航天器远程导引第一脉冲控制执行误差为0.1m/s。
在嫦娥五号远程导引段，追踪航天器采用四脉冲交会轨道控制策略进行4次变轨，修正与目标航天器轨道参数的偏差，在预定的远程导引终点时刻到达与目标航天器约50km处的近程导引段初始位置，满足转入自主导引控制的要求。
在远程导引终点时刻2020-12-06T02：14：26，目标航天器为高度200km的环月圆轨道，追踪航天器飞至高度210km、与目标航天器共面的圆轨道，位于目标航天器前方50km、高度差10km的位置。
追踪航天器远程导引正常四脉冲交会轨道控制策略计算结果见表3。
Figure BSA0000259518260000161
表3
按照追踪航天器正常四脉冲交会轨道控制策略，两航天器在第3次变轨后、第4次变轨前，最小相对距离为1.896km，小于安全距离阈值10km，存在发生相互碰撞的风险。
分别按照逐次增大负向偏置量和正向偏置量设置第一脉冲控制量，负向偏置组数为80组，正向偏置组数为57组。
在追踪航天器第一脉冲控制后，计算接续三脉冲轨道控制策略，并计算交会飞行中两航天器的最小相对距离。
图4给出了第一脉冲偏置量(偏置量集合中的偏置量)与最小相对距离之间的关系。图中远导一控制微调的速度增量表示为第一脉冲速度增量的偏置量，即第一脉冲偏置量；远导三控后追踪航天器与目标航天器的最小距离表示为接续三脉冲轨道控制策略的追踪航天器与目标航天器的最小相对距离。
由图4可知：基于正常四脉冲交会轨道控制策略，交会飞行中两航天器最小相对距离约为1.896km，小于10km的安全距离阈值，存在碰撞风险；不考虑追踪航天器第一脉冲轨道控制误差时，当第一脉冲速度增量偏置量为[-0.23，-0.11]m/s或[0.41，0.75]m/s或[-2.28，-1.31]m/s时，可以保证接续三脉冲交会轨道控制策略的两航天器最小相对距离大于安全距离阈值10km；考虑追踪航天器第一脉冲轨道控制误差±0.1m/s时，当第一脉冲速度增量偏置量为[0.51，0.65]m/s或[-2.38，-1.21]m/s时，可以保证在控制误差情况下、接续三脉冲交会轨道控制策略的两航天器最小相对距离大于安全距离阈值10km。
因此，按照优化选择数值最小的偏置量，优选第一脉冲速度增量偏置量为0.51m/s。
表4给出了追踪航天器的第一脉冲目标偏置量为0.51m/s，即第一脉冲目标偏置量对应的第一脉冲控制量为34.824m/s，接续三脉冲轨道控制策略结果。两航天器最小相对距离时间从2020-15-05T11：49：21变为2020-15-05T11：12：21，两航天器最小相对距离从1.896km变为20.430km，大于安全距离阈值10km。
Figure BSA0000259518260000171
Figure BSA0000259518260000181
表4
图5给出了正常四脉冲轨道控制策略的两航天器在轨道平面内的相对运动轨迹，最小相对距离为1.896km、小于安全距离阈值10km。图5中，追踪航天器称为上升器，目标航天器称为轨道器。
图6给出了第一脉冲速度增量偏置0.51m/s后，接续三脉冲轨道控制策略的两航天器在轨道平面内的相对运动轨迹，最小相对距离为20.430km、大于安全距离阈值10km。
基于相同的发明构思，本发明实施例还提供一种航天器的变轨控制装置，如图7所示，为本发明实施例提供的一种航天器的变轨控制装置的结构示意图，包括控制量确定模块701、控制策略确定模块702、计算模块703和变轨控制模块704：
控制量确定模块701，用于根据偏置量集合对远程导引交会四脉冲变轨控制策略中的第一脉冲控制量进行调整，确定第一脉冲控制量集合；
控制策略确定模块702，用于根据追踪航天器的第一脉冲控前轨道参数和第一脉冲控制量集合，确定接续三脉冲控制策略集合；
计算模块703，用于基于所述接续三脉冲控制策略集合，计算每组策略的所述追踪航天器和所述目标航天器在交会过程中的最小相对距离，并将最小相对距离大于安全距离阈值的最小偏置量作为第一脉冲目标偏置量；
变轨控制模块704，用于根据第一脉冲目标偏置量对应的第一脉冲控制量和接续三脉冲控制策略，对追踪航天器进行变轨控制。
可选的，如图7所示，该装置还包括安全距离确定模块705：
安全距离确定模块705，用于基于四脉冲变轨控制策略，确定目标航天器和追踪航天器在交会过程中的最小相对距离小于等于安全距离阈值。
可选的，控制量确定模块701具体用于：
基于预设的偏置量，确定正偏置量集合和负偏置量集合；
根据第一脉冲控制量、正偏置量集合和负偏置量集合，确定第一脉冲控制量集合。
可选的，计算模块703具体用于：
基于轨道外推算法，计算每组接续三脉冲控制策略对应的追踪航天器的逐点位置速度和目标航天器的逐点位置速度；
根据追踪航天器的逐点位置速度和目标航天器的逐点位置速度，确定每组接续三脉冲控制策略对应的逐点相对距离；
从所述每组接续三脉冲控制策略对应的逐点相对距离中选择最小值作为所述最小相对距离。
可选的，计算模块703具体用于：
从所述最小相对距离对应的偏置量集合中确定边界偏置量；
基于轨道控制误差值和边界偏置量，确定所述最小偏置量；
将所述最小偏置量作为所述第一脉冲目标偏置量。
基于相同的发明构思，本申请实施例中还提供了一种电子设备，该电子设备可以用于航天器的变轨控制。在一种实施例中，该电子设备可以是服务器，也可以是终端设备或其他电子设备。在该实施例中，电子设备的结构可以如图8所示，包括存储器801，通讯接口803以及一个或多个处理器802。
