CN117193380B - 基于中间停泊点的非合作类接近控制方法及装置 - Google Patents
基于中间停泊点的非合作类接近控制方法及装置 Download PDFInfo
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Abstract
本发明提供了一种基于中间停泊点的非合作类接近控制方法及装置，涉及航天器控制技术领域，方法包括：针对非合作类接近任务中相对测量敏感器难以保证连续稳定有效测量的情况下，通过确定仅仅以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系，以在初始点至目标终点的转移过程中设计中间停泊点，使得中间停泊点能够保证两个航天器的安全性，同时又能够保证相对测量敏感器的视场可见性，进一步控制追踪航天器在中间停泊点等待相对测量敏感器有效且相对导航重新收敛，以进行后续追踪。可见，本方案，能够在相对测量敏感器无法稳定有效测量的情况下，保证非合作类接近任务的安全可靠。
Description
技术领域
本发明实施例涉及航天器控制技术领域，特别涉及一种基于中间停泊点的非合作类接近控制方法及装置。
背景技术
航天器近距离平移靠拢段的接近任务，一般是指追踪航天器从相对距离几百米开始通过直线逼近的方式平移靠拢至具备对接或抓捕条件的距离。为保证平移靠拢段任务的成功执行，需要相对测量敏感器具有相对稳定的测量数据。
对于合作类接近任务，两个航天器之间的配合可以使得相对测量敏感器获得相对稳定的测量，平移靠拢段可以一步直线转移完成。然而对于非合作类接近任务，由于目标航天器无配合义务，追踪航天器在出现相对测量敏感器的数据质量不稳定，甚至出现长时间中断的状态时，无法保证非合作类接近任务的安全可靠。
发明内容
本发明实施例提供了一种基于中间停泊点的非合作类接近控制方法及装置，能够保证非合作类接近任务的安全可靠。
第一方面，本发明实施例提供了一种基于中间停泊点的非合作类接近控制方法，包括：
在确定追踪航天器相对运动至满足初始状态的平移靠拢段时，确定后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系；所述初始状态包括：相对测量敏感器有效且相对导航收敛；
确定从初始点转移至目标终点的最快转移时长，并根据所述最快转移时长和所述关系，确定是否需要在该初始点至所述目标终点转移过程中设计中间停泊点；若需要，则根据约束条件确定从该初始点向所述目标终点转移过程中的中间停泊点，所述中间停泊点将转移过程划分成至少两个转移段，并确定每一个转移段的规划运动轨迹；所述约束条件包括：两个航天器在中间停泊点处于绝对安全距离，且，中间停泊点的横向误差满足在所述相对测量敏感器的视场范围内对目标航天器可见；
控制追踪航天器按照当前转移段的规划运动轨迹运动至中间停泊点并在该中间停泊点保持相对距离，以等待相对测量敏感器有效且相对导航重新收敛，并在相对导航重新收敛后按照下一个转移段的规划运动轨迹向下一个停泊点转移。
第二方面，本发明实施例还提供了一种基于中间停泊点的非合作类接近控制装置，包括：
关系确定单元，用于在确定追踪航天器相对运动至满足初始状态的平移靠拢段时，确定后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系；所述初始状态包括：相对测量敏感器有效且相对导航收敛；
中间停泊点设计单元，用于确定从初始点转移至目标终点的最快转移时长，并根据所述最快转移时长和所述关系，确定是否需要在该初始点至所述目标终点转移过程中设计中间停泊点；若需要，则根据约束条件确定从该初始点向所述目标终点转移过程中的中间停泊点，所述中间停泊点将转移过程划分成至少两个转移段，并确定每一个转移段的规划运动轨迹；所述约束条件包括：两个航天器在中间停泊点处于绝对安全距离，且，中间停泊点的横向误差满足在所述相对测量敏感器的视场范围内对目标航天器可见；
控制单元，用于控制追踪航天器按照当前转移段的规划运动轨迹运动至中间停泊点并在该中间停泊点保持相对距离，以等待相对测量敏感器有效且相对导航重新收敛，并在相对导航重新收敛后按照下一个转移段的规划运动轨迹向下一个停泊点转移。
第三方面，本发明实施例还提供了一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现本说明书任一实施例所述的方法。
第四方面，本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，当所述计算机程序在计算机中执行时，令计算机执行本说明书任一实施例所述的方法。
