CN114872935A - 一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提出了一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，涉及航天器飞行技术领域。该方法包括：追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊，再从目标航天器后方R1处逼近至目标航天器后方R2处停泊，再从目标航天器后方R2的位置形成第一绕飞椭圆，再形成第二绕飞椭圆。基于数值积分，通过选取迭代自变量和迭代约束条件，进行迭代求解，不仅可获得满足任务精度要求的计算结果，并且迭代求解的收敛过程的稳定、快速和准确。且本方法在地面测控区内实施变轨，保证对轨控过程实时监视和及时干预，并且获取地面测控站测定的测轨数据与指令上传需求，以考虑地面测控站测定的测轨数据与指令上传需求。
Description
技术领域
本发明涉及航天器飞行技术领域，具体而言，涉及一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法。
背景技术
两个航天器在一前一后运行，其中一个航天器通过变轨实现对另一个航天器的接近与绕飞，是开展空间应用的基础操作。其中接近和绕飞过程的变轨方案设计是核心和关键环节。对于两个航天器的空间相对运动分析，传统方法是基于轨道动力学原理，对相对运动过程进行动力学建模，再对动力学模型采用一定简化后获得解析解，并在此基础上开展设计与分析。这种方式理论性强，有利于机理认知或简化计算，但往往因为精度不足，无法用于实际工程计算，或缺少对地面测控因素包括测控站分布、测定轨精度等因素的考虑，设计方案难以获得实际应用。
因此，传统方法侧重于机理研究，对实际操作中特定限制条件下的具体问题，尚缺少系统完整的解决方法。
发明内容
本发明的目的在于提供一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，用以改善现有技术中侧重于机理研究，对实际操作中特定限制条件下的具体问题，尚缺少系统完整的解决方法的问题。
本发明的实施例是这样实现的：
第一方面，本申请实施例提供一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其包括如下步骤：
追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊；
追踪航天器从目标航天器后方R1处逼近至目标航天器后方R2处停泊；
追踪航天器从目标航天器后方R2位置形成长半轴为R2、短半轴为
的第一绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F2的相对运动；
追踪航天器形成长半轴为R3、短半轴为
的第二绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F3的相对运动，以完成两航天器的接近与绕飞。
在本发明的一些实施例中，上述追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊的步骤之前，该方法还包括：
根据目标航天器的飞行数据和追踪航天器的飞行数据，进行轨道外推，得到目标航天器和追踪航天器的轨道面交点；
将位于地面测控区内的轨道面交点作为轨道修正变轨点；
获取修正轨道面偏差的修正变轨速度增量大小；
根据修正变轨速度增量大小，追踪航天器在轨道修正变轨点沿轨道面法向进行变轨，以修正轨道面偏差。
在本发明的一些实施例中，上述获取修正轨道面偏差的修正变轨速度增量大小的步骤包括：
设定两个迭代自变量和两个约束条件进行迭代求解，其中，两个迭代自变量包括从初始时刻起算的飞行时间和速度增量大小，两个约束条件包括变轨时刻两航天器法向相对位置为零和变轨时刻法向相对速度为零。
在本发明的一些实施例中，上述追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊的步骤包括：
设定四个迭代自变量和四个迭代约束条件进行迭代求解，其中，四个迭代自变量包括第一次变轨速度增量大小、第二次变轨速度增量大小、第三次变轨速度增量大小及第三次变轨速度增量方向与沿迹方向夹角，四个迭代约束条件包括第三次变轨后的沿迹方向相对位置为目标航天器后方的R1处、第三次变轨后的沿迹方向相对速度为零、第三次变轨后的径向相对位置为零和第三次变轨后的径向相对速度为零；
从最近一次变轨时刻起算，在飞行时间超过预设飞行时间后，选择一个进入地面测控区内的时刻，作为第一次变轨时刻，按照第一次变轨速度增量大小进行变轨，且第一次变轨的方向为沿迹方向反向；
在第一次变轨后的第一个近地点实施第二次变轨，若第二次变轨点不在地面测控区内，则调整第一次变轨时刻保证第二次变轨点在地面测控区内，按照第二次变轨速度增量大小再次进行变轨，且第二次变轨的方向为沿迹方向反向；
在第二次变轨后第N个远地点实施第三次变轨，其中，根据任务需求和地面测控区分布确定N的取值，在满足任务需求情况下保证第三次变轨点在地面测控区内，按照第三次变轨速度增量大小进行变轨，且第三次变轨的方向为沿迹方向正向。
在本发明的一些实施例中，上述在第二次变轨后第N个远地点实施第三次变轨的步骤包括：
响应用户操作设置N值；
若将第二次变轨后的第N个远地点作为第三次变轨点且第三次变轨点不在地面测控区内，则调整N值直至第三次变轨点位于地面测控区内。
在本发明的一些实施例中，上述若将第二次变轨后的第N个远地点作为第三次变轨点且第三次变轨点不在地面测控区内，则调整N值直至第三次变轨点位于地面测控区内的步骤包括：
获取用户任务需求参数，任务需求参数包括任务完成时间；
若将第二次变轨后的第N个远地点作为第三次变轨点且第三次变轨点位于地面测控区内，则判断任务实际完成时间是否符合；
