CN116086253A - 一种多星防碰撞分离方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种多星防碰撞分离方法，在卫星分离后，根据卫星分离的方向，采用最速离散跟踪微分器生成调整的过渡姿态角指令，将火箭末级姿态往卫星分离的相反方向进行调整，火箭末级保持当前调姿角度经过安全时间Δt 3后，再将火箭末级姿态调整至下一个卫星的分离姿态角，重复上述步骤继续分离后续卫星。通过末级与卫星分离方向反向调姿并保持调姿后的角度一定的安全时间，避免分离后的卫星与末级发生碰撞，通过最速离散跟踪微分器生成调姿过程中的姿态角指令，确保防碰撞调姿过程中末级姿态角的快速、平滑的过渡，保证调姿过程中末级绕质心运动的平稳，避免对后续卫星分离造成影响。

Description

一种多星防碰撞分离方法
技术领域
本发明涉及运载火箭姿态控制技术领域，具体涉及一种多星防碰撞分离方法。
背景技术
随着商业航天产业的兴起，小型卫星发射服务市场需求扩大，运载火箭通常需要以一箭多星的方式通过一次发射将两颗及以上卫星送入预定轨道，多颗卫星通过卫星支撑盒进行安装，由于运载火箭整流罩空间结构的限制，卫星支撑盒安装于箭体轴线，多颗卫星通常侧挂安装于卫星支撑盒两侧或四周。
火箭末级飞行进入星箭分离段时，由于各卫星的分离时间不同，末级(火箭末级简称为末级)将按照预定的时序先后与各卫星进行分离。星箭分离时采用爆炸螺栓和预压弹簧的方式，分离时将会产生较大的冲击和干扰，使得分离后的卫星和末级产生不可预估的角速率，若不采取控制措施，则分离后的卫星与末级具有碰撞的风险，对末级及未分离的卫星造成破坏，对后续未卫星的分离造成影响。位于卫星支撑盒一侧的卫星分离完后，另一侧的卫星安装在卫星支撑盒上，末级在该状态下质量分布不均，质心位置偏离于末级轴线，箭体y向、z向质心位置有较大分量，更易加剧分离冲击对末级姿态运动带来的不可预计的干扰和影响。因此，在星箭分离时需要采取调整措施，以消除星箭分离时的碰撞风险。
发明内容
本发明旨在提供一种多星防碰撞分离方法，用于降低或消除一箭多星发射情况下卫星分离后与末级可能发生碰撞的风险。即根据卫星分离的方向，在分离后对末级姿态进行调整，并且为了保证末级姿态调整过程的快速、平缓过渡，采用最速离散跟踪微分器生成调姿过程中的过渡姿态角指令。
为实现上述目的，本发明的具体技术方案为：一种多星防碰撞分离方法，在卫星分离后，根据卫星分离的方向，采用最速离散跟踪微分器生成调整的过渡姿态角指令，将火箭末级姿态往卫星分离的相反方向进行调整，火箭末级保持当前调姿角度经过安全时间Δt3后，再将火箭末级姿态调整至下一个卫星的分离姿态角，重复上述步骤继续分离后续卫星。
所述安全时间Δt3是弹道设计时根据轨道参数提前计算得到，确保分离后的卫星与末级有足够的安全距离。
进一步地，上述分离方法具体包括下述步骤：
S1：设第一卫星分离时刻为t1，分离时俯仰角为
Figure BDA0003991724180000021
偏航角为φ1、滚转角为γ1，
在第一卫星分离后Δt1时间内，火箭末级姿态保持
Figure BDA0003991724180000022
φ1,γ1不变，从t1+Δt1时刻开始，火箭末级开始第一次调姿，向第一卫星分离方向相反方向调整姿态角Δθ，调整后的姿态角为
Figure BDA0003991724180000023
φ2,γ2，调姿所用时间为Δt2；其间，利用最速离散跟踪微分器生成从姿态角
Figure BDA0003991724180000024
φ1,γ1调整至
Figure BDA0003991724180000025
φ2,γ2的过渡姿态角指令；
S2：火箭末级姿态调姿至
Figure BDA0003991724180000026
φ2,γ2后，保持该姿态角Δt3时间；随后开始第二次调姿，设第二卫星分离姿态角为
Figure BDA0003991724180000027
φ3,γ3，利用最速离散跟踪微分器生成过渡姿态角，使得火箭末级姿态调整至第二卫星分离姿态角
Figure BDA0003991724180000028
φ3,γ3，飞行至第二卫星分离时间后，开始分离第二卫星；
重复以上步骤S1-S2，在每颗卫星分离后的Δt1时间开始进行调姿，然后将姿态调整至下个卫星的分离姿态角，直至所有卫星全部分离，完成末级飞行。
进一步地，所述利用最速离散跟踪微分器生成从姿态角
Figure BDA0003991724180000029
φ1,γ1调整至
Figure BDA00039917241800000210