本发明实施例提供了一种基于中间停泊点的非合作类接近控制方法及装置，针对非合作类接近任务中相对测量敏感器难以保证连续稳定有效测量的情况下，通过确定仅仅以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系，以在初始点至目标终点的转移过程中设计中间停泊点，使得中间停泊点能够保证两个航天器的安全性，同时又能够保证相对测量敏感器的视场可见性，进一步控制追踪航天器在中间停泊点等待相对测量敏感器有效且相对导航重新收敛，以进行后续追踪。可见，本方案，能够在相对测量敏感器无法稳定有效测量的情况下，保证非合作类接近任务的安全可靠。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，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的附图。
图1是本发明一实施例提供的一种基于中间停泊点的非合作类接近控制方法流程图；
图2~4是本发明一实施例提供的三轴方向误差的关系曲线；
图5是本发明一实施例提供的转移过程航天器的相对距离变化曲线；
图6是本发明一实施例提供的转移过程航天器的相对速度变化曲线；
图7~9是本发明一实施例提供的采用两步转移方法遍历仿真的相对位置惯性导航递推误差的变化曲线；
图10是本发明一实施例提供的一种电子设备的硬件架构图；
图11是本发明一实施例提供的一种基于中间停泊点的非合作类接近控制装置结构图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参考图1，本发明实施例提供了一种基于中间停泊点的非合作类接近控制方法，该方法包括：
步骤100，在确定追踪航天器相对运动至满足初始状态的平移靠拢段时，确定后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系；所述初始状态包括：相对测量敏感器有效且相对导航收敛；
步骤102，确定从初始点转移至目标终点的最快转移时长，并根据所述最快转移时长和所述关系，确定是否需要在该初始点至所述目标终点转移过程中设计中间停泊点；若需要，则根据约束条件确定从该初始点向所述目标终点转移过程中的中间停泊点，所述中间停泊点将转移过程划分成至少两个转移段，并确定每一个转移段的规划运动轨迹；所述约束条件包括：两个航天器在中间停泊点处于绝对安全距离，且，中间停泊点的横向误差满足在所述相对测量敏感器的视场范围内对目标航天器可见；
步骤104，控制追踪航天器按照当前转移段的规划运动轨迹运动至中间停泊点并在该中间停泊点保持相对距离，以等待相对测量敏感器有效且相对导航重新收敛，并在相对导航重新收敛后按照下一个转移段的规划运动轨迹向下一个停泊点转移。
本发明实施例中，针对非合作类接近任务中相对测量敏感器难以保证连续稳定有效测量的情况下，通过确定仅仅以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系，以在初始点至目标终点的转移过程中设计中间停泊点，使得中间停泊点能够保证两个航天器的安全性，同时又能够保证相对测量敏感器的视场可见性，进一步控制追踪航天器在中间停泊点等待相对测量敏感器有效且相对导航重新收敛，以进行后续追踪。可见，本方案，能够在相对测量敏感器无法稳定有效测量的情况下，保证非合作类接近任务的安全可靠。
下面描述图1所示的各个步骤的执行方式。
首先，针对步骤100，在确定追踪航天器相对运动至满足初始状态的平移靠拢段时，确定后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系。
平移靠拢段的相对距离可以预先设定，比如，该平移靠拢段的相对距离为300m，那么，当追踪航天器和目标航天器的相对距离缩小至300m时，则确定追踪航天器相对运动至平移靠拢段。
为了保证后续仅仅以惯性测量敏感器进行惯性递推以获取导航结果时两个航天器之间的安全，需要平移靠拢段满足初始状态时，才进行惯性递推。
本发明实施例中，该初始状态包括：相对测量敏感器有效且相对导航收敛。即，追踪航天器在相对运动至平移靠拢段内且此时相对测量敏感器有效以及相对导航收敛，则确定追踪航天器相对运动至满足初始状态的平移靠拢段。
本发明实施例中，相对测量敏感器可以测量两个航天器之间的相对位置，以此为前提，将如下第一公式和第二公式作为建立的相对导航：
第一公式：
；
第二公式：
；
其中，，/>，/>，/>，/>，/>分别为t时刻追踪航天器相对目标航天器的三轴相对位置、三轴相对速度；/>，/>，/>为追踪航天器相对导航系下t时刻的加速度 测量值，该数值由追踪航天器的加速度计测量得到；/>为导航计算周期；/>为目标航天器的轨道角速率；/>，/>，/>，/>，/>，分别为对/>时刻追踪航天器相对目标航天器的三轴相对位置、三轴相对速度的一步递推结果。
在初始点保持并获得相对测量敏感器的测量结果后，根据测量结果，按以下公式对相对导航结果进行修正：
；
其中，为/>时刻相对测量敏感器的测量值矢量，分量则根据相对测量敏感器的测量形式而定；/>为敏感器观测方程，由相对测量敏感器的测量形式而定；
为一步递推结果，/>为滤波修正后的相对导航结果；/>为卡尔曼滤波矩阵，其计算方法为通用方法，本发明实施例不在赘述。
