CN114955009B - 一种地球轨道交会对接点的选取方法、系统、介质及设备 - Google Patents

一种地球轨道交会对接点的选取方法、系统、介质及设备 Download PDF

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Abstract

本发明涉及空间站领域，尤其涉及一种地球轨道交会对接点的选取方法、系统、介质及设备。该方法包括步骤1，基于交互对接的特征点构建特征点基础模型；基于所述特征点基础模型，在特征点测控条件约束下构建第一适宜度函数；基于所述特征点基础模型，在对接点测控条件约束下构建第二适宜度函数；基于对接点能源条件约束以及视觉敏感器使用条件约束构建太阳入射角适宜度函数；步骤2，基于所述第一适宜度函数、第二适宜度函数以及太阳入射角适宜度函数构建对接点综合适宜度函数；步骤3，根据所述对接点综合适宜度函数确定的适宜度值，选取对接点。通过本方案能够达到快速进行对接条件可行性分析并选取最优对接点的效果。

Description

一种地球轨道交会对接点的选取方法、系统、介质及设备
技术领域
本发明涉及空间站领域，尤其涉及一种地球轨道交会对接点的选取方法、系统、介质及设备。
背景技术
交会对接技术是地球轨道航天器的重要技术之一，近年来，随着地球轨道航天器的发射及探测活动愈发频繁，快速确定交会对接的对接点成为必不可少的任务需求。在选取航天器对接点时，需要考虑的因素众多，在近距离导引过程中，需要考虑追及航天器导航建立及对接设备准备等关键特征节点的测控条件约束，在接近及靠拢段需要考虑连续稳定的测控弧段支持，同时在对接过程，需要考虑太阳光对导航敏感器的影响，以及光照能源等约束。因此为满足航天器能否安全可靠的完成交会对接过程，需要综合考虑上述约束条件，选取最优的交会对接点，但现有技术中并没有针对该部分的研究。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种地球轨道交会对接点的选取方法、系统、介质及设备。
本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种地球轨道交会对接点的选取方法，包括：
步骤1，基于交互对接的特征点构建特征点基础模型；
基于所述特征点基础模型，在特征点测控条件约束下构建第一适宜度函数；
基于所述特征点基础模型，在对接点测控条件约束下构建第二适宜度函数；
基于对接点能源条件约束以及视觉敏感器使用条件约束构建太阳入射角适宜度函数；
步骤2，基于所述第一适宜度函数、第二适宜度函数以及太阳入射角适宜度函数构建对接点综合适宜度函数；
步骤3，根据所述对接点综合适宜度函数确定的适宜度值，选取对接点。
本发明的有益效果是：通过综合适宜度函数的构建可以实现不同交会对接模式下特征点时序的适应性管理。通过第一适宜度函数、第二适宜度函数以及太阳入射角适宜度函数的构建实现交会对接过程对接点选取的标准流程，为对接点选取提供理论依据，为完成快速交会对接提供可行性方案。同时实现应急情况交会对接方案的可行性分析和交会对接特征点快速选取，为决策提供强力支撑。综上本发明实现所有现有交会对接模式的特征点时序适应性管理，制定了对接点选取的统一规则及标准流程，能够实现正常交会对接过程的对接点优化选取，在应急情况下，能够根据当前测控条件，快速的进行对接条件进行可行性分析并选取最优对接点。
在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进。
进一步，所述特征点包括：
模式转换点以及停泊点。
进一步，所述特征点测控条件为：每个特征点满足在第一预设时间内连续测控，所述第一适宜度函数B(t)具体为：
Figure BSA0000274491020000021
其中，Δtn表示特征点基础模型下特征点Fn相对时间修正量。
进一步，所述对接点测控条件为：每个对接点在第一预设时间段内存在测控弧段跟踪，所述第二适宜度函数C(t)具体为：