若任务实际完成时间大于任务完成时间，则调整N值直至任务实际完成时间不大于任务完成时间。
在本发明的一些实施例中，上述追踪航天器从目标航天器后方R1处逼近至目标航天器后方R2处停泊的步骤包括：
设定五个迭代自变量和五个迭代约束条件进行迭代求解，其中，五个迭代自变量包括第四次变轨速度增量大小、第四次变轨速度增量方向与沿迹方向夹角、第五次变轨时刻、第五次变轨速度增量大小及第五次变轨方向，五个迭代约束条件包括第五次变轨后的沿迹向相对位置为目标航天器后方R1处、第五次变轨后的沿迹向相对速度为零、第五次变轨后的径向相对位置为零、第五次变轨后的径向相对速度为零；
将最近一次变轨时刻作为飞行时间起点，当追踪航天器的飞行时间超过预设飞行时间后，选择一个进入地面测控区内的时刻，作为第四次变轨时刻，按照第四次变轨速度增量大小进行变轨，且第四次变轨方向为沿迹方向反向；
在第四次变轨结束后的预设时间内实施第五次变轨，若第五次变轨点不在地面测控区内，则调整第四次变轨时刻保证第五次变轨点位于地面测控区内，按照第五次变轨速度增量大小和第五次变轨方向进行变轨。
在本发明的一些实施例中，上述追踪航天器从目标航天器后方R2位置形成长半轴为R2、短半轴为
的第一绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F2的相对运动的步骤包括：
设定两个迭代自变量和两个迭代约束条件，其中，两个迭代自变量包括第六次变轨速度增量大小和到达法向最大相对距离的飞行时长，两个迭代约束条件包括法向相对距离为F2和法向相对速度为零；
从最近一次变轨时刻起算，当追踪航天器的飞行时间超过预设飞行时间后，选择一个进入地面测控区内的时刻，作为第六次变轨时刻，按照第六次变轨速度增量大小进行变轨，以使追踪航天器形成法向相对运动距离最大值F2的相对运动，且第六次变轨的方向为沿轨道面法向；
设定第一次迭代的迭代自变量和迭代约束条件，同时设定第二次迭代的两个迭代自变量和三个迭代约束条件，其中，第一次迭代的迭代自变量为到达法向距离最大值的飞行时长，第一次迭代的迭代约束条件为法向相对速度为零，第二次迭代的两个迭代自变量包括第七次变轨速度增量大小和到达第一绕飞椭圆另一端的飞行时长，第二次迭代的两个迭代约束条件包括：到达第一绕飞椭圆另一端时沿迹向相对位置在目标航天器前方R2处、到达第一绕飞椭圆另一端时沿迹向相对速度为零、到达第一绕飞椭圆另一端时径向相对位置为零；
从最近一次变轨时刻起算，在飞行时间超过预设飞行时间后，选择变轨点位于法向相对运动距离最大值F2处且变轨点位于地面测控区内的时刻，作为第七次变轨时刻，按照第七次变轨速度增量大小进行变轨，且第七次变轨方向为沿径向方向正向，以使追踪航天器按照第一绕飞椭圆飞行。
在本发明的一些实施例中，上述追踪航天器形成长半轴为R3、短半轴为
的第二绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F3的相对运动的步骤包括：
设定两个迭代自变量和两个迭代约束条件，其中，两个迭代自变量包括第八次变轨速度增量大小和到达法向距离最大值的飞行时长，两个迭代约束条件包括法向相对距离为F3、法向相对速度为零；
将最近一次变轨时刻作为飞行时间起点，当追踪航天器的飞行时间超过预设飞行时间时，选择变轨点在地面测控区内且变轨点的法向相对距离小于F3的时刻，作为第八次变轨时刻，按照第八次变轨速度增量大小进行变轨，且第八次变轨的方向为沿轨道面法向，以使追踪航天器形成法向相对运动距离最大值F3的相对运动；
设定第一次迭代的两个迭代自变量和三个迭代约束条件，同时设定第二次迭代的两个迭代自变量和三个迭代约束条件，其中，第一次迭代的两个迭代自变量包括第九次变轨速度增量大小和到达第二绕飞椭圆另一端的飞行时长，第一次迭代的三个迭代约束条件包括到达第二绕飞椭圆另一端时沿迹向相对位置在目标航天器前方R3处、到达第二绕飞椭圆另一端时沿迹向相对速度为零、到达第二绕飞椭圆另一端时，径向相对位置为零，第二次迭代的两个迭代自变量包括第十次变轨速度增量大小和到达第二绕飞椭圆另一端的飞行时长，第二次迭代的三个迭代约束条件包括到达第二绕飞椭圆另一端时沿迹向相对位置在目标航天器后方R3处、到达第二绕飞椭圆另一端时沿迹向相对速度为零、到达第二绕飞椭圆另一端时，径向相对位置为零；
从最近一次变轨时刻起算，在飞行时间超过预设飞行时间后，选择变轨点位于法向相对运动距离最大值F3处且变轨点位于地面测控区内的时刻，作为第九次变轨时刻，按照第九次变轨速度增量大小进行变轨，且第九次变轨的方向沿径向方向反向；
将最近一次变轨时刻作为飞行时间起点，在飞行时间超过预设飞行时间后，选择变轨点在目标航天器前方法向相对距离最大值F3处且变轨点位于地面测控区内的时刻作为第十次变轨时刻，按照第十次变轨速度增量大小进行变轨，且第十次变轨的方向沿径向方向正向。
在本发明的一些实施例中，上述将位于地面测控区内的轨道面交点作为轨道修正变轨点的步骤包括：
获取地面测控站设备正常工作要求的最低仰角；
获取任一轨道面交点与地面测控站的连线，并获取连线与地面测控站水平面的夹角；
判断夹角是否大于最低仰角，同时判断轨道面交点是否与地面测控区通视。
相对于现有技术，本发明的实施例至少具有如下优点或有益效果：