本发明实施例中，在相对测量敏感器具有有效的测量值时，可以使得相对导航（第一公式和第二公式）收敛，此时追踪航天器相对运动至满足初始状态的平移靠拢段，将该满足初始状态的点作为非合作类接近任务的初始点。
本发明实施例中，需要考虑若长时间无相对测量敏感器的情况下，导航误差的传递特性。在相对测量敏感器无效期间，相对导航结果由上述第一公式和第二公式得到，公式中的测量值为航天器的加速度，加速度测量值通过如下第三公式表示：
；
其中，，/>，/>为追踪航天器在t时刻的加速度在加速度计三个测量轴的投影；/>，/>，/>为加速度计的三轴刻度误差；/>，/>，/>为三轴加速度计的零偏；， />，/>为加速度计的三轴测量随机噪声；/>，/>，/>，/>，/>，/>为加速度计三轴的安装偏差；/>为加速度计相对于导航坐标系的转换矩阵。
根据上述第三公式可以看出，仅以惯性测量敏感器进行导航时，惯性导航误差来源于惯性测量敏感器的器件误差，且随着时间而发散。将追踪航天器仅以惯性测量敏感器进行导航期间，位置导航误差为随着时间变化的函数，该函数为：；其中，/>，/>，分别为导航坐标系下x,y,z轴方向误差随时间变化的函数。
本发明实施例中，可以通过解析的方式获得后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系，但是该解析过程较为复杂。
基于此，本发明一个优选实施例中，可以采用极偏打靶方式确定后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系，具体包括如下步骤A1-A3：
A1：确定惯性测量敏感器多个项目的加速度计误差；每一个项目对应有其最大误差值，且每一个项目包括至少一个参数；
A2：利用极偏打靶方式遍历所述加速度计误差，以利用每一个遍历结果确定后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系；所述极偏打靶方式为：在每一个项目中随机选择一个参数，并将每一个项目所对应的最大误差值作为针对相应项目随机选择的参数的误差添加值；
A3：根据每一个遍历结果得到的所述关系，确定惯性导航递推误差的最大包络，将最大包络对应的惯性导航递推误差与递推时间的关系，确定为后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系。
下面以一个算例对本发明实施例的极偏打靶方式进行说明。
假设追踪航天器位于与目标航天器相对距离为300m（RVD坐标系下[300，0，0]）时，相对测量敏感器有效且相对导航收敛，此时确定追踪航天器相对运动至满足初始状态的平移靠拢段，将该相对距离为300m的保持点作为非合作类接近任务的初始点。后续导航仅以惯性测量敏感器外推确定导航结果，并以极偏打靶方式确定导航递推误差的传递特性。
飞行模式设置相对距离为300m为初始点，相对距离10m为非合作超近场测量敏感器的有效距离。因此，接近任务的段目标终点设置为相对距离10m处，以超近场测量敏感器捕获为最终条件。假定追踪航天器配置有间歇有效的相对测量敏感器（相对测量敏感器考虑一定通用性，本实施例不严格限制其精度和测量形式，只需具备对相对位置的测量能力即可）和惯性测量敏感器。其中，惯性测量敏感器的加速度计误差如表1所示。
表1：加速度计误差
假定从初始点开始转移时相对测量敏感器中断测量，转移全程仅基于惯性测量敏感器的导航结果从300米初始点开始向目标航天器近距离靠拢，针对每一个遍历结果，按照上述第一公式、第二公式和第三公式进行惯性导航递推，均可以得到惯性导航递推误差与递推时间的关系，其中，惯性导航递推误差包括相对导航坐标系下X轴向误差、Y轴向误差和Z轴向误差，该三轴方向误差的关系曲线请参考图2-4。
本发明实施例中，将X轴向误差的最大包络对应的X轴向误差与递推时间的关系、Y轴向误差的最大包络对应的Y轴向误差与递推时间的关系、Z轴向误差的最大包络对应的Z轴向误差与递推时间的关系，确定为后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系。也就是说，利用确定的惯性导航的最大递推误差如果能够使得后续满足安全距离，那么后续则一定会满足安全距离。
请参考表2，为部分典型时间对应的惯性导航递推误差的关系。
表2：递推时间与惯性导航递推误差的关系
以上得到了后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系。
接下来针对步骤102，确定从初始点转移至目标终点的最快转移时长，并根据所述最快转移时长和所述关系，确定是否需要在该初始点至所述目标终点转移过程中设计中间停泊点；若需要，则根据约束条件确定从该初始点向所述目标终点转移过程中的中间停泊点，所述中间停泊点将转移过程划分成至少两个转移段，并确定每一个转移段的规划运动轨迹。