Figure BSA0000274491020000031
其中，TS表示具有测控条件的时间段开始时刻，TE表示具有测控条件的时间段结束时刻，Δτ1表示误差允许值，Δτ2表示误差允许值，tc表示对接时刻。
进一步，所述对接点能源条件约束为：每个对接点在第二预设时间段内太阳矢量与轨道面的夹角小于第一阈值；
所述视觉敏感器使用条件约束为：每个对接点在第三预设时间段内太阳矢量与航天器飞行方向的夹角大于第二阈值
所述太阳入射角适宜度函数S(t)具体为：
Figure BSA0000274491020000032
其中，ts表示两航天器对接时刻，x1(ts-k)表示(ts-k)时刻太阳矢量与轨道面的夹角，x2(ts-n)表示(ts-k)时刻太阳矢量与航天器飞行方向的夹角，k表示任意时间，n表示任意时间。
进一步，所述对接点综合适宜度函数T(t)为：
Figure BSA0000274491020000033
其中，S(t)norm表示对S(t)函数进行线性归一化处理后的结果。
进一步，所述步骤3具体为：
将Δtn，TS、TE、Δτ1、Δτ2、x1(ts-k)、x2(ts-n)输入至所述对接点综合适宜度函数中，选取对接点。
本发明解决上述技术问题的另一种技术方案如下：一种地球轨道交会对接点的选取系统，包括：
基础模型模块，用于基于交互对接的特征点构建特征点基础模型；
基于所述特征点基础模型，在特征点测控条件约束下构建第一适宜度函数；
基于所述特征点基础模型，在对接点测控条件约束下构建第二适宜度函数；
基于对接点能源条件约束以及视觉敏感器使用条件约束构建太阳入射角适宜度函数；
综合适宜度函数模块，用于基于所述第一适宜度函数、第二适宜度函数以及太阳入射角适宜度函数构建对接点综合适宜度函数；
选取模块，用于根据所述对接点综合适宜度函数确定的适宜度值，选取对接点。
本发明的有益效果是：通过综合适宜度函数的构建可以实现不同交会对接模式下特征点时序的适应性管理。通过第一适宜度函数、第二适宜度函数以及太阳入射角适宜度函数的构建实现交会对接过程对接点选取的标准流程，为对接点选取提供理论依据，为完成快速交会对接提供可行性方案。同时实现应急情况交会对接方案的可行性分析和交会对接特征点快速选取，为决策提供强力支撑。综上本发明实现所有现有交会对接模式的特征点时序适应性管理，制定了对接点选取的统一规则及标准流程，能够实现正常交会对接过程的对接点优化选取，在应急情况下，能够根据当前测控条件，快速的进行对接条件进行可行性分析并选取最优对接点。
进一步，所述特征点包括：
模式转换点以及停泊点。
进一步，所述特征点测控条件为：每个特征点满足在第一预设时间内连续测控，所述第一适宜度函数B(t)具体为：
Figure BSA0000274491020000051
其中，Δtn表示特征点基础模型下特征点Fn相对时间修正量。
进一步，所述对接点测控条件为：每个对接点在第一预设时间段内存在测控弧段跟踪，所述第二适宜度函数C(t)具体为：
Figure BSA0000274491020000052
其中，TS表示具有测控条件的时间段开始时刻，TE表示具有测控条件的时间段结束时刻，Δτ1表示误差允许值，Δτ2表示误差允许值，tc表示对接时刻。
进一步，所述对接点能源条件约束为：每个对接点在第二预设时间段内太阳矢量与轨道面的夹角小于第一阈值；
所述视觉敏感器使用条件约束为：每个对接点在第三预设时间段内太阳矢量与航天器飞行方向的夹角大于第二阈值
所述太阳入射角适宜度函数S(t)具体为：
Figure BSA0000274491020000053
/>
其中，ts表示两航天器对接时刻，x1(ts-k)表示(ts-k)时刻太阳矢量与轨道面的夹角，x2(ts-n)表示(ts-k)时刻太阳矢量与航天器飞行方向的夹角，k表示任意时间，n表示任意时间。
进一步，所述对接点综合适宜度函数T(t)为：
Figure BSA0000274491020000054
其中，S(t)norm表示对S(t)函数进行线性归一化处理后的结果。
进一步，选取模块具体用于：