本发明提供一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其包括如下步骤：追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊，再从目标航天器后方R1处逼近至目标航天器后方R2处停泊，再从目标航天器后方R2的位置形成第一绕飞椭圆，法向相对运动距离最大值为F2的相对运动，再形成第二绕飞椭圆，法向相对运动距离最大值为F3的相对运动。该方法将两航天器的接近与绕飞的过程进行细化，以用于实际工程应用。并且该方法针对实际工程应用中的数值积分计算方式，给出了相应的变轨过程各阶段迭代自变量、约束条件和迭代初值的选择，基于数值积分，通过选取迭代自变量和迭代约束条件，进行迭代求解，不仅可获得满足任务精度要求的计算结果，并且迭代求解的收敛过程的稳定、快速和准确，便于实际工程应用。而且本方法在地面测控区内实施变轨，与地面测控站布局紧密结合，保证对轨控过程实时监视和及时干预，并且该方法会获取地面测控站测定的测轨数据与指令上传需求，以考虑地面测控站测定的测轨数据与指令上传需求，更符合实际工程应用的要求。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，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相关的附图。
图1为本发明实施例提供的一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法的流程图；
图2为本发明实施例提供的一种轨道外推的流程图；
图3为本发明实施例提供的一种两航天器接近与绕飞控制的方向示意图；
图4为本发明实施例提供的又一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法的流程图；
图5为本发明实施例提供的一种电子设备的示意性结构框图。
图标：101-存储器；102-处理器；103-通信接口。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。同时，在本申请的描述中，若出现术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，若出现术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，若出现由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
在本申请的描述中，需要说明的是，若出现术语“上”、“下”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该申请产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
在本申请的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，若出现术语“设置”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
下面结合附图，对本申请的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的各个实施例及实施例中的各个特征可以相互组合。
实施例
请参照图1和图3，图1所示为本发明实施例提供的一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法的流程图，图3所示为本发明实施例提供的一种两航天器接近与绕飞控制的方向示意图。在本申请中，以目标航天器作为相对坐标系原点，定义径向为目标航天器质心与地心连线方向，指向地心的方向为正；沿迹方向为在轨道面内，与径向垂直，指向飞行方向为正，简称为前向，反之为后向；法向为垂直于轨道面，轨道面角动量方向反向为正。
本申请实施例提供一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其包括如下步骤：
S110：追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊；
S120：追踪航天器从目标航天器后方R1处逼近至目标航天器后方R2处停泊；
S130：追踪航天器从目标航天器后方R2位置形成长半轴为R2、短半轴为
的第一绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F2的相对运动；
S140：追踪航天器形成长半轴为R3、短半轴为
的第二绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F3的相对运动，以完成两航天器的接近与绕飞。
具体的，在步骤S110至步骤S140中，每一个步骤通过设置对应的迭代自变量和迭代约束条件进行迭代求解得到迭代求解结果，并选择进入地面测控区内的时刻作为变轨时刻。进而根据对应迭代求解结果和对应变轨时刻进行对应阶段的变轨，以完成两航天器的接近与绕飞。
其中，R1、R2、R3、F2、F3的具体数值不影响算法，R1的参考取值可以为5km，R2的参考取值可以为2km，R3的参考取值可以为0.6km，F2的参考取值可以为0.5km，F3的参考取值可以为1km。
上述实现过程中，追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊，再从目标航天器后方R1处逼近至目标航天器后方R2处停泊，再从目标航天器后方R2的位置形成第一绕飞椭圆，法向相对运动距离最大值为F2的相对运动，再形成第二绕飞椭圆，法向相对运动距离最大值为F3的相对运动。该方法将两航天器的接近与绕飞的过程进行细化，以用于实际工程应用。并且该方法针对实际工程应用中的数值积分计算方式，给出了相应的变轨过程各阶段迭代自变量、约束条件和迭代初值的选择，基于数值积分，通过选取迭代自变量和迭代约束条件，进行迭代求解，不仅可获得满足任务精度要求的计算结果，并且迭代求解的收敛过程的稳定、快速和准确，便于实际工程应用。而且本方法在地面测控区内实施变轨，与地面测控站布局紧密结合，保证对轨控过程实时监视和及时干预，并且该方法会获取地面测控站测定的测轨数据与指令上传需求，以考虑地面测控站测定的测轨数据与指令上传需求，更符合实际工程应用的要求。
