[发明专利]一种面外面内分步实施的绕飞构型建立方法

说明书

技术领域

本发明属于航天器编队飞行轨道设计与制导、控制技术领域，涉及一种面外、面内分步实施的绕飞构型建立的步骤与相关的制导策略。

背景技术

航天器单脉冲轨道控制包括不改变轨道平面与改变轨道平面两种情况。改变轨道平面的轨道控制包括仅改变轨道倾角、仅改变升交点赤经及两者同时改变三种情况。对于单航天器控制而言，这些情形均有成熟的关系式可直接使用，可直接在航天器轨道力学的大量教科书中找到。但在涉及两航天器乃至多航天器进行编队飞行的情形，控前、控后航天器间相互关系也会体现到制导策略之中，相应研究工作并不完善。

在编队飞行需要建立、重构异面绕飞构型的情况下，通常必然要求改变主控航天器的轨道平面。但从文献资料来看，这种改变仅从相对运动轨道构型需要角度来提出，相应的制导策略则基于相对轨道根数描述来给出。例如2012年刊登于“Journal of Guidance，Control and Dynamics”第3期的文章“Spaceborne Autonomous Formation-Flying Experiment on the PRISMA Mission”所介绍的PRISMA(Prototype Research Instruments and Space Mission Technology Advancement)的飞行试验中，主控航天器轨道平面的改变通过主控航天器相对于目标航天器的轨道倾角矢量的改变量来描述，相应的控制也由主控航天器面外轨控脉冲来实现，该脉冲严格垂直于主控航天器轨道平面。不难看出，该方法对工程应用中面外最大相对运动距离在目标航天器轨道上出现的位置的要求与面外相对运动描述之间的关系缺乏说明。另外，严格垂直于主控航天器轨道平面的轨控脉冲必然导致控后沿迹速度的大小相对于控前产生变化，因此一般来说，这种面外转移还会对面内相对运动构型的漂移速度产生影响。

在面外相对运动构型已经建立起来的基础上怎样进行高精度微调及怎样在此基础上受绕飞面仰角、方位角约束以最终建立期望的绕飞构型均是文献中未见涉及的问题。本发明从绕飞面方位角及仰角角度导出了面外面内相对运动相位差δ与绕飞面仰角Θ及方位角α之间的关系式。2010年刊登于“Acta Mechanica Sinica”第四期的文章“The J2invariant relative configuration of spaceborne SAR interferometer for digital elevation measurement”给出了沿迹方向-垂直沿迹方向相位差与数字高程模型视线角θ_L及视线方位角γ之间的关系式，两者之间有相通之处。但本发明从绕飞构型本身着眼，从绕飞面仰角及绕飞面方位角这个角度系统地解决了绕飞椭圆的设计问题，而后者则从数字高程应用着眼，公式含义不同，应用角度不同。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种明确要求面外最长相对运动距离出现在目标航天器星下指定地心纬度点对应天球上的轨控策略，随后在面外相对运动构型已经建立起来的基础上进行高精度微调，并在此基础上受绕飞面仰角及绕飞面方位角指标约束以最终建立期望的绕飞构型。

本发明的技术解决方案如下：一种面外面内分步实施的绕飞构型建立方法，实现步骤如下：

(1)指定主控航天器相对于目标航天器轨道面外运动幅值出现在设定的地心纬度点上空，由目标航天器星下点指定地心纬度ψ₀计算对应的目标航天器轨道位置处的轨道幅角相应公式为：

式中，为目标航天器轨道倾角平根数；上标“-”出现在轨道根数参数顶部时代表平根的含义，出现在其它参数顶部时代表期望值即目标值；右下角标出现的“A”、“B”分别代表主控航天器与目标航天器；N′为目标航天器轨道降交点；T为对应星下点地心纬度为ψ₀时的目标航天器在轨道上的位置；为从T点到N′点的大圆弧长，上标“⌒”代表大圆弧角；

(2)计算主控航天器目标轨道的升交点赤经相应公式为：

式中，S为主控航天器目标轨道面与目标航天器轨道面交线过目标轨道的点，Δβ为指定的两航天器的不共面度目标角，右下角标“0”代表相应参数对应主控航天器轨控前情形，“1”代表相应参数对应主控航天器轨控后情形；升交点赤经平根符号兼做角度符号与升交点标识使用；

(3)计算主控航天器目标轨道的轨道倾角相应公式为：