将Δtn，TS、TE、Δτ1、Δτ2、x1(ts-k)、x2(ts-n)输入至所述对接点综合适宜度函数中，选取对接点。
本发明解决上述技术问题的另一种技术方案如下：一种存储介质，所述存储介质中存储有指令，当计算机读取所述指令时，使所述计算机执行如上述任一项所述的一种地球轨道交会对接点的选取方法。
本发明的有益效果是：通过综合适宜度函数的构建可以实现不同交会对接模式下特征点时序的适应性管理。通过第一适宜度函数、第二适宜度函数以及太阳入射角适宜度函数的构建实现交会对接过程对接点选取的标准流程，为对接点选取提供理论依据，为完成快速交会对接提供可行性方案。同时实现应急情况交会对接方案的可行性分析和交会对接特征点快速选取，为决策提供强力支撑。综上本发明实现所有现有交会对接模式的特征点时序适应性管理，制定了对接点选取的统一规则及标准流程，能够实现正常交会对接过程的对接点优化选取，在应急情况下，能够根据当前测控条件，快速的进行对接条件进行可行性分析并选取最优对接点。
本发明解决上述技术问题的另一种技术方案如下：一种电子设备，包括上述存储介质、执行上述存储介质内的指令的处理器。
本发明的有益效果是：通过综合适宜度函数的构建可以实现不同交会对接模式下特征点时序的适应性管理。通过第一适宜度函数、第二适宜度函数以及太阳入射角适宜度函数的构建实现交会对接过程对接点选取的标准流程，为对接点选取提供理论依据，为完成快速交会对接提供可行性方案。同时实现应急情况交会对接方案的可行性分析和交会对接特征点快速选取，为决策提供强力支撑。综上本发明实现所有现有交会对接模式的特征点时序适应性管理，制定了对接点选取的统一规则及标准流程，能够实现正常交会对接过程的对接点优化选取，在应急情况下，能够根据当前测控条件，快速的进行对接条件进行可行性分析并选取最优对接点。
附图说明
图1为本发明一种地球轨道交会对接点的选取方法的实施例提供的流程示意图；
图2为本发明一种地球轨道交会对接点的选取系统的实施例提供的结构框架图。
具体实施方式
以下对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。
如图1所示，一种地球轨道交会对接点的选取方法，包括：
步骤1，基于交互对接的特征点构建特征点基础模型；
基于所述特征点基础模型，在特征点测控条件约束下构建第一适宜度函数；
基于所述特征点基础模型，在对接点测控条件约束下构建第二适宜度函数；
基于对接点能源条件约束以及视觉敏感器使用条件约束构建太阳入射角适宜度函数；
步骤2，基于所述第一适宜度函数、第二适宜度函数以及太阳入射角适宜度函数构建对接点综合适宜度函数；
步骤3，根据所述对接点综合适宜度函数确定的适宜度值，选取对接点。
在一些可能的实施方式中，通过综合适宜度函数的构建可以实现不同交会对接模式下特征点时序的适应性管理。通过第一适宜度函数、第二适宜度函数以及太阳入射角适宜度函数的构建实现交会对接过程对接点选取的标准流程，为对接点选取提供理论依据，为完成快速交会对接提供可行性方案。同时实现应急情况交会对接方案的可行性分析和交会对接特征点快速选取，为决策提供强力支撑。综上本发明实现所有现有交会对接模式的特征点时序适应性管理，制定了对接点选取的统一规则及标准流程，能够实现正常交会对接过程的对接点优化选取，在应急情况下，能够根据当前测控条件，快速的进行对接条件进行可行性分析并选取最优对接点。
需要说明的是，步骤1应理解为：
针对不同类型的交会对接特征点约束，考虑近距离导引过程及接近段的关键过程状态监视要求，首先明确交互对接过程的模式转换点、停泊点等特征点，以对接点为基础，建立特征点基础模型，设各特征点为F1，F2，……，Fn。各特征点相对于对接时刻相对时间为t1，t2，……，tn。
其中针对特征点的理解可以参考如下示例：
模式转换点可以理解为改变当前运行状态的位置，停泊点可以理解为航天器暂时停驻的位置。