请参照图2，图2所示为本发明实施例提供的一种轨道外推的流程图。在本实施例的一些实施方式中，上述追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊的步骤之前，该方法还包括：
根据目标航天器的飞行数据和追踪航天器的飞行数据，进行轨道外推，得到目标航天器和追踪航天器的轨道面交点；
具体的，根据目标航天器和追踪航天器初始轨道根数和动力学模型与参数，包括重力场模型及相应的阶数和级数、大气密度模型及相应的太阳辐射指数F107和地磁指数AP值等，进行轨道外推，得到两航天器轨道面交点，交点有两个，尽量选择地面测控区内的交点作为轨道修正变轨点，保证地面测控站对轨控过程的监视和及时干预。
将位于地面测控区内的轨道面交点作为轨道修正变轨点；
获取修正轨道面偏差的修正变轨速度增量大小；
根据修正变轨速度增量大小，追踪航天器在轨道修正变轨点沿轨道面法向进行变轨，以修正轨道面偏差。
具体的，按照修正变轨速度增量大小，在轨道修正变轨点施加变轨，方向沿轨道面法向，以实现修正轨道面偏差的目的。
在本实施例的一些实施方式中，上述获取修正轨道面偏差的修正变轨速度增量大小的步骤包括：
设定两个迭代自变量和两个约束条件进行迭代求解，其中，两个迭代自变量包括从初始时刻起算的飞行时间和速度增量大小，两个约束条件包括变轨时刻两航天器法向相对位置为零和变轨时刻法向相对速度为零。
需要说明的是，迭代自变量不同取值，通过动力学计算过程可解得在迭代约束条件中的各自变量的计算值。其中，迭代自变量的取值与约束条件中自变量的计算值存在对应关系，即给定一组迭代自变量的初值，就能求解出一组迭代约束条件的变量值。只有迭代自变量取值合适，迭代约束条件下的变量计算值才合适，即满足迭代约束条件。迭代自变量和迭代约束条件的关联，是通过数值积分计算实现的。迭代过程就是不断调整迭代自变量的值，使迭代约束条件下自变量的值等于目标值。上述通过动力学计算过程解迭代约束条件中的各自变量的计算值，即数值积分的过程属于现有技术，在此不再赘述。
示例性的，迭代求解步骤如下：
1)设定从初始时刻起算的飞行时间和速度增量大小的迭代初值；
2)根据目标航天器的飞行数据和追踪航天器的飞行数据，进行轨道外推，至从初始时刻起算的飞行时间迭代初值对应的飞行时刻，按照速度增量迭代初值施加速度增量；
3)计算施加速度增量后目标航天器和追踪航天器法向相对位置和相对速度；
4)如果法向相对位置和相对速度不为零，则根据相对于零的偏差值修正从初始时刻起算的飞行时间指和速度增量大小值，重复第2)步至第3)步，直至法向相对位置和相对速度为零。修正量计算可参考牛顿迭代法。
请参照图4，图4所示为本发明实施例提供的又一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法的流程图。在本实施例的一些实施方式中，上述追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊的步骤包括：
设定四个迭代自变量和四个迭代约束条件进行迭代求解，其中，四个迭代自变量包括第一次变轨速度增量大小、第二次变轨速度增量大小、第三次变轨速度增量大小及第三次变轨速度增量方向与沿迹方向夹角，四个迭代约束条件包括第三次变轨后的沿迹方向相对位置为目标航天器后方的R1处、第三次变轨后的沿迹方向相对速度为零、第三次变轨后的径向相对位置为零和第三次变轨后的径向相对速度为零；
从最近一次变轨时刻起算，在飞行时间超过预设飞行时间后，选择一个进入地面测控区内的时刻，作为第一次变轨时刻，按照第一次变轨速度增量大小进行变轨，且第一次变轨的方向为沿迹方向反向；
其中，预设飞行时间为目标航天器飞行三圈的飞行时间。具体的，使变轨点位于地面测控区内，并且距离上一次变轨时刻的时间间隔超过目标航天器飞行三圈的飞行时间，从而保证获得两圈以上地面站测轨数据和控制指令的上传。
具体的，使变轨点位于地面测控区内，并且距离轨道修正变轨时刻的飞行时间超过预设飞行时间，从而保证获得两圈以上地面站测轨数据和控制指令的上传。考虑地面测控站测定的测轨数据与指令上传需求，可以更符合实际工程应用的要求。
在第一次变轨后的第一个近地点实施第二次变轨，若第二次变轨点不在地面测控区内，则调整第一次变轨时刻保证第二次变轨点在地面测控区内，按照第二次变轨速度增量大小再次进行变轨，且第二次变轨的方向为沿迹方向反向；
具体的，如果第二次变轨点不在地面测控区内，则将第一次变轨时刻后延，在保证第一次变轨点仍然在地面测控区内的条件下，计算第二次变轨点位置，如果第二次变轨点在地面测控区内，则调整完成，否则继续后延第一次变轨点位置，直到第一次变轨点和第二次变轨点都在地面测控区内，从而保证地面测控站对轨控过程的监视和及时干预。
在第二次变轨后第N个远地点实施第三次变轨，其中，根据任务需求和地面测控区分布确定N的取值，在满足任务需求情况下保证第三次变轨点在地面测控区内，按照第三次变轨速度增量大小进行变轨，且第三次变轨的方向为沿迹方向正向。
示例性的，任务需求可以指在多长时间内完成两航天器的接近与绕飞。具体的，根据用户对任务完成时间的要求，比如要求一天内完成接近与绕飞，初选N的取值，比如N取10，在此基础上完成整个轨控方案初步设计，判断初步设计方案是否满足用户的时间要求，如果时间过长，则减小N的取值，如果时间过短，则增加N的取值。具体取值时，同步考虑第N个远地点是否在地面测控区内，如果不满足在地面测控区内，同样要调整N的取值，直到任务完成时间和在地面测控区内这两个条件都满足。
具体的，通过上述第一次变轨至第三次变轨，实现了追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊的目的。
在本实施例的一些实施方式中，上述在第二次变轨后第N个远地点实施第三次变轨的步骤包括：
响应用户操作设置N值；
若将第二次变轨后的第N个远地点作为第三次变轨点且第三次变轨点不在地面测控区内，则调整N值直至第三次变轨点位于地面测控区内。