φ2,γ2的过渡姿态角指令，过渡姿态角指令生成的最速离散跟踪微分器具体公式如下：
Figure BDA00039917241800000211
上式中，h为计算步长，r为调姿参数，通过调整参数r调整调姿过程所需要的时间Δt2，θcx为需要调整的目标姿态角指令，θ(k)为当前拍计算得到的过渡姿态角指令，θ(k+1)为递推计算得到的下一拍过渡姿态角指令，
Figure BDA00039917241800000212
为当前拍过渡姿态角指令变化率，
Figure BDA0003991724180000031
为递推计算得到的下一拍姿态角指令变化率。
进一步地，
函数fhan(x1,x2,r,h)表示为如下：
Figure BDA0003991724180000032
x1＝θ(k)-θcx,，
Figure BDA0003991724180000033
其中，fsg(x,d)＝(sign(x+d)-sign(x-d))/2中的x为未知数，和前述的x1、x2无关；
进一步地，所述Δt1为0.2-1s。
进一步地，所述步长h为计算机计算步长，通常为0.01，所述调姿参数r通常取2-5。
相比于现有技术，本发明具有如下有益效果：
本发明提供的一种多星防碰撞分离方法能够完成一箭多星发射时所有卫星分离过程中的防碰撞分离，通过末级与卫星分离方向反向调姿并保持调姿后的角度一定的安全时间，避免分离后的卫星与末级发生碰撞，通过最速离散跟踪微分器生成调姿过程中的姿态角指令，确保防碰撞调姿过程中末级姿态角的快速、平滑的过渡，保证调姿过程中末级绕质心运动的平稳，避免对后续卫星分离造成影响。
附图说明
图1是本发明实施例提供的一箭双星防碰撞分离过程示意图；
图2是本发明实施例提供的一箭双星防碰撞分离方法流程图；
图3是本发明实施例第一卫星防碰撞分离的俯仰角调姿曲线图；
图4是本发明实施例第一卫星、第二卫星分离防碰撞俯仰角调姿曲线。
符号说明：1-火箭末级，2-第一卫星，3-第二卫星，4-卫星分离方向，5-调姿方向，
具体实施方式
为了更加清楚明白的阐述本发明的目的、技术方案及优点，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
本发明的一种多星防碰撞分离方法，以一箭双星运载火箭末级星箭防碰撞分离过程为例对本发明方法进行说明，图1为一箭双星防碰撞分离过程示意图，图2为一箭双星防碰撞分离方法流程图。
一种多星防碰撞分离方法具体如下：
S1：设第一卫星分离时刻为t1，分离时末级姿态俯仰角
Figure BDA0003991724180000041
为-45°、偏航角φ1为0°、滚转角γ1为0°，在卫星分离后Δt1时间内，末级姿态保持俯仰角-45°、偏航角0°、滚转角0°不变，本实施例Δt1为0.5s，从分离后0.5s开始，末级开始调姿，第一卫星分离方向为俯仰通道负方向，则末级往卫星分离方向相反方向调整姿态角5°，调整后的姿态角为俯仰角-40°、偏航角0°、滚转角0°，即末级在时间3.1s内(此时间是人为设置参数r后仿真得出)将姿态从俯仰角-45°调整至俯仰角-40°，偏航角和滚转角保持不变；
为保证调姿过程快速、平缓，上述调资是利用最速离散跟踪微分器生成从俯仰角-45°调整至-40°的过渡俯仰角指令，过渡俯仰角指令生成的最速离散跟踪微分器具体公式如下：
Figure BDA0003991724180000051
上式中，h为计算步长，具体取0.01(秒)，r为调姿参数，具体取为2，调姿过程所需要的时间可由参数r进行调节，
Figure BDA0003991724180000052
为当前拍计算得到的过渡姿态角指令，
Figure BDA0003991724180000053
为递推计算得到的下一拍过渡姿态角指令，
Figure BDA0003991724180000054
为调姿初始俯仰角，
Figure BDA0003991724180000055
为当前拍过渡姿态角指令变化率，
Figure BDA0003991724180000056
为递推计算得到的下一拍姿态角指令变化率。第一卫星分离时末级调姿过程如图3所示。
函数fhan(x1,x2,r,h)表示为如下：
Figure BDA0003991724180000057
x1＝θ(k)-θcx，
Figure BDA0003991724180000058
其中，fsg(x,d)＝(sign(x+d)-sign(x-d))/2中的x为未知数，和前述的x1、x2无关；