本发明实施例中，按照如下方式确定初始点转移至目标终点的最快转移时长，且可以确定出初始点转移至目标终点的规划运动轨迹：
B1：将初始点至目标终点作为一个转移段，确定该转移段的直线距离；
B2：根据加速过程最大加速度、减速过程最大加速度/>和转移允许的最大相对速度/>，计算最大加速距离和最大减速距离，并计算所述最大加速距离和所述最大减速距离的和；
具体地，按照如下公式计算最长加速时间和最长减速时间/>：
；
；
其中，k1为倍数参数，根据加速过程最大加速度和减速过程最大加速度确定。
那么最大加速距离为，以及最大减速距离为/>。
B3：比较所述直线转移距离与所述和的差值与0的关系，若该差值小于等于0，则该转移段的规划运动轨迹为加速-减速，并计算最快转移时长；若该差值大于0，则该转移段的规划运动轨迹为加速-匀速-减速，并计算最快转移时长。
也就是说，若，其中，/>为该转移段的直线转移距离，则该转移段的规划运动轨迹为加速-减速；最快转移时长/>为：
；
若，该转移段的规划运动轨迹为加速-匀速-减速；最快转移时长/>为：
。
以上计算得到了从初始点转移至目标终点的最快转移时长。
继续以上述算例为例，假设，，/>，减速过程最大加速度为0.002m/s2，/>，那么可以计算出从相对距离300m转移至10m的最快转移时长为875s，转移过程航天器的相对距离和相对速度变化曲线如图5和图6所示。
本发明实施例中，在确定是否需要在该初始点至所述目标终点转移过程中设计中间停泊点时，具体可以包括：确定从该初始点转移至所述目标终点时惯性导航的目标误差；确定所述目标误差是否满足两个航天器的绝对安全距离，若满足，则不需要设计中间停泊点；若不满足，则需要设计中间停泊点。
继续以上算例为例，根据最快转移时长875s（约900s）查表2，可以确定惯性导航递推误差最大为17.1m，而目标终点为10m，假设要求安全距离为3m，那么，目标终点10m小于要求安全距离3m与惯性导航递推误差17.1m之和，因此，无法保证追踪航天器和目标航天器的轨迹安全。由此可以看出若从300m直接一步转移至10m，在非合作类相对测量敏感器不稳定的情况下，无法保证两个航天器的安全，因此需要设计中间停泊点。
本发明实施例中，可以通过如下方式确定是否需要在该初始点至所述目标终点转移过程中设计中间停泊点：
S1：按照预设距离间隔从所述目标终点向初始点方向逐个进行遍历；
S2：针对遍历到的预测停泊点，计算从该初始点转移至该预测停泊点时所需的最快预测转移时长，根据所述最快预测转移时长和所述关系，确定从所述初始点转移至该预测停泊点时惯性导航的预测目标误差；确定该预测目标误差是否满足约束条件，若满足，则结束遍历，并将该预测停泊点确定为中间停泊点，执行步骤S3；若不满足，则继续遍历下一个预测停泊点，并针对遍历到的下一个预测停泊点执行本步骤S2；
S3：将中间停泊点作为初始点，并确定是否需要在该初始点至所述目标终点转移过程中设计中间停泊点，若需要，则继续执行步骤S1，否则，结束。
本发明实施例中，预设距离间隔可以根据经验来设置，比如，该预设距离间隔为10m，那么从目标终点向初始点方向逐个进行遍历，则会依次遍历到20m、30m、40m……，将每次遍历到的距离定义为预测停泊点，需要对遍历到的预测停泊点进行确认是否可以设置为中间停泊点，确认条件则是约束条件，该约束条件需要包括以下两点约束：
约束1、两个航天器在中间停泊点处于绝对安全距离；
安全距离与接近任务和航天器外形尺寸相关，由于惯性导航递推误差的影响，绝对安全距离可以等于要求安全距离和惯性导航递推误差之和，中间停泊点与目标终点的距离需要大于该绝对安全距离。
约束2、中间停泊点的横向误差满足在所述相对测量敏感器的视场范围内对目标航天器可见。
非合作类的相对测量敏感器有视觉、激光、红外、雷达等各类测量机制的敏感器，均需要考虑敏感器的视场。假设相对测量敏感器视场范围为半锥角=30°，那么中间停泊点的横向误差（X轴向误差）需要不超过/>，如此才能保证在相对测量敏感器的视场范围内对目标航天器可见。其中，R为中间停泊点与目标终点之间的距离与惯性导航递推误差的差值。
假设遍历到预测停泊点50m处，则按照从初始点300m至预测停泊点50m处按照加速-匀速-减速的规划运动轨迹，可以计算出最快转移时长为775s，根据该最快转移时长查表2，递推时间800s时三轴惯性导航递推误差均小于14m，可见，预测停泊点50m是大于要求安全距离3m与惯性导航递推误差14之和的，满足约束1。预测停泊点50m与惯性导航递推误差14m的差值为36m，也就是说，真实的相对距离，横向误差在20m内即可满足30度的相对测量敏感器的视场范围，满足约束2。因此，将该预测停泊点50m确定为中间停泊点。
进一步地，当追踪航天器到达50m处，追踪航天器在该中间停泊点保持期间，等待时机通过相对测量敏感器重新建立高精度的导航，当相对测量敏感器有效且相对导航重新收敛后，继续向目标终点10m转移。同样的按照规划运动轨迹进行转移，最快转移时长约为245s，从表2中可以查到，若递推时间为300s，则三轴惯性导航递推误差均小于3.3m，在目标终点10m是大于要求安全距离3m和惯性导航递推误差3.3m之和的，因此可以保证两个航天器的安全，满足约束1；真实的相对距离，横向误差在3.75m内即可满足30度的相对测量敏感器的视场范围，满足约束2。