在本实施例的一些实施方式中，上述若将第二次变轨后的第N个远地点作为第三次变轨点且第三次变轨点不在地面测控区内，则调整N值直至第三次变轨点位于地面测控区内的步骤包括：
获取用户任务需求参数，任务需求参数包括任务完成时间；
若将第二次变轨后的第N个远地点作为第三次变轨点且第三次变轨点位于地面测控区内，则判断任务实际完成时间是否符合；
若任务实际完成时间大于任务完成时间，则调整N值直至任务实际完成时间不大于任务完成时间。
在本实施例的一些实施方式中，上述追踪航天器从目标航天器后方R1处逼近至目标航天器后方R2处停泊的步骤包括：
设定五个迭代自变量和五个迭代约束条件进行迭代求解，其中，五个迭代自变量包括第四次变轨速度增量大小、第四次变轨速度增量方向与沿迹方向夹角、第五次变轨时刻、第五次变轨速度增量大小及第五次变轨方向，五个迭代约束条件包括第五次变轨后的沿迹向相对位置为目标航天器后方R1处、第五次变轨后的沿迹向相对速度为零、第五次变轨后的径向相对位置为零、第五次变轨后的径向相对速度为零；
将最近一次变轨时刻作为飞行时间起点，当追踪航天器的飞行时间超过预设飞行时间后，选择一个进入地面测控区内的时刻，作为第四次变轨时刻，按照第四次变轨速度增量大小进行变轨，且第四次变轨方向为沿迹方向反向；
具体的，使第四次变轨点位于地面测控区内，并且距离第三次变轨时刻的飞行时间超过预设飞行时间，从而保证获得两圈以上地面站测轨数据和控制指令的上传。
在第四次变轨结束后的预设时间内实施第五次变轨，若第五次变轨点不在地面测控区内，则调整第四次变轨时刻保证第五次变轨点位于地面测控区内，按照第五次变轨速度增量大小和第五次变轨方向进行变轨。
具体的，通过执行第四次变轨和第五次变轨，实现追踪航天器从从目标航天器后方R1处逼近至目标航天器后方R2处停泊的目的。
在本实施例的一些实施方式中，上述追踪航天器从目标航天器后方R2位置形成长半轴为R2、短半轴为
的第一绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F2的相对运动的步骤包括：
设定两个迭代自变量和两个迭代约束条件，其中，两个迭代自变量包括第六次变轨速度增量大小和到达法向最大相对距离的飞行时长，两个迭代约束条件包括法向相对距离为F2和法向相对速度为零；
其中，“到达法向最大相对距离的飞行时长”这个迭代自变量的迭代初值取四分之一周期。
从最近一次变轨时刻起算，当追踪航天器的飞行时间超过预设飞行时间后，选择一个进入地面测控区内的时刻，作为第六次变轨时刻，按照第六次变轨速度增量大小进行变轨，以使追踪航天器形成法向相对运动距离最大值F2的相对运动，且第六次变轨的方向为沿轨道面法向；
具体的，通过第六次变轨，追踪航天器形成法向相对运动距离最大值F2的相对运动。
设定第一次迭代的迭代自变量和迭代约束条件，同时设定第二次迭代的两个迭代自变量和三个迭代约束条件，其中，第一次迭代的迭代自变量为到达法向距离最大值的飞行时长，第一次迭代的迭代约束条件为法向相对速度为零，第二次迭代的两个迭代自变量包括第七次变轨速度增量大小和到达第一绕飞椭圆另一端的飞行时长，第二次迭代的两个迭代约束条件包括：到达第一绕飞椭圆另一端时沿迹向相对位置在目标航天器前方R2处、到达第一绕飞椭圆另一端时沿迹向相对速度为零、到达第一绕飞椭圆另一端时径向相对位置为零；
具体的，该步骤包括两次迭代，通过两次迭代求解分别得到不同的迭代结果。
其中，对于第一次迭代中，“到达法向距离最大值的飞行时长”这个迭代自变量的迭代初值取四分之一周期。对于第二次迭代中，“到达第一绕飞椭圆另一端的飞行时长”这个迭代自变量的迭代初值取一个轨道周期。
从最近一次变轨时刻起算，在飞行时间超过预设飞行时间后，选择变轨点位于法向相对运动距离最大值F2处且变轨点位于地面测控区内的时刻，作为第七次变轨时刻，按照第七次变轨速度增量大小进行变轨，且第七次变轨方向为沿径向方向正向，以使追踪航天器按照第一绕飞椭圆飞行。
具体的，选择第七次变轨时刻，使第七次变轨点在法向相对运动距离最大值F2处，同时使第七次变轨点在地面测控区内，并且第七次变轨时刻距离上一次变轨的时间间隔超过预设飞行时间，以保证获得两圈以上地面站测轨数据和控制指令的上传。通过第七次变轨实现了追踪航天器从目标航天器后方R2位置形成长半轴为R2、短半轴为
的第一绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F2的相对运动的目的。
在本实施例的一些实施方式中，上述追踪航天器形成长半轴为R3、短半轴为
的第二绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F3的相对运动的步骤包括：
设定两个迭代自变量和两个迭代约束条件，其中，两个迭代自变量包括第八次变轨速度增量大小和到达法向距离最大值的飞行时长，两个迭代约束条件包括法向相对距离为F3、法向相对速度为零；
其中，“到达法向距离最大值的飞行时长”这个迭代自变量的迭代初值取四分之一周期。
将最近一次变轨时刻作为飞行时间起点，当追踪航天器的飞行时间超过预设飞行时间时，选择变轨点在地面测控区内且变轨点的法向相对距离小于F3的时刻，作为第八次变轨时刻，按照第八次变轨速度增量大小进行变轨，且第八次变轨的方向为沿轨道面法向，以使追踪航天器形成法向相对运动距离最大值F3的相对运动；
具体的，选择第八次变轨时刻，使第八次变轨点在地面测控区内，第八次变轨点的法向相对距离小于F3并且第八次变轨点的法向相对距离尽可能接近零，并且距离上一次变轨的时间间隔尽量超过3圈，以保证获得两圈以上地面站测轨数据和控制指令的上传。追踪航天器通过第八次变轨形成法向相对运动距离最大值F3的相对运动。