存储器801，用于存储处理器802执行的计算机程序。存储器801可主要包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储操作系统，以及运行即时通讯功能所需的程序等；存储数据区可存储各种即时通讯信息和操作指令集等。
存储器801可以是易失性存储器(volatile memory)，例如随机存取存储器(random-access memory，RAM)；存储器801也可以是非易失性存储器(non-volatilememory)，例如只读存储器，快闪存储器(flash memort)，硬盘(hard disk drive，HDD)或固态硬盘(solid-state drive，SSD)、或者存储器801是能够用于携带或存储具有指令或数据结构形式的期望的程序代码并能够由计算机存取的任何其他介质，但不限于此。存储器801可以是上述存储器的组合。
处理器802，可以包括一个或多个中央处理单元(Central Processing Unit，CPU)或者为数字处理单元等。处理器802，用于调用存储器801中存储的计算机程序时实现上述航天器的变轨控制方法。
通讯接口803用于与终端设备和其他服务器进行通信。
本申请实施例中不限定上述存储器801、通讯接口803和处理器802之间的具体连接介质。本申请实施例在图8中以存储器801和处理器802之间通过总线804连接，总线804在图8中以粗线表示，其它部件之间的连接方式，仅是进行示意性说明，并不引以为限。总线804可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图8中仅用一条粗线表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。
进一步的，本发明实施例还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如上述任一项所述的方法。
本发明公开的一种航天器的变轨控制方法、装置、电子设备及介质，基于经典的四脉冲变轨控制策略，确定目标航天器和追踪航天器在交会过程中的最小相对距离小于等于安全距离阈值，用以判断两航天器基于经典的四脉冲变轨控制策略是否存在碰撞风险；根据偏置量集合，确定第一脉冲控制量集合，根据追踪航天器的第一脉冲控前轨道参数、第一脉冲控制量集合和目标航天器轨道参数，确定接续三脉冲控制策略集合；基于轨道外推算法和接续三脉冲控制策略集合，计算每组接续三脉冲控制策略对应的追踪航天器的逐点位置速度，基于轨道外推算法，计算目标航天器的逐点位置速度；根据追踪航天器的逐点位置速度和目标航天器的逐点位置速度，确定每组接续三脉冲控制策略对应的逐点相对距离，并确定每组接续三脉冲控制策略对应的最小相对距离；从多个最小相对距离中选择大于安全距离阈值的最小相对距离；将最小相对距离大于安全阈值的最小偏置量作为第一脉冲目标偏置量，根据第一脉冲目标偏置量从接续三脉冲控制策略集合中，确定具有可行解的接续三脉冲轨道控制策略，用于判断接续三脉冲控制策略是否能规避碰撞风险；根据控制策略的容差能力，从选择的最小相对距离对应的偏置量集合中确定边界偏置量，使安全性进一步提高；将最小相对距离大于安全阈值的最小偏置量作为第一脉冲目标偏置量，可以减少推进燃料的规划使用量；最后，根据第一脉冲目标偏置量对应的第一脉冲控制量和接续三脉冲控制策略，对追踪航天器进行变轨控制。由于第一脉冲目标偏置量是最小相对距离大于安全距离阈值的最小偏置量，因此根据第一脉冲目标偏置量对应的第一脉冲控制量和接续三脉冲控制策略对追踪航天器进行变轨控制，可以解决现有技术中航天器穿越交会过程中存在的碰撞风险。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (12)

1.一种航天器的变轨控制方法，其特征在于，该方法包括：
根据偏置量集合对远程导引交会四脉冲变轨控制策略中的第一脉冲控制量进行调整，确定第一脉冲控制量集合；
根据追踪航天器的第一脉冲控前轨道参数和所述第一脉冲控制量集合，确定接续三脉冲控制策略集合；
基于所述接续三脉冲控制策略集合，计算每组策略的所述追踪航天器和所述目标航天器在交会过程中的最小相对距离；
将最小相对距离大于安全距离阈值的最小偏置量作为第一脉冲目标偏置量；
根据所述第一脉冲目标偏置量对应的第一脉冲控制量和接续三脉冲控制策略，对所述追踪航天器进行变轨控制。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据偏置量集合对四脉冲变轨控制策略中的第一脉冲控制量进行调整，确定第一脉冲控制量集合之前，还包括：
基于所述四脉冲变轨控制策略，确定所述目标航天器和所述追踪航天器在交会过程中的最小相对距离小于等于所述安全距离阈值。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据偏置量集合对四脉冲变轨控制策略中的第一脉冲控制量进行调整，确定第一脉冲控制量集合，包括：
基于预设的偏置量，确定正偏置量集合和负偏置量集合；
根据所述第一脉冲控制量、所述正偏置量集合和所述负偏置量集合，确定所述第一脉冲控制量集合。
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述基于所述接续三脉冲控制策略集合，计算每组策略的所述追踪航天器和所述目标航天器在交会过程中的最小相对距离，包括：
基于轨道外推算法，计算每组接续三脉冲控制策略对应的所述追踪航天器的逐点位置速度和所述目标航天器的逐点位置速度；