上述过程可以简化为：明确交会对接过程的模式转换点、停泊点等特征点，明确特征点之间的时间相对关系，形成特征点基础模型，特征点基础模型为：首先确定对接过程中需要的模式转换点、停泊点等特征点，将其命名为F1～FN，之后明确特征点距离对接点的相对时间及相对距离，相对时间为t1～tn，相对距离为S1～Sn.Fn\tn\Sn确定之后，此次对接任务的以特征点为基础的基本模式得以确定，例如，追及航天器在特征点F1时，距离目标航天器S1km，距离对接时刻T1min；在特征点F2时，距离目标航天器S2km，距离对接时刻T2min。
在特征点需满足测控条件(每个特征点需满足4分钟的连续测控条件)，设离Fn特征点最近的测控区间相对对接时刻的时间段为[TSn，TEn]，则特征点需满足测控条件：
TSn≤(tn+Δtn)≤TEn，且TEn-TSn≥4min
其中tn表示特征点Fn相对于对接接触时刻时间间隔，Δtn表示特征点基础模型下特征点相对时间修正量，上述公式可理解为航天器到达某一特征点F1时，北京时为T1，距离T1最近的测控可见区间为[T2，T3]，T2与T3间隔大于4分钟，且T1+Δtn之后，落在[T2，T3]区间内。
特征点基础模型下特征点相对时间修正量Δtn应为0，该特征点模型可以根据测控条件，进行相对时间修正量Δtn的适应性调整，适应性调整应理解为：如果下一特征点在测控区间外Δtn，则在上一特征点多停留Δtn以满足特征点及特征事件的测控条件要求。但若修正量|Δtn|较大(＞120s)，则认为该对接点不满足特征点测控条件模型，不具备对接条件。设特征点测控条件适宜度函数为B(t)，则
Figure BSA0000274491020000091
若选取的对接时刻，其对应特征点Fn均满足测控条件模型，即Δt1，Δt2，...，Δtn均为0时，其中为一个对接时刻对应一套特征点模型F1，F2，……，Fn，Δt1，Δt2，...，Δtn每个特征点对应一个Δt认为该对接点的特征点测控条件适宜度为1；若选取的对接时刻，其对应特征点Fn需要调整Δtn才能满足测控条件模型，则需判断|Δtn|的大小，若|Δtn|≤120s，则该对接点的特征点测控条件适宜度取
Figure BSA0000274491020000092
若|Δtn|＞120s，则认为该对接点的特征点测控条件适宜度为0。
上述过程可以简化为：根据测控条件约束描述，依据对接过程中平移靠拢段的时间及对接后状态设置时间，建立测控条件约束的适宜度函数C(t)，建立过程即为：每个阶段(用时间间隔描述，比如t1～t2这一时间段)，对测控条件的约束是不同的，有的需要连续时间的测控条件，有的不需要测控条件。如果在需要测控条件时，没有测控资源，则认为适宜度为0。
若时刻t为对接时刻(两航天器接触时刻)，平移靠拢段开始时间为t-13min。根据对接点选取原则，所述对接点选取原则可以为：特征点满足测控条件约束，以及对接过程中平移靠拢段的时间及对接后一定时间内，满足测控条件约束；对接过程中太阳入射角符合太阳翼发电功率需求，以及满足视觉敏感器成像需求。需在[t-13，t]至[t，t+20]时间段内有测控弧段跟踪。设测控区间为[TS，TE]，对接点测控条件适宜度函数为C(t)，则
Figure BSA0000274491020000101
其中，Δτ1为误差允许值取15s，Δτ2为误差允许值取60s。若[t-13，t]至[t，t+20]时间段内有测控弧段跟踪，则认为对接点测控条件适宜度为1，反之则为0，平移靠拢段为对接过程中最后十几米的过程，航天器直线平移过去，具有测控条件的时间段开始时刻为TS，结束时刻为TE。
上述过程可简化为：确定太阳翼在满足对接能源需求时所需的太阳入射角，之后针对视觉导航敏感器可视范围确定太阳入射角的范围。综合以上两种条件，建立太阳入射角约束的适宜度函数S(t)，其中，轨道确定后，知晓太阳与地球的位置，即可获得在轨道上运行的航天器某一时刻的太阳入射角，对接能源需求为航天器飞行中能源来自于太阳翼发电，太阳翼发电功率取决于太阳入射角的大小，入射角越小，代表阳光越直射太阳翼，发电功率越大。确定太阳入射角的范围为视觉敏感器相当于相机镜头，当镜头直面太阳时，曝光过度，无法获得清晰图像，所以敏感器的正常成像对太阳入射角度有一定需求，这个角度是元件特性决定的。
