CN114970180A - 一种航天器掠飞观测的在轨优化方法 - Google Patents

一种航天器掠飞观测的在轨优化方法 Download PDF

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CN114970180A CN202210630454.1A CN202210630454A CN114970180A CN 114970180 A CN114970180 A CN 114970180A CN 202210630454 A CN202210630454 A CN 202210630454A CN 114970180 A CN114970180 A CN 114970180A
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Abstract

一种航天器掠飞观测的在轨优化方法，本发明涉及航天器掠飞观测的在轨优化方法。本发明的目的是为了解决具有多个角度约束的掠飞观测模型较为复杂、约束难以同时满足，同时观测点位选取具有不确定性的问题。过程为：1：成像部位角度约束；2：太阳光约束；3：姿态角速度约束；4：观测距离约束；5：安全距离约束；6：选用优化变量，优化指标，将1的成像部位角度约束，2的太阳光约束，3的姿态角速度约束，4的观测距离约束，5的安全距离约束作为该优化过程中的非线性约束，通过SQP算法求解该优化问题，得到优化指标，即速度增量取最小值时对应的各个优化变量的具体取值。本发明用于航天器掠飞观测的在轨优化领域。

Description

一种航天器掠飞观测的在轨优化方法
技术领域
本发明涉及航天器掠飞观测的在轨优化方法。
背景技术
地球静止轨道(Geostationary Earth Orbit，GEO)分布着通信、数据中继、预警等重要战略卫星资源，了解和掌握GEO卫星分布与运行状态具有重要的意义与价值。近年来，随着空间目标数量日益增多和空间安全技术的迅速发展，对空间目标的感知能力需求日益增强，GEO轨道态势感知能力的重要性更为突出。
受观测距离和地面测站分布的限制，现有地基空间监视系统很难实现对GEO卫星的全域、精细观测。为此，通过利用观测航天器近距离接近GEO卫星，实现对卫星的接近观测就成为空间态势感知技术发展的一个重要方向。
发明内容
本发明的目的是为了解决具有多个角度约束的掠飞观测模型较为复杂、约束难以同时满足，同时观测点位选取具有不确定性的问题，而提出一种航天器掠飞观测的在轨优化方法。
一种航天器掠飞观测的在轨优化方法具体过程为：
步骤1：成像部位角度约束；
步骤2：太阳光约束；
步骤3：姿态角速度约束；
步骤4：观测距离约束；
步骤5：安全距离约束；
步骤6：选用优化变量，优化指标，将步骤1的成像部位角度约束，步骤2的太阳光约束，步骤3的姿态角速度约束，步骤4的观测距离约束，步骤5的安全距离约束作为该优化过程中的非线性约束，通过SQP算法求解该优化问题，得到优化指标，即速度增量取最小值时对应的各个优化变量的具体取值。
本发明的有益效果为：
1)针对具有两个及两个以上角度约束的掠飞观测模型，通过对观测点位的合理设计，使任务时段能够同时满足多个角度约束。
2)针对掠飞过程中观测卫星与目标的距离约束，通过模型简化方式处理为开机点观测卫星应满足的速度要求，简化后续优化过程，提升计算效率。
附图说明
图1为掠飞观测示意图，A星为观测卫星，B星为目标卫星，GEO为地球静止轨道；
图2为具有两个典型角度约束的优化问题示意图，xe、ye、ze表示地球惯性系，可以理解为J2000坐标系；x、y、z表示目标星成像坐标系，原点位于目标星B的质心处，z轴指向任务要求成像部位方向(表示对特定部位成像的任务需求)，y轴指向目标星B轨道运行方向，x轴与y轴、z轴构成右手系；x′、y′、z′表示任一空间点在该成像坐标系下的三轴坐标；
图3为简化模型示意图；VA为观测卫星相机开机时刻与目标的相对速度，VA-r为VA矢量分解后相对目标的径向速度,VA-t为VA矢量分解后相对目标的切向速度；
图4为安全距离约束简化模型图，Distance_AB_min为保证观测卫星与目标避免碰撞所需的最小距离；
