[发明专利]一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法

权利要求书

1.一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法，其特征在于，包括：

S1、根据地球视场约束，计算目标卫星-绕飞卫星-地心的夹角下限；

S2、建立以目标卫星为原点的坐标系，利用所述夹角下限设计绕飞卫星的参考绕飞轨迹；

S3、计算跟踪所述参考绕飞轨迹的控制律，控制绕飞卫星绕飞所述目标卫星。

2.根据权利要求1所述的绕飞轨迹设计与控制方法，其特征在于，所述步骤S1包括：

S11、当所述绕飞卫星的相机视场边界外切地球边界时，计算绕飞卫星-切点连线与绕飞卫星-地心连线之间的第一夹角；

S12、确定所述相机视场边界与相机光轴方向的第二夹角；

S13、根据所述第一夹角和所述第二夹角，计算所述夹角下限。

3.根据权利要求2所述的绕飞轨迹设计与控制方法，其特征在于，所述第一夹角为：

所述夹角下限为：γ＝θ+α；

其中，α为第一夹角；R_e是地球平均半径；H是绕飞卫星的轨道高度，近似取目标卫星的轨道高度；γ为夹角下限；θ为第二夹角。

4.根据权利要求1所述的绕飞轨迹设计与控制方法，其特征在于，所述步骤S2包括：

S21、以所述目标卫星的质心为原点、所述目标卫星指向地心方向为Z轴方向、垂直于Z轴方向并指向所述目标卫星运动前方为X轴方向、右手定则确定Y轴方向建立所述坐标系；

S22、确定绕飞圈数，计算所述绕飞卫星在所述坐标系中的位置得到所述参考绕飞轨迹。

5.根据权利要求4所述的绕飞轨迹设计与控制方法，其特征在于，所述参考绕飞轨迹为：

其中，x、y和z分别表示所述绕飞卫星在所述坐标系中X轴、Y轴和Z轴的位置分量；r_rf是绕飞半径；T是绕飞周期；t是当圈绕飞的时刻相对于当圈绕飞初始时刻的偏差；为绕飞卫星的绕飞圈平面与目标卫星轨道面的夹角，且大于所述夹角下限。

6.根据权利要求5所述的绕飞轨迹设计与控制方法，其特征在于，所述绕飞圈数为2圈，每圈所述绕飞圈平面与目标卫星轨道面的夹角相同。

7.根据权利要求1所述的绕飞轨迹设计与控制方法，其特征在于，所述步骤S3具体包括

采用比例-微分控制策略对所述参考绕飞轨迹进行跟踪，根据所述参考绕飞轨迹与实际轨迹的相对位置和相对加速度之差构成控制加速度：

其中，F_x、F_y和F_z分别是绕飞卫星在目标卫星轨道的坐标系X轴、Y轴和Z轴的控制加速度分量；Δx、Δy和Δz分别是实际轨迹在目标卫星轨道坐标系X轴、Y轴和Z轴的位置分量与参考轨迹相应量之差；和分别是实际轨迹在目标卫星轨道坐标系X轴、Y轴和Z轴的速度分量与参考轨迹相应量之差；K_px、K_py和K_pz分别是绕飞卫星控制器在目标卫星轨道坐标系X轴、Y轴和Z轴的比例系数；K_dx、K_dy和K_dz分别是绕飞卫星控制器在目标卫星轨道坐标系X轴、Y轴和Z轴的微分系数。