CN114476132A - 一种空间翻滚目标电磁涡流消旋过程的制导策略 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种空间翻滚目标电磁涡流消旋过程的制导策略，首先根据服务航天器和空间目标的各种信息，确定制导方案。根据空间目标运动状态的不同，提出了两种制导方案，可生成任意运动状态空间目标的少机动、低复杂度且高效的期望轨迹。本发明方法同现有研究相比具有以下优点：轨迹机动量小、复杂度低，可以保证消旋过程的安全与高效。

Description

一种空间翻滚目标电磁涡流消旋过程的制导策略

技术领域

本发明属于空间翻滚目标消旋技术领域，涉及一种空间翻滚目标电磁涡流消旋过程的制导策略，该制导策略可应用于各类空间翻滚目标的消旋稳定中。

背景技术

在过去60年中，人类共发射了约12070颗卫星，产生了约29520个空间碎片。越来越多的空间碎片目标被视为当前和未来空间任务的严重危害。其中，目标的质量越大，与现有的运行卫星碰撞的风险就越大。然而，目前大型碎片目标，如失控的卫星和废弃的火箭体，占轨道空间碎片总质量的90％以上。因此，积极清除这些大块碎片目标可以大大降低空间碰撞的风险。

然而，与受控卫星不同，失控目标经常由于钝化、碰撞、环境力矩等而出现翻滚运动。根据光度测量，地球同步轨道中角速度最大的非受控卫星为INTELSAT 4-F7 (1973-058A)，其角速度为139.1°/s。这种高速甚至不规则的旋转使得主动清除空间碎片成为一个难题。因此，许多学者建议在捕获和移除空间碎片之前降低其旋转角速度，即消旋。

在过去的几十年中，学者们提出了各种接触或非接触的消旋方法，包括机械脉冲消旋、柔性刷消旋、静电消旋、羽流冲击消旋、电磁涡流消旋等。其中，由于在安全性和可持续性方面的优势，电磁涡流消旋备受关注。涡流消旋的基本物理原理是，含有导电部件的空间目标相对于磁场旋转时，其导电部件上会形成感应电流，从而产生消旋力/力矩。

空间翻滚目标电磁涡流消旋一般通过使用带有磁场发生器的服务航天器来执行。由于涡电流消旋具有同轴无消旋作用的现象，且消旋过程需要保证服务航天器与目标的安全，因此服务航天器的制导策略的设计，直接决定了后续控制和消旋效果的成功可能。好的制导策略可以在保证消旋过程安全成功实施的情况下，提高对空间翻滚目标的消旋效率。本专利综合考虑涡电流消旋过程的安全性和消旋效果，提出了一种空间翻滚目标电磁涡流消旋过程的制导策略，保证了整个消旋过程安全和高效的消旋效果。

发明内容

要解决的技术问题

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种空间翻滚目标电磁涡流消旋过程的制导策略，综合考虑涡电流消旋过程的安全性和消旋效果，以合理的制导策略，保证涡电流消旋过程的安全高效实施。

技术方案

一种空间翻滚目标电磁涡流消旋过程的制导策略，其特征在于步骤如下：

步骤1：获取初始信息，包括服务航天器的包络球半径r_f；服务航天器的本体坐标系

服务航天器的中心为坐标原点O_b，以平行其惯量主轴的方向确定坐标轴矢量

和

空间目标的安全包络椭球的三个轴的半长轴r_a、r_b、r_c，且令r_a≤r_b≤r_c；空间目标的目标坐标系

以包络椭球的球心为坐标原点O_t，与三个半长轴r_a、r_b、r_c的轴向平行的方向为坐标轴矢量

空间目标的自然安全走廊半锥角η；空间目标的角速度ω_t及转动惯量J_t；

步骤2：根据目标的角速度ω_t、转动惯量J_t及目标坐标系

计算目标的最大章动角θ_max判断制导方案；

若η≤θ_max，执行球壳安全约束制导方案，即执行第3步；

若η＞θ_max，执行惯性固定安全走廊制导方案，即执行第4步；

所述目标的最大章动角θ_max为：

其中：max为最大值函数，表示获得括号中的数的最大值；acrcos为反余弦函数。 ||·||₂为2-范数标记，表示对其中的矢量求2-范数；

所述H_t＝J_tω_t为目标的角动量；

步骤3、球壳安全约束制导方案：以服务航天器的包络球半径r_f和空间目标安全包络椭球最长的半长轴r_c确定相对安全距离r_s＝r_c+r_f；

以服务航天器本体坐标系

和空间目标的目标坐标系

确定服务航天器的制导期望位置矢量方向

以及期望姿态四元数β_d＝[β_d0,β_d1,β_d2,β_d3]^T，从而完成球壳安全约束下的制导方案；

其中：C方向余弦矩阵

C(i,j)表示矩阵C中的第i行和第j列的元素；

通过控制服务航天器到达期望位置

和期望姿态β_d，开始对空间目标进行消旋稳定；

步骤4、惯性固定安全走廊制导方案：以服务航天器的包络球半径r_f、自然安全走廊半锥角η和目标的最大章动角θ_max确定相对安全距离r_s＝r_a+r_f；以服务航天器本体坐标系