图5为光照角变化曲线图，图中虚线为最大成像光照角，观测过程中两星相对位置矢量与太阳方向夹角不应超过该值；
图6为对成像部位观测角度变化曲线图，图中虚线为任务需求角度，观测过程中两星相对位置矢量与成像部位轴线方向(目标星成像坐标系Z轴)的夹角不应超过该值；
图7为姿态角速度变化曲线图，图中虚线为观测卫星A最大姿态机动角速度，观测过程中观测卫星实际姿态机动角速度不应超过该值；
图8为AB两星观测距离变化曲线图，上下两条虚线分别表示观测卫星A的观测半径及任务安全距离，观测过程中两星距离应处于二者之间。
具体实施方式
具体实施方式一：本实施方式一种航天器掠飞观测的在轨优化方法具体过程为：
掠飞观测是指航天器沿轨道从目标附近自由掠过时，根据航天器与目标之间的相对位置关系，控制航天器姿态使观测轴始终指向目标进行连续观测的过程。通常而言，初始时刻目标运行于GEO轨道，观测卫星从目标卫星附近的停泊点处开始机动，抵近目标卫星。在合适的时段内观测相机开机并对目标进行近距离的观测任务，如图1所示。某些任务同时要求对目标的特定部位进行观测成像，在观测时段内卫星需满足约束条件，所述GEO轨道为地球静止轨道；
几种基本约束如下：
步骤1：成像部位角度约束：为满足对目标特定部位观测的要求，观测卫星需处于相对目标卫星的特定空间区域内。
步骤2：太阳光约束：若使观测卫星具有对目标观测及成像的能力，两星相对位置需满足良好的成像光照角度。
步骤3：姿态角速度约束：在近距离观测的过程中，观测相机始终对目标定向，而观测卫星自身的姿态机动能力具有最大姿态角速度的限制。
步骤4：观测距离约束：卫星的成像相机具有最大观测距离，近距离观测过程中两星距离不能超过该值。
步骤5：安全距离约束：通常任务星与目标星的距离不能过于靠近，观测卫星需始终位于目标的安全距离以外。
步骤6：选用优化变量，优化指标(优化指标为变量，目的是让优化指标最小)，将步骤1的成像部位角度约束，步骤2的太阳光约束，步骤3的姿态角速度约束，步骤4的观测距离约束，步骤5的安全距离约束作为该优化过程中的非线性约束，通过SQP算法求解该优化问题，得到优化指标，即速度增量取最小值时对应的各个优化变量的具体取值；
前5个步骤已通过模型简化的方式将基本约束处理完成，均作为该优化过程中的非线性约束。
具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是，所述步骤1中成像部位角度约束；为满足对目标特定部位观测的要求，观测卫星需处于相对目标卫星的特定空间区域内。具体过程为：
定义目标星成像坐标系如下：原点位于目标星B的质心处，z轴指向任务要求成像部位方向(表示对特定部位成像的任务需求)，y轴指向目标星B轨道运行方向，x轴与y轴、z轴构成右手系；
根据球坐标的概念，在目标成像坐标系中引入角度变量α、β；
β为相机开机时刻两星相对位置矢量与目标星成像坐标系xy平面的夹角，α为两星相对位置矢量在目标星成像坐标系xy平面的投影与目标星成像坐标系x轴的夹角，则任一空间点可表示为：
Figure BDA0003679181350000041
所述两星为观测卫星和目标星；R为观测卫星对目标星的初始观测距离；
定义空间锥1、2如下：
空间锥1表示为满足对目标特定部位成像的任务需求，需使观测卫星的相对轨迹始终位于锥1内，锥1空间范围可通过设定半锥角确定；
空间锥2则表示为具有对目标成像的功能，即满足规定的成像光照角，需使观测卫星的相对轨迹始终位于锥2内，锥2空间范围可通过设定最大成像光照角确定；
通过两锥定义可知，为完成对目标特定部位的掠飞成像任务，需使观测卫星的相对轨迹始终位于两锥重合的空间区域内；
则观测卫星相机开机点具有角度变量约束：
0＜α＜π
π/2-Image_parts_angel_max＜β＜π/2+Image_parts_angel_max
其中Image_parts_angel_max为保证观测卫星相机具有对目标特定部位成像能力的最大角度，即图2中空间锥1的半锥角；
为对目标的特定部位进行观测成像，需满足观测卫星A在观测过程中始终位于空间锥1内(图2所示)：
Figure BDA0003679181350000042