需要说明的是，在本步骤102中，若不需要在该初始点至目标终点转移过程中设计中间停泊点，则按照步骤B1-B3中确定的规划运动轨迹向目标终点直线转移。
最后针对步骤104，控制追踪航天器按照当前转移段的规划运动轨迹运动至中间停泊点并在该中间停泊点保持相对距离，以等待相对测量敏感器有效且相对导航重新收敛，并在相对导航重新收敛后按照下一个转移段的规划运动轨迹向下一个停泊点转移。
本发明实施例中，每一个转移段的规划运动轨迹按照上述步骤B1-B2来确定，此处不在赘述。
继续上述算例，从初始点300m至目标终点10m之间设置有中间停泊点50m，控制追踪航天器从初始点300m按照加速-匀速-减速的规划运动轨迹转移至中间停泊点50m处，假定等待100s后相对测量敏感器开始有效，继续在此中间停泊点保持500s后相对导航收敛以对位置进行纠偏后，转移至10m目标终点。在转移过程中若均无相对测量敏感器，可以仅仅采用惯性测量敏感器进行递推。请参考图7-9，为本实施例中采用两步转移方法遍历仿真的相对位置惯性导航递推误差的变化曲线。请参考表3，为两个转移段分别对应的惯性导航递推误差包络。
表3：
根据表3的误差值可以看出，中间停泊点设置在50m处，可以同时满足两个航天器的安全距离以及相对测量敏感器的视场要求，从50m至10m的转移同样可以满足两个航天器的安全距离以及相对测量敏感器的视场要求，因此该中间停泊点设计合理。
本发明实施例中，非合作类接近任务中，相对测量敏感器测量稳定性较差，通过在中间停泊点等待时机，待相对测量敏感器再次有效且相对导航重新收敛后，向下一个停泊点转移，该下一个停泊点可以是中间停泊点或目标终点，转移过程中无需相对测量敏感器连续有效，仅通过惯性测量敏感器即可确保相对导航的稳定连续。
然而，若追踪航天器在中间停泊点的等待时长使得惯性导航递推误差超出安全阈值时，则后撤至安全停泊点，以保证两个航天器的安全；其中，该安全阈值根据上述约束条件确定。
如图10、图11所示，本发明实施例提供了一种基于中间停泊点的非合作类接近控制装置。装置实施例可以通过软件实现，也可以通过硬件或者软硬件结合的方式实现。从硬件层面而言，如图10所示，为本发明实施例提供的一种基于中间停泊点的非合作类接近控制装置所在电子设备的一种硬件架构图，除了图10所示的处理器、内存、网络接口、以及非易失性存储器之外，实施例中装置所在的电子设备通常还可以包括其他硬件，如负责处理报文的转发芯片等等。以软件实现为例，如图11所示，作为一个逻辑意义上的装置，是通过其所在电子设备的CPU将非易失性存储器中对应的计算机程序读取到内存中运行形成的。本实施例提供的一种基于中间停泊点的非合作类接近控制装置，包括：
关系确定单元1101，用于在确定追踪航天器相对运动至满足初始状态的平移靠拢段时，确定后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系；所述初始状态包括：相对测量敏感器有效且相对导航收敛；
中间停泊点设计单元1102，用于确定从初始点转移至目标终点的最快转移时长，并根据所述最快转移时长和所述关系，确定是否需要在该初始点至所述目标终点转移过程中设计中间停泊点；若需要，则根据约束条件确定从该初始点向所述目标终点转移过程中的中间停泊点，所述中间停泊点将转移过程划分成至少两个转移段，并确定每一个转移段的规划运动轨迹；所述约束条件包括：两个航天器在中间停泊点处于绝对安全距离，且，中间停泊点的横向误差满足在所述相对测量敏感器的视场范围内对目标航天器可见；
控制单元1103，用于控制追踪航天器按照当前转移段的规划运动轨迹运动至中间停泊点并在该中间停泊点保持相对距离，以等待相对测量敏感器有效且相对导航重新收敛，并在相对导航重新收敛后按照下一个转移段的规划运动轨迹向下一个停泊点转移。
在本发明一个实施例中，所述关系确定单元，具体用于：确定惯性测量敏感器多个项目的加速度计误差；每一个项目对应有其最大误差值，且每一个项目包括至少一个参数；利用极偏打靶方式遍历所述加速度计误差，以利用每一个遍历结果确定后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系；所述极偏打靶方式为：在每一个项目中随机选择一个参数，并将每一个项目所对应的最大误差值作为针对相应项目随机选择的参数的误差添加值；根据每一个遍历结果得到的所述关系，确定惯性导航递推误差的最大包络，将最大包络对应的惯性导航递推误差与递推时间的关系，确定为后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系。
在本发明一个实施例中，所述惯性导航递推误差包括相对导航坐标系下X轴向误差、Y轴向误差和Z轴向误差；