根据所述追踪航天器的逐点位置速度和所述目标航天器的逐点位置速度，确定每组接续三脉冲控制策略对应的逐点相对距离；
从所述每组接续三脉冲控制策略对应的逐点相对距离中选择所述最小相对距离。
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述将最小相对距离大于安全距离阈值的最小偏置量作为第一脉冲目标偏置量，包括：
从所述最小相对距离对应的偏置量集合中确定边界偏置量；
基于轨道控制误差值和所述边界偏置量，确定所述最小偏置量；
将所述最小偏置量作为所述第一脉冲目标偏置量。
6.一种航天器的变轨控制装置，其特征在于，该装置包括：
控制量确定模块，用于根据偏置量集合对四脉冲变轨控制策略中的第一脉冲控制量进行调整，确定第一脉冲控制量集合；
控制策略确定模块，用于根据追踪航天器的第一脉冲控前轨道参数和所述第一脉冲控制量集合，确定接续三脉冲控制策略集合；
计算模块，用于基于所述接续三脉冲控制策略集合，计算每组策略的所述追踪航天器和所述目标航天器在交会过程中的最小相对距离，并将最小相对距离大于安全距离阈值的最小偏置量作为第一脉冲目标偏置量；
变轨控制模块，用于根据所述第一脉冲目标偏置量对应的第一脉冲控制量和接续三脉冲控制策略，对所述追踪航天器进行变轨控制。
7.如权利要求6所述的装置，其特征在于，该装置还包括：
安全距离确定模块，用于基于所述四脉冲变轨控制策略，确定所述目标航天器和所述追踪航天器在交会过程中的最小相对距离小于等于所述安全距离阈值。
8.如权利要求6所述的装置，其特征在于，所述控制量确定模块具体用于：
基于预设的偏置量，确定正偏置量集合和负偏置量集合；
根据所述第一脉冲控制量、所述正偏置量集合和所述负偏置量集合，确定所述第一脉冲控制量集合。
9.如权利要求8所述的装置，其特征在于，所述计算模块具体用于：
基于轨道外推算法，计算每组接续三脉冲控制策略对应的所述追踪航天器的逐点位置速度和所述目标航天器的逐点位置速度；
根据所述追踪航天器的逐点位置速度和所述目标航天器的逐点位置速度，确定每组接续三脉冲控制策略对应的逐点相对距离；
从所述每组接续三脉冲控制策略对应的逐点相对距离中选择所述最小相对距离。
10.如权利要求9所述的装置，其特征在于，所述计算模块具体用于：
从所述最小相对距离对应的偏置量集合中确定边界偏置量；
基于轨道控制误差值和所述边界偏置量，确定所述最小偏置量；
将所述最小偏置量作为所述第一脉冲目标偏置量。
11.一种电子设备，其特征在于，包括至少一个处理器，以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器，其中：
所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行如权利要求1-5任一所述的方法。
12.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-5中任一项所述的方法。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117550097A (zh) * 2023-03-28 2024-02-13 北京航天驭星科技有限公司 航天器的轨道转移控制方法、装置、介质及航天器

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140077036A1 (en) * 2012-09-14 2014-03-20 The Government Of The Us, As Represented By The Secretary Of The Navy System and Method for Maneuver Plan for Satellites Flying in Proximity
US20170341779A1 (en) * 2015-04-15 2017-11-30 The Government Of The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy Control System and Method for a Plane Change for Satellite Operations
CN109491406A (zh) * 2019-01-22 2019-03-19 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种基于能量消耗的航天器规避机动方法
CN109592079A (zh) * 2018-12-03 2019-04-09 哈尔滨工业大学 一种限定时间的航天器共面交会变轨策略确定方法
CN109839940A (zh) * 2019-02-26 2019-06-04 北京控制工程研究所 一种基于在轨数据融合的轨迹预报处理方法
CN110032768A (zh) * 2019-03-15 2019-07-19 中国西安卫星测控中心 一种使用精确动力学模型的四脉冲轨道交会优化方法
CN110329544A (zh) * 2019-07-09 2019-10-15 北京控制工程研究所 一种用于自主快速交会对接的单脉冲制导方法、可读介质
CN110765504A (zh) * 2019-10-29 2020-02-07 北京空间技术研制试验中心 航天器环月轨道交会对接的轨道设计方法