其中，Image_parts_angel为观测过程中两星相对位置矢量与成像部位轴线方向(目标星成像坐标系Z轴)的夹角；Image_parts_angel_max为保证观测卫星相机具有对目标特定部位成像能力的最大角度，即图2中空间锥1的半锥角；
Figure BDA0003679181350000043
为两星相对位置矢量，
Figure BDA0003679181350000044
为任一位于成像部位轴线方向的向量，
Figure BDA0003679181350000045
为两星相对距离，
Figure BDA0003679181350000046
为成像部位轴线向量的模。
其它步骤及参数与具体实施方式一相同。
具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一或二不同的是，所述步骤2中太阳光约束：若使观测卫星具有对目标观测及成像的能力，两星相对位置需满足良好的成像光照角度。
具体过程为：
任务要求tT时对目标进行观测，初始时刻目标星B运行于GEO轨道，观测卫星A从停泊点处开始机动，使观测卫星A于tT时通过Lambert变轨(兰伯特变轨)机动至步骤一中的开机点，开机点位置矢量由距离变量R及角度变量α、β表达，机动起始时刻观测卫星A的速度增量可解，观测卫星A的机动轨迹便可求取；
设A′s为观测时段内，即观测过程具有对目标成像能力的最大光照角度(即图2中空间锥2的半锥角)的空间位置，则太阳光约束要求：
Figure BDA0003679181350000051
其中，Sun_angel为观测过程中两星相对位置矢量与太阳方向最大夹角，Sun_angel_max为保证观测卫星相机开机点具有对目标成像能力的最大光照角度，即图2中空间锥2的半锥角；
Figure BDA0003679181350000052
为具有最大成像光照角时两星相对距离矢量，
Figure BDA0003679181350000053
为太阳相对目标星B的位置矢量，
Figure BDA0003679181350000054
为两星相对距离，
Figure BDA0003679181350000055
为太阳相对目标星B的距离。
其它步骤及参数与具体实施方式一或二相同。
具体实施方式四：本实施方式与具体实施方式一至三之一不同的是，所述步骤3中姿态角速度约束：在近距离观测的过程中，观测相机始终对目标定向，而观测卫星自身的姿态机动能力具有最大姿态角速度的限制。
具体过程为：
观测卫星A观测时段内需满足姿态角速度约束，要求：
Figure BDA0003679181350000056
其中，delta_t为观测卫星A实际掠飞观测窗口时长，delta_t＝tOFF-tON，tOFF为观测卫星A成像相机的关机时刻，tON为观测卫星A成像相机的开机时刻，
Figure BDA0003679181350000057
为开机时刻两星相对位置矢量，
Figure BDA0003679181350000058
为关机时刻两星相对位置矢量，
Figure BDA0003679181350000059
为开机时刻两星相对距离，
Figure BDA00036791813500000510
为关机时刻两星相对距离，∠B为
Figure BDA00036791813500000511
与
Figure BDA00036791813500000512
的夹角，Omega_A_max为观测卫星A最大姿态机动角速度。
其它步骤及参数与具体实施方式一至三之一相同。
具体实施方式五：本实施方式与具体实施方式一至四之一不同的是，所述步骤4中观测距离约束：卫星的成像相机具有最大观测距离，近距离观测过程中两星距离不能超过该值。
具体过程为：
观测卫星A轨迹与观测卫星A成像相机在开机点D的速度
Figure BDA0003679181350000061
已求(停泊点位置已知、开机点位置用优化变量表示，转移时间同样为优化变量，可求开机点的速度)，采用简化模型如图3所示，将观测卫星A观测时段内的掠飞轨迹近似为直线，
Figure BDA0003679181350000062
正交分解为
Figure BDA0003679181350000063
与
Figure BDA0003679181350000064