将X轴向误差的最大包络对应的X轴向误差与递推时间的关系、Y轴向误差的最大包络对应的Y轴向误差与递推时间的关系、Z轴向误差的最大包络对应的Z轴向误差与递推时间的关系，确定为后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系。
在本发明一个实施例中，中间停泊点设计单元在执行所述根据约束条件确定从该初始点向所述目标终点转移过程中的中间停泊点时，具体执行如下步骤：
S1：按照预设距离间隔从所述目标终点向初始点方向逐个进行遍历；
S2：针对遍历到的预测停泊点，计算从该初始点转移至该预测停泊点的最快预测转移时长，根据所述最快预测转移时长和所述关系，确定从所述初始点转移至该预测停泊点时惯性导航的预测目标误差；确定该预测目标误差是否满足所述约束条件，若满足，则结束遍历，并将该预测停泊点确定为中间停泊点，执行步骤S3；若不满足，则继续遍历下一个预测停泊点，并针对遍历到的下一个预测停泊点执行本步骤S2；
S3：将中间停泊点作为初始点，并确定是否需要在该初始点至所述目标终点转移过程中设计中间停泊点，若需要，则继续执行步骤S1，否则，结束。
在本发明一个实施例中，中间停泊点设计单元在确定该预测目标误差是否满足所述约束条件时，具体包括：
确定该预测停泊点与所述目标终点之间的预测距离；若该预测距离大于绝对安全距离，且，该预测目标误差中的横向误差不超过，则确定该预测目标误差满足所述约束条件；所述绝对安全距离等于要求安全距离和所述预测目标误差之和；R为所述预测距离与所述预测目标误差的差值，/>为所述相对测量敏感器视场范围的半锥角；否则确定该预测目标误差不满足中间停泊点的约束条件。
在本发明一个实施例中，所述确定是否需要在该初始点至所述目标终点转移过程中设计中间停泊点，具体包括：确定从该初始点转移至所述目标终点时惯性导航的目标误差；确定所述目标误差是否满足两个航天器的绝对安全距离，若满足，则不需要设计中间停泊点；若不满足，则需要设计中间停泊点。
在本发明一个实施例中，所述控制单元还用于：若追踪航天器在中间停泊点的等待时长使得惯性导航递推误差超出安全阈值时，则后撤至安全停泊点；所述安全阈值根据所述约束条件确定。
可以理解的是，本发明实施例示意的结构并不构成对一种基于中间停泊点的非合作类接近控制装置的具体限定。在本发明的另一些实施例中，一种基于中间停泊点的非合作类接近控制装置可以包括比图示更多或者更少的部件，或者组合某些部件，或者拆分某些部件，或者不同的部件布置。图示的部件可以以硬件、软件或者软件和硬件的组合来实现。
上述装置内的各模块之间的信息交互、执行过程等内容，由于与本发明方法实施例基于同一构思，具体内容可参见本发明方法实施例中的叙述，此处不再赘述。
本发明实施例还提供了一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现本发明任一实施例中的一种基于中间停泊点的非合作类接近控制方法。
本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序在被处理器执行时，使所述处理器执行本发明任一实施例中的一种基于中间停泊点的非合作类接近控制方法。
具体地，可以提供配有存储介质的系统或者装置，在该存储介质上存储着实现上述实施例中任一实施例的功能的软件程序代码，且使该系统或者装置的计算机（或CPU或MPU）读出并执行存储在存储介质中的程序代码。
在这种情况下，从存储介质读取的程序代码本身可实现上述实施例中任何一项实施例的功能，因此程序代码和存储程序代码的存储介质构成了本发明的一部分。
用于提供程序代码的存储介质实施例包括软盘、硬盘、磁光盘、光盘（如CD-ROM、CD-R、CD-RW、DVD-ROM、DVD-RAM、DVD-RW、DVD+RW）、磁带、非易失性存储卡和ROM。可选择地，可以由通信网络从服务器计算机上下载程序代码。
此外，应该清楚的是，不仅可以通过执行计算机所读出的程序代码，而且可以通过基于程序代码的指令使计算机上操作的操作系统等来完成部分或者全部的实际操作，从而实现上述实施例中任意一项实施例的功能。
此外，可以理解的是，将由存储介质读出的程序代码写到插入计算机内的扩展板中所设置的存储器中或者写到与计算机相连接的扩展模块中设置的存储器中，随后基于程序代码的指令使安装在扩展板或者扩展模块上的CPU等来执行部分和全部实际操作，从而实现上述实施例中任一实施例的功能。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二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，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，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因素。