S2：末级姿态调姿至俯仰角为-40°、偏航角0°、滚转角0°后，为确保星箭分离后第一卫星和末级的无碰撞安全飞行，保持该姿态角236.5s(此时间是根据轨道参数提前计算得到)。随后调整末级姿态回到俯仰角-40°、偏航角0°、滚转角0°，为第二卫星分离作准备，其间，利用上述最速离散跟踪微分器生成俯仰角-45°调整至-40°的过渡俯仰角指令，飞行至第二卫星分离时间后，开始分离第二卫星；
在第二卫星分离后Δt1时间内，即0.5s内，末级姿态保持俯仰角-45°、偏航角0°、滚转角0°不变，从分离后0.5s开始，末级开始调姿，第二卫星分离方向为俯仰通道正方向，则末级往第二卫星分离方向相反方向调整姿态角5°，调整后的姿态角为俯仰角-50°、偏航角0°、滚转角0°，则末级在时间3.1s内将姿态从俯仰角-45°调整至俯仰角-50°，偏航角和滚转角保持不变，为保证调姿过程快速、平缓，利用上述的最速离散跟踪微分器生成从俯仰角-45°调整至-50°的过渡俯仰角指令。第一卫星、第二卫星分离过程中俯仰姿态角防碰撞调姿过程如图4所示。

Claims (6)

1.一种多星防碰撞分离方法，其特征在于，在卫星分离后，根据卫星分离的方向，采用最速离散跟踪微分器生成调整的过渡姿态角指令，将火箭末级姿态往卫星分离的相反方向进行调整，火箭末级保持当前调姿角度经过安全时间Δt3后，再将火箭末级姿态调整至下一个卫星的分离姿态角，重复上述步骤继续分离后续卫星。
2.根据权利要求1所述的一种多星防碰撞分离方法，其特征在于，具体包括下述步骤：
S1：设第一卫星分离时刻为t1，分离时俯仰角为
Figure FDA0003991724170000011
偏航角为φ1、滚转角为γ1；在卫星分离后Δt1时间内，火箭末级姿态保持
Figure FDA0003991724170000012
φ1,γ1不变，从t1+Δt1时刻开始，火箭末级开始第一次调姿，向卫星分离方向相反方向调整姿态角Δθ，调整后的姿态角为
Figure FDA0003991724170000014
φ2,γ2，调姿所用时间为Δt2；其间，利用最速离散跟踪微分器生成从姿态角
Figure FDA0003991724170000015
φ1,γ1调整至
Figure FDA0003991724170000013
φ2,γ2的过渡姿态角指令；
S2：火箭末级姿态调姿至
Figure FDA0003991724170000016
φ2,γ2后，保持该姿态角Δt3时间；随后开始第二次调姿，设第二卫星分离姿态角为
Figure FDA0003991724170000017
φ3,γ3，利用最速离散跟踪微分器生成过渡姿态角，使得火箭末级姿态调整至第二卫星分离姿态角
Figure FDA0003991724170000018
φ3,γ3，飞行至第二卫星分离时间后，开始分离第二卫星；
重复以上步骤S1-S2，在每颗卫星分离后的Δt1时间后开始进行调姿，然后将姿态调整至下个卫星的分离姿态角，直至所有卫星全部分离，完成末级飞行。
3.根据权利要求2所述的一种多星防碰撞分离方法，其特征在于，所述利用最速离散跟踪微分器生成从姿态角
Figure FDA0003991724170000019
φ1,γ1调整至
Figure FDA00039917241700000110
φ2,γ2的过渡姿态角指令，所述最速离散跟踪微分器具体公式如下：
Figure FDA0003991724170000021
上式中，h为计算步长，r为调姿参数，通过调整参数r调整调姿过程所需要的时间Δt2，θcx为需要调整的目标姿态角指令，θ(k)为当前拍计算得到的过渡姿态角指令，θ(k+1)为递推计算得到的下一拍过渡姿态角指令，
Figure FDA0003991724170000022
为当前拍过渡姿态角指令变化率，
Figure FDA0003991724170000023
为递推计算得到的下一拍姿态角指令变化率。
4.根据权利要求3所述的一种多星防碰撞分离方法，其特征在于，
函数fhan(x1,x2,r,h)表示为如下：
Figure FDA0003991724170000024
其中，x1＝θ(k)-θcx，
Figure FDA0003991724170000025
5.根据权利要求2所述的一种多星防碰撞分离方法，其特征在于，所述Δt1为0.2-1s。
6.根据权利要求3所述的一种多星防碰撞分离方法，其特征在于，所述步长h为0.01，所述调姿参数r为2-5。
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