需保证观测时段内AB最大距离始终小于观测卫星A的最大观测半径Distance_AB_max，即：
Figure BDA0003679181350000065
其中，Distance_AB_max为观测卫星A的最大观测半径，
Figure BDA0003679181350000066
为VA矢量分解后相对目标的径向速度，
Figure BDA0003679181350000067
为VA矢量分解后相对目标的切向速度。
其它步骤及参数与具体实施方式一至四之一相同。
具体实施方式六：本实施方式与具体实施方式一至五之一不同的是，所述步骤5中安全距离约束：通常任务星与目标星的距离不能过于靠近，观测卫星需始终位于目标的安全距离以外。
具体过程为：
需保证观测时段内AB距离始终大于目标星B的安全距离，即简化模型中的DE始终位于以B为圆心，安全距离为半径的球体之外；
当DE与圆心为B，安全距离为半径的球体相切时，观测时段内AB最小距离刚好为目标星B的安全距离，设此时观测卫星A成像相机在开机点D的速度
Figure BDA0003679181350000068
与DB夹角为
Figure BDA0003679181350000069
则要求实际的开机点速度矢量
Figure BDA00036791813500000610
需满足：
Figure BDA00036791813500000611
其中，θ为观测卫星A成像相机在开机点D的速度
Figure BDA00036791813500000612
与DB夹角；
Figure BDA00036791813500000613
为观测卫星位于开机点处时两星相对位置矢量；
Figure BDA00036791813500000614
为开机点处两星相对距离；
Figure BDA00036791813500000615
为实际的开机点速度矢量，D为观测卫星A成像相机在开机点，E为观测卫星A成像相机在关机点。
其它步骤及参数与具体实施方式一至五之一相同。
具体实施方式七：本实施方式与具体实施方式一至六之一不同的是，所述步骤6中选用优化变量，优化指标(优化指标为变量，目的是让优化指标最小)，将步骤1的成像部位角度约束，步骤2的太阳光约束，步骤3的姿态角速度约束，步骤4的观测距离约束，步骤5的安全距离约束作为该优化过程中的非线性约束，通过SQP算法求解该优化问题，得到优化指标，即速度增量取最小值时对应的各个优化变量的具体取值；具体过程为：
选用角度变量α、β、距离变量R为优化变量，观测卫星从停泊点开始机动的速度增量为优化指标(优化指标为变量，目的是让优化指标最小)，将步骤1的成像部位角度约束，步骤2的太阳光约束，步骤3的姿态角速度约束，步骤4的观测距离约束，步骤5的安全距离约束作为该优化过程中的非线性约束，通过SQP算法求解该优化问题，得到优化指标取，即速度增量最小值时对应的各个优化变量的具体取值；
前5个步骤已通过模型简化的方式将基本约束处理完成，均作为该优化过程中的非线性约束。
其它步骤及参数与具体实施方式一至六之一相同。
采用以下实施例验证本发明的有益效果：
实施例一：
A星于任务初始时刻从停泊点出发，对位于GEO轨道上的B星的特定部位进行成像观测任务，要求A星在规定时刻机动至目标附近完成指定时长的观测任务，观测时段需满足各基本约束。
两星初始轨道根数如下：
B星(目标卫星) A星(掠飞观测卫星)
半长轴 42166km 42166km
偏心率 0 0
轨道倾角 0 0
升交点赤经 90deg 90deg
近地点角矩 15deg 15deg
真近点角 220.24deg 220.1deg
任务要求及基本约束指标见下表：
Figure BDA0003679181350000081
将该掠飞观测任务转化为一个优化问题，通过本发明提出的模型简化方法处理约束的设计方案进行优化求解，求得优化解如下：
角度变量α 角度变量β 初始观测距离R
25.714° 127.233° 19.320km
观测时段内各曲线如下：
由图5、6、7、8可知，通过本发明的设计方案进行求解，五种基本约束均能良好满足，任务星速度增量大小Δv＝3.162m/s。