和空间目标的目标坐标系

确定服务航天器的制导期望位置矢量方向

以及期望姿态四元数β_d，从而完成惯性固定安全走廊制导方案；

通过控制服务航天器到达期望位置

和期望姿态β_d，开始对空间目标进行消旋稳定；

步骤5、消旋是否完成判断：当空间目标的角速度ω_t的2-范数||ω_t||₂，是否小于期望的目标角速度ω_d的2-范数||ω_d||₂；若小于或等于，则消旋任务完成；若大于，返回第2步。

所述服务航天器的包络球是：根据服务航天器的先验信息，以服务航天器的中心为包络球的球心，以其最大外径r_f为包络球半径，确定服务航天器的包络球。

所述空间目标的自然安全走廊半锥角η，是利用三维重建技术，对空间目标的三维模型进行重建，得到空间目标的自然安全走廊半锥角η。

所述角速度ω_t及转动惯量J_t是采用传感器测得空间目标的角速度ω_t及转动惯量J_t。

所述相对安全距离为r_s＝r_a+r_f，若r_a+r_f＜r_p≤r_c+r_f，则r_s＝r_p；若r_c+r_f＜r_p，则r_s＝r_c+r_f。

有益效果

本发明提出的一种空间翻滚目标电磁涡流消旋过程的制导策略，首先根据服务航天器和空间目标的各种信息，确定制导方案。根据空间目标运动状态的不同，提出了两种制导方案，可生成任意运动状态空间目标的少机动、低复杂度且高效的期望轨迹。本发明方法同现有研究相比具有以下优点：轨迹机动量小、复杂度低，可以保证消旋过程的安全与高效。

附图说明

图1：服务航天器包络球；

图2：空间目标包络椭球及自然安全走廊；

图3：球壳安全约束制导方案；

图4：惯性固定安全走廊；

具体实施方式

现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：

步骤一：初始信息获取

如图1所示，首先根据服务航天器的先验信息，以服务航天器的中心为包络球的球心，以其最大外径r_f为包络球半径，确定服务航天器的包络球；同时以服务航天器的中心为坐标原点O_b，以平行其惯量主轴的方向确定坐标轴矢量

和

利用三维重建技术，对空间目标的三维模型进行重建，确定空间目标的自然安全走廊半锥角η，如图2所示。以空间目标的三维模型的中心为包络椭球的球心，以其三个轴向上的最大外径确定包络椭球半长轴r_a、r_b、r_c，且r_a≤r_b≤r_c；以包络椭球的球心为坐标原点O_t，分别以与三个半长轴r_a、r_b、r_c的轴向平行的方向确定坐标轴矢量

利用传感器测得空间目标的角速度ω_t及转动惯量J_t；

步骤二：判断制导方案

在服务航天器上输入步骤一中的信息。首先计算目标的角动量H_t为：

H_t＝J_tω_t (1)

利用服务航天器上的板载芯片，根据式(2)，计算出目标的最大章动角θ_max为：

其中max为最大值函数，表示获得括号中的数的最大值。acrcos为反余弦函数。||·||₂为2-范数标记，表示对其中的矢量求2-范数。

令α＝η-θ_max，并计算α的值。若α≤0，执行第三步，否则，执行第四步；

步骤三：球壳安全约束制导方案

由于α≤0，此时目标处于无规则旋转运动状态。为了保证消旋过程的安全，需要采用尽可能大的安全距离。如图3所示，以目标的最长半长轴r_c为半径构建目标安全包络球。以目标安全包络球与服务航天器的安全包络球无交叉为安全基准，同时保证目标与服务航天器距离最小，则球壳安全约束制导方案的相对安全距离r_s为

r_s＝r_c+r_f (3)

此时为保证消旋效果，取期望位置矢量方向

为：

期望坐标系的三个坐标轴矢量

和

为

其中n_x表示地心惯性坐标系的x轴向的坐标轴矢量，×表示矢量的叉乘运算。构建方向余弦矩阵C为

则期望四元数β_d＝[β_d0,β_d1,β_d2,β_d3]^T为

其中C(i,j)表示矩阵C中的第i行和第j列的元素。

控制服务航天器到达期望位置

和期望姿态β_d，并开始对空间目标进行消旋稳定。

步骤四：惯性固定安全走廊制导方案

由于α＞0，此时目标处于章动运动状态，可以通过构建惯性固定安全走廊的方式，在保证安全的情况下，进一步提高消旋效果。所述惯性固定安全走廊如图4所示，其中心轴与目标的角动量矢量平行，其半锥角为α。令r_p＝r_f/sinα，若r_p≤r_a+r_f，则此时的相对安全距离为r_s＝r_a+r_f；若r_a+r_f＜r_p≤r_c+r_f，则r_s＝r_p；若r_c+r_f＜r_p，则r_s＝r_c+r_f。

