[发明专利]一种面向非合作目标的防碰撞悬停轨道控制方法和系统

说明书

本发明公开一种面向非合作目标的防碰撞悬停轨道控制方法，包括：步骤一，建立基于轨道根数差的相对运动方程与基于高斯摄动的相对运动控制方程；步骤二，任务星通过三次脉冲机动，形成防碰撞构型，实现由远距离到近距离的快速抵近；步骤三，任务星在远距离抵近后进行偏心率误差修正；步骤四，任务星进一步进行半长轴、偏心率调整，为悬停做准备；步骤五，任务星通过三次脉冲机动抵近至指定悬停位置。本发明的方法能够解决现有技术对于非合作目标观测没有考虑防碰撞抵近控制的问题，轨道控制方案简单可靠，易于实现高精度的控制，有效避免了由于轨道测控的延迟和数据传输的不稳定性，导致轨道控制失效的风险。

技术领域

本发明涉及航天器编队飞行技术领域，涉及一种防碰撞悬停轨道控制方法和系统。

背景技术

随着航天技术的发展和任务需求的提高，基于相对运动模型的跟踪观测、空间攻防、交会对接等问题的研究越来越受到关注和重视。面向非合作机动目标实现长期、自主、精确的制导控制，有利于空间操作和任务的完成，有效应用于在轨服务、卫星编队等多项空间技术领域中。空间非合作目标多脉冲制导控制主要研究两近距离航天器间的轨道运动，建立任务星与目标星间的相对动力学模型，给出地面引导下多脉冲制导控制方法。

绝大多数的应用卫星都是运行于近圆轨道卫星，在实践中由于各种误差影响，轨道可以按圆轨道进行近似，并采用平均轨道根数来描述，轨道控制通过推力使轨道参数产生所需的变化。针对非合作目标的悬停观测轨道控制主要利用相对运动状态实现。现有方法通常利用星上光学相机提供的观测信息，将非合作目标的观测机动控制问题描述为标准非线性规划问题，对任务星的抵近路径进行优化，实现任务星指定构型的悬停观测。其中，路径优化过程依赖星上计算机进行实时解算，对于任务星的性能、功耗、可靠性是一种考验。此外，任务星在向非合作目标抵近的过程中，由于轨道测控的延迟和数据传输的不稳定性，存在轨道控制失效的风险。针对任务星快速抵近过程中的防碰撞问题，目前尚未提出有效的解决方案。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对现有技术对于非合作目标没有考虑防碰撞抵近和悬停轨道控制的需求，本发明提供了一种面向非合作目标的防碰撞悬停轨道控制方法和系统，方法简单可靠，符合工程实际需要，在多数情况下可以满足任务的灵活性、快速性要求。

本发明所采用的技术方案是：一种面向非合作目标的防碰撞悬停轨道控制方法，包括步骤如下：

步骤一，建立基于轨道根数差的相对运动方程与基于高斯摄动的相对运动控制方程；

首先对航天器轨道根数差与相对位置和相对速度进行转换。定义任务星在轨道参考坐标系内的位置可表示为(x,y,z)，定义任务星的轨道根数为目标星的轨道根数为下标d和c分别代表任务星与目标星，二者的轨道根数差，即相对轨道根数为：

a_d为任务星的半长轴，e_d为任务星的偏心率，i_d为任务星的轨道倾角，Ω_d为任务星的升交点赤经，ω_d为任务星的近地点幅角，u_d为任务星的纬度幅角；

a_c为目标星的半长轴，e_c为目标星的偏心率，i_c为目标星的轨道倾角，Ω_c为目标星的升交点赤经，ω_c为目标星的近地点幅角，u_c为目标星的纬度幅角。

Δa,Δe,Δi,ΔΩ,Δω,Δu分别为相对半长轴，相对偏心率，相对轨道倾角，相对升交点赤经，相对近地点幅角，相对纬度幅角；

则基于轨道根数差的相对运动方程为：

其中，u₀为任务星初始位置的纬度幅角，相对偏心率矢量与相对倾角矢量分别为：