本发明还可有其它多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，本领域技术人员当可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。

Claims (7)

1.一种航天器掠飞观测的在轨优化方法，其特征在于：所述方法具体过程为：
步骤1：成像部位角度约束；
步骤2：太阳光约束；
步骤3：姿态角速度约束；
步骤4：观测距离约束；
步骤5：安全距离约束；
步骤6：选用优化变量，优化指标，将步骤1的成像部位角度约束，步骤2的太阳光约束，步骤3的姿态角速度约束，步骤4的观测距离约束，步骤5的安全距离约束作为该优化过程中的非线性约束，通过SQP算法求解该优化问题，得到优化指标，即速度增量取最小值时对应的各个优化变量的具体取值。
2.根据权利要求1所述一种航天器掠飞观测的在轨优化方法，其特征在于：所述步骤1中成像部位角度约束；具体过程为：
定义目标星成像坐标系如下：原点位于目标星B的质心处，z轴指向任务要求成像部位方向，y轴指向目标星B轨道运行方向，x轴与y轴、z轴构成右手系；
引入角度变量α、β；
β为相机开机时刻两星相对位置矢量与目标星成像坐标系xy平面的夹角，α为两星相对位置矢量在目标星成像坐标系xy平面的投影与目标星成像坐标系x轴的夹角，则任一空间点表示为：
Figure FDA0003679181340000011
所述两星为观测卫星和目标星；R为观测卫星对目标星的初始观测距离；
定义空间锥1、2如下：
空间锥1表示为满足对目标特定部位成像的任务需求，需使观测卫星的相对轨迹始终位于锥1内，锥1空间范围通过设定半锥角确定；
空间锥2表示为具有对目标成像的功能，即满足规定的成像光照角，需使观测卫星的相对轨迹始终位于锥2内，锥2空间范围通过设定最大成像光照角确定；
则观测卫星相机开机点具有角度变量约束：
0＜α＜π
π/2-Image_parts_angel_max＜β＜π/2+Image_parts_angel_max
其中Image_parts_angel_max为保证观测卫星相机开机点具有对目标特定部位成像能力的最大角度，即空间锥1的半锥角；
为对目标的特定部位进行观测成像，需满足观测卫星A在观测过程中始终位于空间锥1内：
Figure FDA0003679181340000021
其中，Image_parts_angel为观测过程中两星相对位置矢量与成像部位轴线方向的夹角；Image_parts_angel_max为保证观测卫星相机具有对目标特定部位成像能力的最大角度，即空间锥1的半锥角；
Figure FDA0003679181340000022
为两星相对位置矢量，
Figure FDA0003679181340000023
为任一位于成像部位轴线方向的向量，
Figure FDA0003679181340000024
为两星相对距离，
Figure FDA0003679181340000025
为成像部位轴线向量的模。
3.根据权利要求1或2所述一种航天器掠飞观测的在轨优化方法，其特征在于：所述步骤2中太阳光约束；
具体过程为：
任务要求tT时对目标进行观测，初始时刻目标星B运行于GEO轨道，观测卫星A从停泊点处开始机动，使观测卫星A于tT时通过Lambert变轨机动至步骤一中的开机点，观测卫星A与目标星B的初始观测距离为R；
设A′s为观测时段内具有对目标成像能力的最大光照角度的空间位置，则太阳光约束要求：
Figure FDA0003679181340000026
其中，Sun_angel为观测过程中两星相对位置矢量与太阳方向最大夹角，Sun_angel_max为保证观测卫星相机开机点具有对目标成像能力的最大光照角度，即空间锥2的半锥角；
Figure FDA0003679181340000027
为具有最大成像光照角时两星相对距离矢量，
Figure FDA0003679181340000028
为太阳相对目标星B的位置矢量，
Figure FDA0003679181340000029
为两星相对距离，
Figure FDA00036791813400000210
为太阳相对目标星B的距离。
4.根据权利要求3所述一种航天器掠飞观测的在轨优化方法，其特征在于：所述步骤3中姿态角速度约束；
具体过程为：