CN110986974A (zh) * 2019-10-28 2020-04-10 南京航空航天大学 面向复杂动力学环境的多航天器任务智能规划与控制方法
CN111241716A (zh) * 2020-03-06 2020-06-05 中国人民解放军63768部队 一种基于tle根数的在轨航天器变轨检测方法
WO2020173020A1 (zh) * 2019-02-26 2020-09-03 北京控制工程研究所 航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统
CN113093776A (zh) * 2021-03-04 2021-07-09 北京航天飞行控制中心 一种航天器的离轨参数确定方法及装置

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140077036A1 (en) * 2012-09-14 2014-03-20 The Government Of The Us, As Represented By The Secretary Of The Navy System and Method for Maneuver Plan for Satellites Flying in Proximity
US20170341779A1 (en) * 2015-04-15 2017-11-30 The Government Of The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy Control System and Method for a Plane Change for Satellite Operations
CN109592079A (zh) * 2018-12-03 2019-04-09 哈尔滨工业大学 一种限定时间的航天器共面交会变轨策略确定方法
CN109491406A (zh) * 2019-01-22 2019-03-19 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种基于能量消耗的航天器规避机动方法
CN109839940A (zh) * 2019-02-26 2019-06-04 北京控制工程研究所 一种基于在轨数据融合的轨迹预报处理方法
WO2020173020A1 (zh) * 2019-02-26 2020-09-03 北京控制工程研究所 航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统
CN110032768A (zh) * 2019-03-15 2019-07-19 中国西安卫星测控中心 一种使用精确动力学模型的四脉冲轨道交会优化方法
CN110329544A (zh) * 2019-07-09 2019-10-15 北京控制工程研究所 一种用于自主快速交会对接的单脉冲制导方法、可读介质
CN110986974A (zh) * 2019-10-28 2020-04-10 南京航空航天大学 面向复杂动力学环境的多航天器任务智能规划与控制方法
CN110765504A (zh) * 2019-10-29 2020-02-07 北京空间技术研制试验中心 航天器环月轨道交会对接的轨道设计方法
CN111241716A (zh) * 2020-03-06 2020-06-05 中国人民解放军63768部队 一种基于tle根数的在轨航天器变轨检测方法
CN113093776A (zh) * 2021-03-04 2021-07-09 北京航天飞行控制中心 一种航天器的离轨参数确定方法及装置

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
GAO SHAN: "Relative Position Control Based on H8 Robust Control for Spacecraft Rendezvous Final Approach", 2011 THIRD INTERNATIONAL CONFERENCE ON MEASURING TECHNOLOGY AND MECHATRONICS AUTOMATION, pages 984 - 988 *
张剑桥: "航天器姿轨一体化建模与控制方法研究", 中国博士学位论文全文数据库 (工程科技Ⅱ辑), pages 31 - 102 *
李革非: "目标飞行器交会对接轨道的设计和控制", 中国空间科学技术, vol. 31, no. 03, pages 26 - 34 *
王天梦: "面向补给任务的空间站共轨飞行器部署研究", 载人航天, vol. 23, no. 05, pages 582 - 588 *
郭海林: "空间交会远程导引阶段最优变轨策略研究", 载人航天, no. 03, pages 28 - 33 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117550097A (zh) * 2023-03-28 2024-02-13 北京航天驭星科技有限公司 航天器的轨道转移控制方法、装置、介质及航天器
CN117550097B (zh) * 2023-03-28 2024-03-15 北京航天驭星科技有限公司 航天器的轨道转移控制方法、装置、介质及航天器

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