若时刻t为两航天器对接时刻，交会对接自主控制段开始时间为t-147min，平移靠拢段开始时间为t-13min。交会对接自主控制段为是交会对接起点。即航天器自主进行导航、制导、控制，地面正常不干预。根据对接点选取原则，需在[t-147，t]时间段内太阳矢量与轨道面的夹角大于5度，以满足太阳翼发电功率；[t-13，t]时间段内太阳矢量与航天器飞行方向的夹角大于25度，以满足视觉导航敏感器使用条件。设t时刻太阳矢量与轨道面的夹角为x1(t)，太阳矢量与航天器飞行方向的夹角为x2(t)，x1(t)与x2(t)取值来自太阳入射角预报。设太阳入射角适宜度函数为S(t)，则
Figure BSA0000274491020000111
若[t-147，t]时间段内太阳矢量与轨道面的夹角大于5度，且[t-13，t]时间段内太阳矢量与航天器飞行方向的夹角大于25度，则将[t-147，t]时间段内x1(t)的平均值与[t-13，t]时间段内x2(t)的平均值相加，作为该对接时刻太阳入射角适宜度S(t)；若不满足条件，则S(t)取0，太阳矢量为某时刻航天器所在位置指向太阳所在位置的矢量。
上述过程可简化为：首先为统一衡量标准，将S(t)函数进行线性归一化处理，记为S(t)norm，之后设t时刻作为对接点，该时刻适宜度函数为T(t)，令T(t)＝S(t)norm+C(t)。对每一时刻的适宜度函数进行分析，分析过程为将每一时间t均带入公式中进行计算。得到该时刻作为对接点的适宜度。若T(t)＞1，则满足对接条件，且T(t)数值越大，表示此时刻作为对接点适宜度越高
步骤2应理解为：
对接点适宜度应综合考虑测控条件及太阳入射角的适宜度，为统一衡量标准，将S(t)函数进行线性归一化处理，记为S(t)norm，则
Figure BSA0000274491020000112
其中，x1(t)最大值为90°，x2(t)最大值为180°，故S(t)max最大值为270°。
设t时刻作为对接点，该时刻作为对接点的综合适宜度函数为T(t)，则
Figure BSA0000274491020000121
若T(t)＞1，则满足对接条件，且T(t)数值越大，表示此时刻作为对接点适宜度越高。
设对接可选弧段为[t1，t2]，以步长为1min，在[t1，t2]内进行对接点适宜度T(t)计算，输出满足条件且适宜度最高的若干个对接点，以供备选。
上述过程可简化为：在特征点基础模型上，通过调整特征点之间的相对时间关系，计算满足该对接点约束条件的特征点修正模型，作为该对接点方案的交会对接模型，其中，调整特征点之间的相对时间关系为工程总体给出具体交会对接模型后，部分特征点是有一定的调节阈值，比如说，为了满足t2时刻s2位置的测控条件，可以让航天器在t1点s1位置多等待几分钟。
实施例1，建立多模式交会对接特征点模型库。首先明确交会对接过程，从近距离导引段至对接接触过程的主要特征点，包括第一停泊点、第二停泊点...第N停泊点、对接接触点等特征点，并配置各特征点之间的最小转移时间、停泊点等待时间。
建立多模式交会对接特征点模型库。明确约束在每个特征点上的重要事件，包括交会对接敏感器开关机、以及对接相关设备的准备及测试等关键监视判断点，配置关键时间的相对关系规则。
建立多模式交会对接特征点模型。针对不同对接口、对接方式的交会对接过程，定制对应的对接特征点模型，形成多模式交会对接特征点模型，根据不同特征点的测控需求，建立特征点的测控条件适宜度函数B(t)。
建立测控条件约束的适宜度函数C(t)。建立对接过程中平移靠拢段的时间及对接后状态设置时间函数。
建立太阳入射角约束的适宜度函数S(t)。建立从光学导航敏感器开机至交会对接接过程的太阳光入射角函数。
建立对接点适宜度综合模型。综合考虑交会对接特征点，测控条件，太阳入射角约束条件，建立对接点适宜度综合模型。
建立交会对接过程空间预报模型。读取交会对接过程追及航天器及目标航天器的星历及姿态预报文件，读取测控站跟踪弧段预报文件，建立交会对接空间预报模型。