取期望位置矢量方向

为：

期望坐标系的三个坐标轴矢量

和

为

同理，根据式(6)和式(7)可以计算出期望位置

和期望姿态β_d。根据该期望位置和姿态开始对空间目标进行消旋稳定。

第五步：消旋效果判断

测得空间目标的角速度ω_t。令e_ω＝||ω_t||₂-||ω_d||₂，其中ω_d是空间目标的期望角速度。若e_ω≤0，则消旋任务完成；若e_ω＞0，返回第2步。

以上内容仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明权利要求书的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种空间翻滚目标电磁涡流消旋过程的制导策略，其特征在于步骤如下：

步骤1：获取初始信息，包括服务航天器的包络球半径r_f；服务航天器的本体坐标系

服务航天器的中心为坐标原点O_b，以平行其惯量主轴的方向确定坐标轴矢量

和

空间目标的安全包络椭球的三个轴的半长轴r_a、r_b、r_c，且令r_a≤r_b≤r_c；空间目标的目标坐标系

以包络椭球的球心为坐标原点O_t，与三个半长轴r_a、r_b、r_c的轴向平行的方向为坐标轴矢量

空间目标的自然安全走廊半锥角η；空间目标的角速度ω_t及转动惯量J_t；

步骤2：根据目标的角速度ω_t、转动惯量J_t及目标坐标系

计算目标的最大章动角θ_max判断制导方案；

若η≤θ_max，执行球壳安全约束制导方案，即执行第3步；

若η＞θ_max，执行惯性固定安全走廊制导方案，即执行第4步；

所述目标的最大章动角θ_max为：

其中：max为最大值函数，表示获得括号中的数的最大值；acrcos为反余弦函数。||·||₂为2-范数标记，表示对其中的矢量求2-范数；

所述H_t＝J_tω_t为目标的角动量；

步骤3、球壳安全约束制导方案：以服务航天器的包络球半径r_f和空间目标安全包络椭球最长的半长轴r_c确定相对安全距离r_s＝r_c+r_f；

以服务航天器本体坐标系

和空间目标的目标坐标系

确定服务航天器的制导期望位置矢量方向

以及期望姿态四元数β_d＝[β_d0,β_d1,β_d2,β_d3]^T，从而完成球壳安全约束下的制导方案；

其中：C方向余弦矩阵

C(i,j)表示矩阵C中的第i行和第j列的元素；

通过控制服务航天器到达期望位置

和期望姿态β_d，开始对空间目标进行消旋稳定；

步骤4、惯性固定安全走廊制导方案：以服务航天器的包络球半径r_f、自然安全走廊半锥角η和目标的最大章动角θ_max确定相对安全距离r_s＝r_a+r_f；以服务航天器本体坐标系

和空间目标的目标坐标系

确定服务航天器的制导期望位置矢量方向

以及期望姿态四元数β_d，从而完成惯性固定安全走廊制导方案；

通过控制服务航天器到达期望位置

和期望姿态β_d，开始对空间目标进行消旋稳定；

步骤5、消旋是否完成判断：当空间目标的角速度ω_t的2-范数||ω_t||₂，是否小于期望的目标角速度ω_d的2-范数||ω_d||₂；若小于或等于，则消旋任务完成；若大于，返回第2步。

2.根据权利要求1所述空间翻滚目标电磁涡流消旋过程的制导策略，其特征在于：所述服务航天器的包络球是：根据服务航天器的先验信息，以服务航天器的中心为包络球的球心，以其最大外径r_f为包络球半径，确定服务航天器的包络球。

3.根据权利要求1所述空间翻滚目标电磁涡流消旋过程的制导策略，其特征在于：所述空间目标的自然安全走廊半锥角η，是利用三维重建技术，对空间目标的三维模型进行重建，得到空间目标的自然安全走廊半锥角η。

4.根据权利要求1所述空间翻滚目标电磁涡流消旋过程的制导策略，其特征在于：所述角速度ω_t及转动惯量J_t是采用传感器测得空间目标的角速度ω_t及转动惯量J_t。

5.根据权利要求1所述空间翻滚目标电磁涡流消旋过程的制导策略，其特征在于：所述相对安全距离为r_s＝r_a+r_f，若r_a+r_f＜r_p≤r_c+r_f，则r_s＝r_p；若r_c+r_f＜r_p，则r_s＝r_c+r_f。

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