设定第一次迭代的两个迭代自变量和三个迭代约束条件，同时设定第二次迭代的两个迭代自变量和三个迭代约束条件，其中，第一次迭代的两个迭代自变量包括第九次变轨速度增量大小和到达第二绕飞椭圆另一端的飞行时长，第一次迭代的三个迭代约束条件包括到达第二绕飞椭圆另一端时沿迹向相对位置在目标航天器前方R3处、到达第二绕飞椭圆另一端时沿迹向相对速度为零、到达第二绕飞椭圆另一端时，径向相对位置为零，第二次迭代的两个迭代自变量包括第十次变轨速度增量大小和到达第二绕飞椭圆另一端的飞行时长，第二次迭代的三个迭代约束条件包括到达第二绕飞椭圆另一端时沿迹向相对位置在目标航天器后方R3处、到达第二绕飞椭圆另一端时沿迹向相对速度为零、到达第二绕飞椭圆另一端时，径向相对位置为零；
具体的，该步骤包括两次迭代，通过两次迭代求解分别得到不同的迭代结果。
其中，对于第一次迭代中，“到达第二绕飞椭圆另一端的飞行时长”这个迭代自变量的迭代初值取一个轨道周期。对于第二迭代中，“到达第二绕飞椭圆另一端的飞行时长”这个迭代自变量的迭代初值取一个轨道周期。
从最近一次变轨时刻起算，在飞行时间超过预设飞行时间后，选择变轨点位于法向相对运动距离最大值F3处且变轨点位于地面测控区内的时刻，作为第九次变轨时刻，按照第九次变轨速度增量大小进行变轨，且第九次变轨的方向沿径向方向反向；
将最近一次变轨时刻作为飞行时间起点，在飞行时间超过预设飞行时间后，选择变轨点在目标航天器前方法向相对距离最大值F3处且变轨点位于地面测控区内的时刻作为第十次变轨时刻，按照第十次变轨速度增量大小进行变轨，且第十次变轨的方向沿径向方向正向。
具体的，通过执行第九次变轨和第十次变轨，实现了追踪航天器形成长半轴为R3、短半轴为
的第二绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F3的相对运动的目的。
在本实施例的一些实施方式中，上述将位于地面测控区内的轨道面交点作为轨道修正变轨点的步骤包括：
获取地面测控站设备正常工作要求的最低仰角；
获取任一轨道面交点与地面测控站的连线，并获取连线与地面测控站水平面的夹角；
判断夹角是否大于最低仰角，同时判断轨道面交点是否与地面测控区通视。
具体的，判断交点是否位于地面测控区内的依据是交点位置是否与地面测控区通视，并且交点与地面站连线与地面站当地水平面的夹角，大于地面站设备正常工作要求的最低仰角。
在本实施例的一些实施方式中，上述根据目标航天器的飞行数据和追踪航天器的飞行数据，进行轨道外推的步骤包括：
根据追踪航天器初始轨道根数，得到追踪航天器初始状态；
根据轨道动力学模型和参数，得到追踪航天器的受力；
根据追踪航天器初始状态和受力，通过数值积分得到追踪航天器的位置矢量和速度矢量。
在本实施例的一些实施方式中，上述根据目标航天器的飞行数据和追踪航天器的飞行数据，进行轨道外推的步骤之前，该方法还包括：
追踪航天器实时接收地面测控站测轨数据和控制指令。从而对地面测控站测定的测轨数据与指令上传需求进行考虑，以更符合实际工程应用的要求。
请参照图5，图5为本申请实施例提供的电子设备的一种示意性结构框图。电子设备包括存储器101、处理器102和通信接口103，该存储器101、处理器102和通信接口103相互之间直接或间接地电性连接，以实现数据的传输或交互。例如，这些元件相互之间可通过一条或多条通讯总线或信号线实现电性连接。存储器101可用于存储软件程序及模块，处理器102通过执行存储在存储器101内的软件程序及模块，从而执行各种功能应用以及数据处理。该通信接口103可用于与其他节点设备进行信令或数据的通信。
其中，存储器101可以是但不限于，随机存取存储器(Random AccessMemory，RAM)，只读存储器(Read Only Memory，ROM)，可编程只读存储器(Programmable Read-OnlyMemory，PROM)，可擦除只读存储器(ErasableProgrammable Read-Only Memory，EPROM)，电可擦除只读存储器(ElectricErasable Programmable Read-Only Memory，EEPROM)等。
处理器102可以是一种集成电路芯片，具有信号处理能力。该处理器102可以是通用处理器，包括中央处理器(Central Processing Unit，CPU)、网络处理器(NetworkProcessor，NP)等；还可以是数字信号处理器(Digital Signal Processing，DSP)、专用集成电路(Appl ication SpecificIntegrated Circuit，ASIC)、现场可编程门阵列(Field－ProgrammableGate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。
可以理解，图5所示的结构仅为示意，电子设备还可包括比图5中所示更多或者更少的组件，或者具有与图5所示不同的配置。图5中所示的各组件可以采用硬件、软件或其组合实现。
在本申请所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，也可以通过其它的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，附图中的流程图和框图显示了根据本申请的多个实施例的装置、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段或代码的一部分，所述模块、程序段或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现方式中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个连续的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或动作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。