本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储在计算机可读取的存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质中。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (14)
1.一种基于中间停泊点的非合作类接近控制方法，其特征在于，包括：
在确定追踪航天器相对运动至满足初始状态的平移靠拢段时，确定后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系；所述初始状态包括：相对测量敏感器有效且相对导航收敛；
确定从初始点转移至目标终点的最快转移时长，并根据所述最快转移时长和所述关系，确定是否需要在该初始点至所述目标终点转移过程中设计中间停泊点；若需要，则根据约束条件确定从该初始点向所述目标终点转移过程中的中间停泊点，所述中间停泊点将转移过程划分成至少两个转移段，并确定每一个转移段的规划运动轨迹；所述约束条件包括：两个航天器在中间停泊点处于绝对安全距离，且，中间停泊点的横向误差满足在所述相对测量敏感器的视场范围内对目标航天器可见；
控制追踪航天器按照当前转移段的规划运动轨迹运动至中间停泊点并在该中间停泊点保持相对距离，以等待相对测量敏感器有效且相对导航重新收敛，并在相对导航重新收敛后按照下一个转移段的规划运动轨迹向下一个停泊点转移；
所述确定后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系，包括：
确定惯性测量敏感器多个项目的加速度计误差；每一个项目对应有其最大误差值，且每一个项目包括至少一个参数；
利用极偏打靶方式遍历所述加速度计误差，以利用每一个遍历结果确定后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系；所述极偏打靶方式为：在每一个项目中随机选择一个参数，并将每一个项目所对应的最大误差值作为针对相应项目随机选择的参数的误差添加值；
根据每一个遍历结果得到的所述关系，确定惯性导航递推误差的最大包络，将最大包络对应的惯性导航递推误差与递推时间的关系，确定为后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述惯性导航递推误差包括相对导航坐标系下X轴向误差、Y轴向误差和Z轴向误差；
将X轴向误差的最大包络对应的X轴向误差与递推时间的关系、Y轴向误差的最大包络对应的Y轴向误差与递推时间的关系、Z轴向误差的最大包络对应的Z轴向误差与递推时间的关系，确定为后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据约束条件确定从该初始点向所述目标终点转移过程中的中间停泊点，包括：
S1：按照预设距离间隔从所述目标终点向初始点方向逐个进行遍历；
S2：针对遍历到的预测停泊点，计算从该初始点转移至该预测停泊点的最快预测转移时长，根据所述最快预测转移时长和所述关系，确定从所述初始点转移至该预测停泊点时惯性导航的预测目标误差；确定该预测目标误差是否满足所述约束条件，若满足，则结束遍历，并将该预测停泊点确定为中间停泊点，执行步骤S3；若不满足，则继续遍历下一个预测停泊点，并针对遍历到的下一个预测停泊点执行本步骤S2；
S3：将中间停泊点作为初始点，并确定是否需要在该初始点至所述目标终点转移过程中设计中间停泊点，若需要，则继续执行步骤S1，否则，结束。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述确定该预测目标误差是否满足所述约束条件，包括：
确定该预测停泊点与所述目标终点之间的预测距离；
若该预测距离大于绝对安全距离，且，该预测目标误差中的横向误差不超过，则确定该预测目标误差满足所述约束条件；所述绝对安全距离等于要求安全距离和所述预测目标误差之和；R为所述预测距离与所述预测目标误差的差值，/>为所述相对测量敏感器视场范围的半锥角；
否则确定该预测目标误差不满足中间停泊点的约束条件。
5.根据权利要求1或3所述的方法，其特征在于，所述确定是否需要在该初始点至所述目标终点转移过程中设计中间停泊点，包括：
确定从该初始点转移至所述目标终点时惯性导航的目标误差；
确定所述目标误差是否满足两个航天器的绝对安全距离，若满足，则不需要设计中间停泊点；若不满足，则需要设计中间停泊点。
6.根据权利要求1-4中任一所述的方法，其特征在于，还包括：若追踪航天器在中间停泊点的等待时长使得惯性导航递推误差超出安全阈值时，则后撤至安全停泊点；所述安全阈值根据所述约束条件确定。
7.一种基于中间停泊点的非合作类接近控制装置，其特征在于，包括：
