[发明专利]一种满足快速绕飞要求的航天器绕飞观测方法

说明书

本发明实施例提供一种满足快速绕飞要求的航天器绕飞观测方法，包括：确定理论观测点的数目及位置，选取N个观测点；采用基于C‑W方程的二脉冲控制方式控制绕飞航天器依次转移至每个观测点；判断到达观测点时航天器的本体角速度是否减小至观测相机清晰成像的阈值，若未达到该阈值则进行相对位置保持控制和姿态指向控制。本发明通过在观测期间高稳定度控制、非观测期间快速转移的方式，有效的解决了相机对高稳定度的需求和绕飞任务快速性需求之间的矛盾。

技术领域

本发明涉及航天器绕飞观测。更具体地，涉及一种满足快速绕飞要求的航天器绕飞观测方法。

背景技术

快速绕飞在航天器近距离观测、在轨服务与应急情况处理活动中具有重要应用。有文献分析了快速受控绕飞的可行性和主要过程，基于C-W方程采用多脉冲控制方法研究了共面/异面快速绕飞、进入绕飞和退出绕飞的轨迹设计与制导模型。有文献针对绕飞观测任务的具体需求，设计“水滴”形、圆形、“田径场”形等多种绕飞轨迹，并基于滑模变结构控制理论，解决了观测任务的6-DOF耦合推力控制问题。有文献讨论了多脉冲绕飞控制中，脉冲点个数和作用点位置的优化问题。有文献从相对运动和绝对运动两方面研究了脉冲机动在空间交会和绕飞中的设计方法，设计了不同转移方式。

但是，现有文献都是研究的连续绕飞观测过程中的绕飞轨迹设计和绕飞控制方法，所设计的快速绕飞轨迹及相应控制方法势必要求绕飞航天器本体具备较高的角速度才能保证绕飞期间始终跟踪目标航天器。对于采取捷联安装方式的绕飞航天器，绕飞期间较大的角速度无法满足观测相机对高稳定度的需求。

发明内容

为了解决现有技术绕飞期间较大的角速度无法满足观测相机对高稳定度的需求的问题，本发明实施例提供一种满足快速绕飞要求的航天器绕飞观测方法，包括：

确定理论观测点的数目及位置，选取N个观测点；

采用基于C-W方程的二脉冲控制方式控制绕飞航天器依次转移至每个观测点；

判断到达观测点时航天器的本体角速度是否减小至观测相机清晰成像的阈值，若未达到该阈值则进行相对位置保持控制和姿态指向控制。

优选地，所述理论观测点位置分别为：

其中，ρ_exp(k)为理论绕飞轨迹，T为绕飞周期，v_exp(k)为绕飞速度。

优选地，所述采用基于C-W方程的二脉冲控制方式控制绕飞航天器依次转移至每个观测点包括：

设当前处于第n个观测点，完成观测并准备转移的时刻为t₀，计算航天器的相对位速为[ρ(t₀),v(t₀)]，下一个理论观测点处的相对位速为通过下述可计算出在t₀时刻需提供的速度增量ΔV(t₀)和时刻需提供的速度增量

其中，

其中，n为目标航天器的平均运动角速度，τ＝T/N。

优选地，所述进行相对位置保持控制包括：

以所述航天器当前时刻的相对位置为起点，采用PD控制法进行相对位置保持控制，

其中，航天器的相对位置为ρ₀，航天器的轨道控制力的具体公式如下：

F(t)＝k_p·[ρ₀-ρ(t)]-k_d·v(t)

ρ(t)、v(t)为航天器的t时刻的相对位置、速度，k_p、k_d为PD控制参数，F(t)表示轨道控制力。