对接点适宜度计算。将测控条件及各类预报，导入对接特征点适宜度模型，根据适宜度优化情况，给出最优的若干组对接点及相应特征点，作为备选交会对接对接点方案。
优选地，在上述任意实施例中，所述特征点包括：
模式转换点以及停泊点。
优选地，在上述任意实施例中，所述特征点测控条件为：每个特征点满足在第一预设时间内连续测控，所述第一适宜度函数B(t)具体为：
Figure BSA0000274491020000131
其中，Δtn表示特征点基础模型下特征点Fn相对时间修正量。
优选地，在上述任意实施例中，所述对接点测控条件为：每个对接点在第一预设时间段内存在测控弧段跟踪，所述第二适宜度函数C(t)具体为：
Figure BSA0000274491020000132
其中，TS表示具有测控条件的时间段开始时刻，TE表示具有测控条件的时间段结束时刻，Δτ1表示允许误差时间，Δτ2表示误差允许值，tc表示对接时刻。
优选地，在上述任意实施例中，所述对接点能源条件约束为：每个对接点在第二预设时间段内太阳矢量与轨道面的夹角小于第一阈值；
所述视觉敏感器使用条件约束为：每个对接点在第三预设时间段内太阳矢量与航天器飞行方向的夹角大于第二阈值
所述太阳入射角适宜度函数S(t)具体为：
Figure BSA0000274491020000141
其中，ts表示两航天器对接时刻，x1(ts-k)表示(ts-k)时刻太阳矢量与轨道面的夹角，x2(ts-n)表示(ts-k)时刻太阳矢量与航天器飞行方向的夹角，k表示任意时间，n表示任意时间。
优选地，在上述任意实施例中，所述对接点综合适宜度函数T(t)为：
Figure BSA0000274491020000142
其中，S(t)norm表示对S(t)函数进行线性归一化处理后的结果。
优选地，在上述任意实施例中，所述步骤6具体为：
将Δtn，TS、TE、Δτ1、Δτ2、x1(ts-k)、x2(ts-n)输入至所述对接点综合适宜度函数中，选取对接点。
如图2所示，一种地球轨道交会对接点的选取系统，包括：
基础模型模块100，用于基于交互对接的特征点构建特征点基础模型；
基于所述特征点基础模型，在特征点测控条件约束下构建第一适宜度函数；
基于所述特征点基础模型，在对接点测控条件约束下构建第二适宜度函数；
基于对接点能源条件约束以及视觉敏感器使用条件约束构建太阳入射角适宜度函数；
综合适宜度函数模块200，用于基于所述第一适宜度函数、第二适宜度函数以及太阳入射角适宜度函数构建对接点综合适宜度函数；
选取模块300，用于根据所述对接点综合适宜度函数确定的适宜度值，选取对接点。
在一些可能的实施方式中，通过综合适宜度函数的构建可以实现不同交会对接模式下特征点时序的适应性管理。通过第一适宜度函数、第二适宜度函数以及太阳入射角适宜度函数的构建实现交会对接过程对接点选取的标准流程，为对接点选取提供理论依据，为完成快速交会对接提供可行性方案。同时实现应急情况交会对接方案的可行性分析和交会对接特征点快速选取，为决策提供强力支撑。综上本发明实现所有现有交会对接模式的特征点时序适应性管理，制定了对接点选取的统一规则及标准流程，能够实现正常交会对接过程的对接点优化选取，在应急情况下，能够根据当前测控条件，快速的进行对接条件进行可行性分析并选取最优对接点。
优选地，在上述任意实施例中，所述特征点包括：
模式转换点以及停泊点。
优选地，在上述任意实施例中，所述特征点测控条件为：每个特征点满足在第一预设时间内连续测控，所述第一适宜度函数B(t)具体为：
Figure BSA0000274491020000151
其中，Δtn表示特征点基础模型下特征点Fn相对时间修正量。
优选地，在上述任意实施例中，所述对接点测控条件为：每个对接点在第一预设时间段内存在测控弧段跟踪，所述第二适宜度函数C(t)具体为：
Figure BSA0000274491020000161
其中，TS表示具有测控条件的时间段开始时刻，TE表示具有测控条件的时间段结束时刻，Δτ1表示误差允许值，Δτ2表示误差允许值，tc表示对接时刻。