关系确定单元，用于在确定追踪航天器相对运动至满足初始状态的平移靠拢段时，确定后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系；所述初始状态包括：相对测量敏感器有效且相对导航收敛；
中间停泊点设计单元，用于确定从初始点转移至目标终点的最快转移时长，并根据所述最快转移时长和所述关系，确定是否需要在该初始点至所述目标终点转移过程中设计中间停泊点；若需要，则根据约束条件确定从该初始点向所述目标终点转移过程中的中间停泊点，所述中间停泊点将转移过程划分成至少两个转移段，并确定每一个转移段的规划运动轨迹；所述约束条件包括：两个航天器在中间停泊点处于绝对安全距离，且，中间停泊点的横向误差满足在所述相对测量敏感器的视场范围内对目标航天器可见；
控制单元，用于控制追踪航天器按照当前转移段的规划运动轨迹运动至中间停泊点并在该中间停泊点保持相对距离，以等待相对测量敏感器有效且相对导航重新收敛，并在相对导航重新收敛后按照下一个转移段的规划运动轨迹向下一个停泊点转移；
所述关系确定单元，具体用于：确定惯性测量敏感器多个项目的加速度计误差；每一个项目对应有其最大误差值，且每一个项目包括至少一个参数；利用极偏打靶方式遍历所述加速度计误差，以利用每一个遍历结果确定后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系；所述极偏打靶方式为：在每一个项目中随机选择一个参数，并将每一个项目所对应的最大误差值作为针对相应项目随机选择的参数的误差添加值；根据每一个遍历结果得到的所述关系，确定惯性导航递推误差的最大包络，将最大包络对应的惯性导航递推误差与递推时间的关系，确定为后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系。
8.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，所述惯性导航递推误差包括相对导航坐标系下X轴向误差、Y轴向误差和Z轴向误差；
将X轴向误差的最大包络对应的X轴向误差与递推时间的关系、Y轴向误差的最大包络对应的Y轴向误差与递推时间的关系、Z轴向误差的最大包络对应的Z轴向误差与递推时间的关系，确定为后续以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系。
9.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，所述中间停泊点设计单元在执行所述根据约束条件确定从该初始点向所述目标终点转移过程中的中间停泊点时，具体执行如下步骤：
S1：按照预设距离间隔从所述目标终点向初始点方向逐个进行遍历；
S2：针对遍历到的预测停泊点，计算从该初始点转移至该预测停泊点的最快预测转移时长，根据所述最快预测转移时长和所述关系，确定从所述初始点转移至该预测停泊点时惯性导航的预测目标误差；确定该预测目标误差是否满足所述约束条件，若满足，则结束遍历，并将该预测停泊点确定为中间停泊点，执行步骤S3；若不满足，则继续遍历下一个预测停泊点，并针对遍历到的下一个预测停泊点执行本步骤S2；
S3：将中间停泊点作为初始点，并确定是否需要在该初始点至所述目标终点转移过程中设计中间停泊点，若需要，则继续执行步骤S1，否则，结束。
10.根据权利要求9所述的装置，其特征在于，所述中间停泊点设计单元在确定该预测目标误差是否满足所述约束条件时，具体包括：
确定该预测停泊点与所述目标终点之间的预测距离；若该预测距离大于绝对安全距离，且，该预测目标误差中的横向误差不超过，则确定该预测目标误差满足所述约束条件；所述绝对安全距离等于要求安全距离和所述预测目标误差之和；R为所述预测距离与所述预测目标误差的差值，/>为所述相对测量敏感器视场范围的半锥角；否则确定该预测目标误差不满足中间停泊点的约束条件。
11.根据权利要求7或9所述的装置，其特征在于，所述中间停泊点设计单元在确定是否需要在该初始点至所述目标终点转移过程中设计中间停泊点时，具体包括：确定从该初始点转移至所述目标终点时惯性导航的目标误差；确定所述目标误差是否满足两个航天器的绝对安全距离，若满足，则不需要设计中间停泊点；若不满足，则需要设计中间停泊点。
12.根据权利要求7-10中任一所述的装置，其特征在于，所述控制单元还用于：若追踪航天器在中间停泊点的等待时长使得惯性导航递推误差超出安全阈值时，则后撤至安全停泊点；所述安全阈值根据所述约束条件确定。
13.一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现如权利要求1-6中任一项所述的方法。
14.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，当所述计算机程序在计算机中执行时，令计算机执行权利要求1-6中任一项所述的方法。
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