观测卫星A观测时段内需满足姿态角速度约束，要求：
Figure FDA0003679181340000031
其中，delta_t为观测卫星A实际掠飞观测窗口时长，delta_t＝tOFF-tON，tOFF为观测卫星A成像相机的关机时刻，tON为观测卫星A成像相机的开机时刻，
Figure FDA0003679181340000032
为开机时刻两星相对位置矢量，
Figure FDA0003679181340000033
为关机时刻两星相对位置矢量，
Figure FDA0003679181340000034
为开机时刻两星相对距离，
Figure FDA0003679181340000035
为关机时刻两星相对距离，∠B为
Figure FDA0003679181340000036
与
Figure FDA0003679181340000037
的夹角，Omega_A_max为观测卫星A最大姿态机动角速度。
5.根据权利要求4所述一种航天器掠飞观测的在轨优化方法，其特征在于：所述步骤4中观测距离约束：
具体过程为：
观测卫星A轨迹与观测卫星A成像相机在开机点D的速度为
Figure FDA0003679181340000038
将观测卫星A观测时段内的掠飞轨迹近似为直线，
Figure FDA0003679181340000039
正交分解为
Figure FDA00036791813400000310
与
Figure FDA00036791813400000311
需保证观测时段内AB最大距离始终小于观测卫星A的最大观测半径Distance_AB_max，即：
Figure FDA00036791813400000312
其中，Distance_AB_max为观测卫星A的最大观测半径，
Figure FDA00036791813400000313
为VA矢量分解后相对目标的径向速度，
Figure FDA00036791813400000314
为VA矢量分解后相对目标的切向速度。
6.根据权利要求5所述一种航天器掠飞观测的在轨优化方法，其特征在于：所述步骤5中安全距离约束；具体过程为：
需保证观测时段内AB距离始终大于目标星B的安全距离，即DE始终位于以B为圆心，安全距离为半径的球体之外；
当DE与圆心为B，安全距离为半径的球体相切时，观测时段内AB最小距离刚好为目标星B的安全距离，设此时观测卫星A成像相机在开机点D的速度
Figure FDA00036791813400000315
与DB夹角为
Figure FDA00036791813400000316
则要求实际的开机点速度矢量
Figure FDA00036791813400000317
需满足：
Figure FDA00036791813400000318
其中，θ为观测卫星A成像相机在开机点D的速度
Figure FDA0003679181340000041
与DB夹角；
Figure FDA0003679181340000042
为观测卫星位于开机点处时两星相对位置矢量；
Figure FDA0003679181340000043
为开机点处两星相对距离；
Figure FDA0003679181340000044
为实际的开机点速度矢量，D为观测卫星A成像相机在开机点，E为观测卫星A成像相机在关机点。
7.根据权利要求6所述一种航天器掠飞观测的在轨优化方法，其特征在于：所述步骤6中选用优化变量，优化指标，将步骤1的成像部位角度约束，步骤2的太阳光约束，步骤3的姿态角速度约束，步骤4的观测距离约束，步骤5的安全距离约束作为该优化过程中的非线性约束，通过SQP算法求解该优化问题，得到优化指标，即速度增量取最小值时对应的各个优化变量的具体取值；具体过程为：
选用角度变量α、β、距离变量R为优化变量，观测卫星从停泊点开始机动的速度增量为优化指标，将步骤1的成像部位角度约束，步骤2的太阳光约束，步骤3的姿态角速度约束，步骤4的观测距离约束，步骤5的安全距离约束作为该优化过程中的非线性约束，通过SQP算法求解该优化问题，得到优化指标，即速度增量取最小值时对应的各个优化变量的具体取值。
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