优选地，在上述任意实施例中，所述对接点能源条件约束为：每个对接点在第二预设时间段内太阳矢量与轨道面的夹角小于第一阈值；
所述视觉敏感器使用条件约束为：每个对接点在第三预设时间段内太阳矢量与航天器飞行方向的夹角大于第二阈值
所述太阳入射角适宜度函数S(t)具体为：
Figure BSA0000274491020000162
其中，ts表示两航天器对接时刻，x1(ts-k)表示(ts-k)时刻太阳矢量与轨道面的夹角，x2(ts-n)表示(ts-k)时刻太阳矢量与航天器飞行方向的夹角，k表示任意时间，n表示任意时间。
优选地，在上述任意实施例中，所述对接点综合适宜度函数T(t)为：
Figure BSA0000274491020000163
其中，S(t)norm表示对S(t)函数进行线性归一化处理后的结果。
优选地，在上述任意实施例中，选取模块300具体用于：
将Δtn，TS、TE、Δτ1、Δτ2、x1(ts-k)、x2(ts-n)输入至所述对接点综合适宜度函数中，选取对接点。
本发明解决上述技术问题的另一种技术方案如下：一种存储介质，所述存储介质中存储有指令，当计算机读取所述指令时，使所述计算机执行如上述任一项所述的一种地球轨道交会对接点的选取方法。
在一些可能的实施方式中，通过综合适宜度函数的构建可以实现不同交会对接模式下特征点时序的适应性管理。通过第一适宜度函数、第二适宜度函数以及太阳入射角适宜度函数的构建实现交会对接过程对接点选取的标准流程，为对接点选取提供理论依据，为完成快速交会对接提供可行性方案。同时实现应急情况交会对接方案的可行性分析和交会对接特征点快速选取，为决策提供强力支撑。综上本发明实现所有现有交会对接模式的特征点时序适应性管理，制定了对接点选取的统一规则及标准流程，能够实现正常交会对接过程的对接点优化选取，在应急情况下，能够根据当前测控条件，快速的进行对接条件进行可行性分析并选取最优对接点。
本发明解决上述技术问题的另一种技术方案如下：一种电子设备，包括上述存储介质、执行上述存储介质内的指令的处理器。
在一些可能的实施方式中，通过综合适宜度函数的构建可以实现不同交会对接模式下特征点时序的适应性管理。通过第一适宜度函数、第二适宜度函数以及太阳入射角适宜度函数的构建实现交会对接过程对接点选取的标准流程，为对接点选取提供理论依据，为完成快速交会对接提供可行性方案。同时实现应急情况交会对接方案的可行性分析和交会对接特征点快速选取，为决策提供强力支撑。综上本发明实现所有现有交会对接模式的特征点时序适应性管理，制定了对接点选取的统一规则及标准流程，能够实现正常交会对接过程的对接点优化选取，在应急情况下，能够根据当前测控条件，快速的进行对接条件进行可行性分析并选取最优对接点。
读者应理解，在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。
在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的方法实施例仅仅是示意性的，例如，步骤的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个步骤可以结合或者可以集成到另一个步骤，或一些特征可以忽略，或不执行。
上述方法如果以软件功能单元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，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分，或者该技术方案的全部或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)执行本发明各个实施例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，RandomAccessMemory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