另外，在本申请各个实施例中的各功能模块可以集成在一起形成一个独立的部分，也可以是各个模块单独存在，也可以两个或两个以上模块集成形成一个独立的部分。
所述功能如果以软件功能模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本申请各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-OnlyMemory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。
对于本领域技术人员而言，显然本申请不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本申请的精神或基本特征的情况下，能够以其它的具体形式实现本申请。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本申请的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本申请内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
Claims (10)
1.一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其特征在于，所述两航天器包括追踪航天器和目标航天器，所述变轨方法包括如下步骤：
所述追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊；
所述追踪航天器从目标航天器后方R1处逼近至目标航天器后方R2处停泊；
所述追踪航天器从目标航天器后方R2位置形成长半轴为R2、短半轴为
的第一绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F2的相对运动；
所述追踪航天器形成长半轴为R3、短半轴为
的第二绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F3的相对运动，以完成两航天器的接近与绕飞。
2.根据权利要求1所述的近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其特征在于，所述追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊的步骤之前，还包括：
根据目标航天器的飞行数据和追踪航天器的飞行数据，进行轨道外推，得到目标航天器和追踪航天器的轨道面交点；
将位于地面测控区内的轨道面交点作为轨道修正变轨点；
获取修正轨道面偏差的修正变轨速度增量大小；
根据所述修正变轨速度增量大小，所述追踪航天器在所述轨道修正变轨点沿轨道面法向进行变轨，以修正轨道面偏差。
3.根据权利要求2所述的近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其特征在于，所述获取修正轨道面偏差的修正变轨速度增量大小的步骤包括：
设定两个迭代自变量和两个约束条件进行迭代求解，其中，两个迭代自变量包括从初始时刻起算的飞行时间和速度增量大小，两个约束条件包括变轨时刻两航天器法向相对位置为零和变轨时刻法向相对速度为零。
4.根据权利要求1所述的近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其特征在于，所述追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊的步骤包括：
设定四个迭代自变量和四个迭代约束条件进行迭代求解，其中，四个迭代自变量包括第一次变轨速度增量大小、第二次变轨速度增量大小、第三次变轨速度增量大小及第三次变轨速度增量方向与沿迹方向夹角，四个迭代约束条件包括第三次变轨后的沿迹方向相对位置为目标航天器后方的R1处、第三次变轨后的沿迹方向相对速度为零、第三次变轨后的径向相对位置为零和第三次变轨后的径向相对速度为零；
从最近一次变轨时刻起算，在飞行时间超过预设飞行时间后，选择一个进入地面测控区内的时刻，作为第一次变轨时刻，按照第一次变轨速度增量大小进行变轨，且第一次变轨的方向为沿迹方向反向；
在第一次变轨后的第一个近地点实施第二次变轨，若第二次变轨点不在地面测控区内，则调整第一次变轨时刻保证第二次变轨点在地面测控区内，按照第二次变轨速度增量大小再次进行变轨，且第二次变轨的方向为沿迹方向反向；
在第二次变轨后第N个远地点实施第三次变轨，其中，根据任务需求和地面测控区分布确定N的取值，在满足任务需求情况下保证第三次变轨点在地面测控区内，按照第三次变轨速度增量大小进行变轨，且第三次变轨的方向为沿迹方向正向。
5.根据权利要求3所述的近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其特征在于，所述在第二次变轨后第N个远地点实施第三次变轨的步骤包括：
响应用户操作设置N值；
若将第二次变轨后的第N个远地点作为第三次变轨点且第三次变轨点不在地面测控区内，则调整N值直至第三次变轨点位于所述地面测控区内。
6.根据权利要求5所述的近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其特征在于，所述若将第二次变轨后的第N个远地点作为第三次变轨点且第三次变轨点不在地面测控区内，则调整N值直至第三次变轨点位于所述地面测控区内的步骤包括：
获取用户任务需求参数，所述任务需求参数包括任务完成时间；
若将第二次变轨后的第N个远地点作为第三次变轨点且所述第三次变轨点位于所述地面测控区内，则判断任务实际完成时间是否符合；
若所述任务实际完成时间大于所述任务完成时间，则调整N值直至所述任务实际完成时间不大于所述任务完成时间。
7.根据权利要求1所述的近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其特征在于，所述追踪航天器从目标航天器后方R1处逼近至目标航天器后方R2处停泊的步骤包括：
设定五个迭代自变量和五个迭代约束条件进行迭代求解，其中，五个迭代自变量包括第四次变轨速度增量大小、第四次变轨速度增量方向与沿迹方向夹角、第五次变轨时刻、第五次变轨速度增量大小及第五次变轨方向，五个迭代约束条件包括第五次变轨后的沿迹向相对位置为目标航天器后方R1处、第五次变轨后的沿迹向相对速度为零、第五次变轨后的径向相对位置为零、第五次变轨后的径向相对速度为零；
将最近一次变轨时刻作为飞行时间起点，当所述追踪航天器的飞行时间超过预设飞行时间后，选择一个进入地面测控区内的时刻，作为第四次变轨时刻，按照第四次变轨速度增量大小进行变轨，且第四次变轨方向为沿迹方向反向；
在第四次变轨结束后的预设时间内实施第五次变轨，若第五次变轨点不在地面测控区内，则调整所述第四次变轨时刻保证第五次变轨点位于所述地面测控区内，按照第五次变轨速度增量大小和第五次变轨方向进行变轨。
8.根据权利要求1所述的近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其特征在于，所述追踪航天器从目标航天器后方R2位置形成长半轴为R2、短半轴为
的第一绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F2的相对运动的步骤包括：
设定两个迭代自变量和两个迭代约束条件，其中，两个迭代自变量包括第六次变轨速度增量大小和到达法向最大相对距离的飞行时长，两个迭代约束条件包括法向相对距离为F2和法向相对速度为零；
从最近一次变轨时刻起算，当所述追踪航天器的飞行时间超过预设飞行时间后，选择一个进入地面测控区内的时刻，作为第六次变轨时刻，按照第六次变轨速度增量大小进行变轨，以使所述追踪航天器形成法向相对运动距离最大值F2的相对运动，且第六次变轨的方向为沿轨道面法向；
设定第一次迭代的迭代自变量和迭代约束条件，同时设定第二次迭代的两个迭代自变量和三个迭代约束条件，其中，第一次迭代的迭代自变量为到达法向距离最大值的飞行时长，第一次迭代的迭代约束条件为法向相对速度为零，第二次迭代的两个迭代自变量包括第七次变轨速度增量大小和到达第一绕飞椭圆另一端的飞行时长，第二次迭代的两个迭代约束条件包括：到达第一绕飞椭圆另一端时沿迹向相对位置在目标航天器前方R2处、到达第一绕飞椭圆另一端时沿迹向相对速度为零、到达第一绕飞椭圆另一端时径向相对位置为零；
从最近一次变轨时刻起算，在飞行时间超过预设飞行时间后，选择变轨点位于法向相对运动距离最大值F2处且变轨点位于地面测控区内的时刻，作为第七次变轨时刻，按照第七次变轨速度增量大小进行变轨，且第七次变轨方向为沿径向方向正向，以使所述追踪航天器按照第一绕飞椭圆飞行。
9.根据权利要求1所述的近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其特征在于，所述追踪航天器形成长半轴为R3、短半轴为
的第二绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F3的相对运动的步骤包括：
设定两个迭代自变量和两个迭代约束条件，其中，两个迭代自变量包括第八次变轨速度增量大小和到达法向距离最大值的飞行时长，两个迭代约束条件包括法向相对距离为F3、法向相对速度为零；
将最近一次变轨时刻作为飞行时间起点，当所述追踪航天器的飞行时间超过预设飞行时间时，选择变轨点在地面测控区内且变轨点的法向相对距离小于F3的时刻，作为第八次变轨时刻，按照第八次变轨速度增量大小进行变轨，且第八次变轨的方向为沿轨道面法向，以使所述追踪航天器形成法向相对运动距离最大值F3的相对运动；
设定第一次迭代的两个迭代自变量和三个迭代约束条件，同时设定第二次迭代的两个迭代自变量和三个迭代约束条件，其中，第一次迭代的两个迭代自变量包括第九次变轨速度增量大小和到达第二绕飞椭圆另一端的飞行时长，第一次迭代的三个迭代约束条件包括到达第二绕飞椭圆另一端时沿迹向相对位置在目标航天器前方R3处、到达第二绕飞椭圆另一端时沿迹向相对速度为零、到达第二绕飞椭圆另一端时，径向相对位置为零，第二次迭代的两个迭代自变量包括第十次变轨速度增量大小和到达第二绕飞椭圆另一端的飞行时长，第二次迭代的三个迭代约束条件包括到达第二绕飞椭圆另一端时沿迹向相对位置在目标航天器后方R3处、到达第二绕飞椭圆另一端时沿迹向相对速度为零、到达第二绕飞椭圆另一端时，径向相对位置为零；
从最近一次变轨时刻起算，在飞行时间超过预设飞行时间后，选择变轨点位于法向相对运动距离最大值F3处且变轨点位于地面测控区内的时刻，作为第九次变轨时刻，按照第九次变轨速度增量大小进行变轨，且第九次变轨的方向沿径向方向反向；
将最近一次变轨时刻作为飞行时间起点，在飞行时间超过预设飞行时间后，选择变轨点在目标航天器前方法向相对距离最大值F3处且变轨点位于地面测控区内的时刻作为第十次变轨时刻，按照第十次变轨速度增量大小进行变轨，且第十次变轨的方向沿径向方向正向。
10.根据权利要求2所述的近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其特征在于，所述将位于地面测控区内的轨道面交点作为轨道修正变轨点的步骤包括：
获取地面测控站设备正常工作要求的最低仰角；
获取任一所述轨道面交点与地面测控站的连线，并获取所述连线与地面测控站水平面的夹角；
判断所述夹角是否大于所述最低仰角，同时判断所述轨道面交点是否与地面测控区通视。
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