以上，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种地球轨道交会对接点的选取方法，其特征在于，包括：
步骤1，基于交互对接的特征点构建特征点基础模型；
基于所述特征点基础模型，在特征点测控条件约束下构建第一适宜度函数；
基于所述特征点基础模型，在对接点测控条件约束下构建第二适宜度函数；
基于对接点能源条件约束以及视觉敏感器使用条件约束下构建太阳入射角适宜度函数；
步骤2，基于所述第一适宜度函数、第二适宜度函数以及太阳入射角适宜度函数构建对接点综合适宜度函数；
步骤3，根据所述对接点综合适宜度函数确定的适宜度值，选取对接点；
所述特征点测控条件为：每个特征点满足在第一预设时间内连续测控，所述第一适宜度函数B(t)具体为：
Figure FDA0004006028890000011
其中，Δtn表示特征点基础模型下特征点Fn相对时间修正量。
2.根据权利要求1所述的一种地球轨道交会对接点的选取方法，其特征在于，所述特征点包括：
模式转换点以及停泊点。
3.根据权利要求1所述的一种地球轨道交会对接点的选取方法，其特征在于，所述对接点测控条件为：每个对接点在第一预设时间段内存在测控弧段跟踪，所述第二适宜度函数C(t)具体为：
Figure FDA0004006028890000021
其中，TS表示具有测控条件的时间段开始时刻，TE表示具有测控条件的时间段结束时刻，Δτ1表示误差允许值，Δτ2表示误差允许值,tc表示对接时刻。
4.根据权利要求3所述的一种地球轨道交会对接点的选取方法，其特征在于，所述对接点能源条件约束为：每个对接点在第二预设时间段内太阳矢量与轨道面的夹角小于第一阈值；
所述视觉敏感器使用条件约束为：每个对接点在第三预设时间段内太阳矢量与航天器飞行方向的夹角大于第二阈值
所述太阳入射角适宜度函数S(t)具体为：
Figure FDA0004006028890000022
其中，ts表示两航天器对接时刻，x1(ts-k)表示(ts-k)时刻太阳矢量与轨道面的夹角，χ2(ts-n)表示(ts-k)时刻太阳矢量与航天器飞行方向的夹角，k表示任意时间，n表示任意时间。
5.根据权利要求4所述的一种地球轨道交会对接点的选取方法，其特征在于，
所述对接点综合适宜度函数T(t)为：
Figure FDA0004006028890000031
其中，S(t)norm表示对S(t)函数进行线性归一化处理后的结果。
6.根据权利要求4所述的一种地球轨道交会对接点的选取方法，其特征在于，所述步骤3具体为：
将Δtn，TS、TE、Δτ1、Δτ2、x1(ts-k)、χ2(ts-n)输入至所述对接点综合适宜度函数中，选取对接点。
7.一种地球轨道交会对接点的选取系统，其特征在于，包括：
基础模型模块，用于基于交互对接的特征点构建特征点基础模型；
基于所述特征点基础模型，在特征点测控条件约束下构建第一适宜度函数；
基于所述特征点基础模型，在对接点测控条件约束下构建第二适宜度函数；
基于对接点能源条件约束以及视觉敏感器使用条件约束构建太阳入射角适宜度函数；
综合适宜度函数模块，用于基于所述第一适宜度函数、第二适宜度函数以及太阳入射角适宜度函数构建对接点综合适宜度函数；
选取模块，用于根据所述对接点综合适宜度函数确定的适宜度值，选取对接点；
所述特征点测控条件为：每个特征点满足在第一预设时间内连续测控，所述第一适宜度函数B(t)具体为：
Figure FDA0004006028890000041
其中，Δtn表示特征点基础模型下特征点Fn相对时间修正量。
8.一种介质，其特征在于，所述介质中存储有指令，当计算机读取所述指令时，使所述计算机执行如权利要求1至6中任一项所述的一种地球轨道交会对接点的选取方法。
9.一种电子设备，其特征在于，包括权利要求8存储介质、执行所述存储介质内的指令的处理器。
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