[发明专利]一种存在测量误差下的航天器雨滴形状悬停构型控制方法

权利要求书

1.一种存在测量误差下的航天器雨滴形状悬停构型控制方法，其特征在于包括有下列步骤：

步骤一：设置雨滴形状悬停构型的初始参数；

雨滴形状悬停构型涉及到的参数采用集合形式表达为HFP＝{a,e,i,Ω,ω,M,x_hover,y_hover,z_hover,ΔT}，其中，a表示半长轴；e表示偏心率；i表示轨道倾角；Ω表示升交点赤经；ω表示近地点幅角；M表示平近点角；x_hover表示迹向距离；y_hover表示法向距离；z_hover表示径向距离；ΔT表示控制周期；

步骤二：计算任务航天器相对于目标航天器的位置测量值；

步骤三：基于测量误差的悬停构型脉冲闭环控制策略；

计算位置测量值对应的悬停构型相对轨迹与理论的悬停构型相对轨迹的轨迹交点R及所述轨迹交点R对应的目标航天器纬度辐角且交点时刻对于理论的悬停构型相对轨迹为HFP＝{a,e,i,Ω,ω,M,x_hover,y_hover,z_hover,ΔT}；任务航天器CS进入雨滴时刻记为离开雨滴时刻记为

步骤四：修正雨滴形状悬停构型；

当目标航天器RS的纬度辐角到达所述时，将径向脉冲δv_z和迹向脉冲δv_x加载到任务航天器CS上，从而对雨滴悬停构型进行修正；

步骤五：判断用于修正雨滴形状悬停构型的脉冲次数是否达到要求；

若j＜K，则重复执行步骤一至步骤四；脉冲次数j＝1,2,3,…,K，K为脉冲控制总次数；

若j＝K，则完成为修正测量误差造成的悬停位置偏差的悬停构型控制；

在步骤二中为了得到位置测量值的处理方式为：

令

令

步骤201：采集各个时刻t₁,t₂,…,t_N任务航天器CS相对于目标航天器RS的距离r、俯仰角θ，方位角的测量值；

在t₁时刻的距离记为俯仰角记为方位角

在t₂时刻的距离记为俯仰角记为方位角

在t_N时刻的距离记为俯仰角记为方位角

由此得到，在目标航天器RS的质心轨道坐标系O_o-x_oy_oz_o下，任意时刻t_N的任务航天器CS与目标航天器RS之间的相对位置的测量值为：

表示在O_o-x_oy_oz_o中t_N时刻的X轴上的测量值；

表示在O_o-x_oy_oz_o中t_N时刻的Y轴上的测量值；

表示在O_o-x_oy_oz_o中t_N时刻的Z轴上的测量值；

步骤202：计算在测量误差影响下的相对轨道要素的测量值；

由基于相对轨道要素的卫星近距离相对运动方程，可以得到近圆情况下，在O_o-x_oy_oz_o下任意时刻t_N任务航天器与目标航天器的相对位置与t₁时刻任务航天器相对于目标航天器的相对轨道要素的转换关系：

a_RS表示目标航天器的半长轴；

表示时刻t_N的目标航天器的纬度幅角；

n_RS表示目标航天器的平均角速度；

表示在O_o-x_oy_oz_o下任意时刻t_N的任务航天器的位置；

表示在t₁时刻任务航天器相对于目标航天器的相对轨道要素，其中，相对漂移率记为D，相对偏心率矢量记为在目标航天器节点坐标系中x轴方向上的投影记为Δe_x，在目标航天器节点坐标系中y轴方向上的投影记为Δe_y，相对倾角矢量记为在目标航天器节点坐标系中x轴方向上的投影记为Δi_x，在目标航天器节点坐标系中y轴方向上的投影记为Δi_y，初始振荡中心偏差记为ΔM′；

联立式(1)与式(2)，并将t₁,t₂,…,t_N下所有的测量值映射到t₁时刻任务航天器相对于目标航天器的相对轨道要素中，得到式(3)：

化简式(3)则有：

根据式(4)求解得到t₁时刻任务航天器CS相对于目标航天器RS的相对轨道要素的测量值，即

表示测量轨迹下t₁时刻的目标航天器的纬度幅角；

表示测量轨迹下t₂时刻的目标航天器的纬度幅角；

表示测量轨迹下t_N时刻的目标航天器的纬度幅角；

表示在测量轨迹下的相对轨道要素；

表示将t₁时刻下所有的测量值映射到t₁时刻任务航天器相对于目标航天器的相对轨道要素中，相对漂移率测量值记为相对偏心率矢量在目标航天器节点坐标系中x轴方向上的投影的测量值记为相对偏心率矢量在目标航天器节点坐标系中y轴方向上的投影测量值记为相对倾角矢量在目标航天器节点坐标系中x轴方向上的投影测量值记为相对倾角矢量在目标航天器节点坐标系中y轴方向上的投影测量值记为振荡中心偏差测量值记为

根据式(2)的表征内容，在坐标系O_o-x_oy_oz_o下任意时刻t_N，理论轨迹与测量轨迹分别为：

表示在O_o-x_oy_oz_o中t_N时刻的X轴上的理论值；

表示在O_o-x_oy_oz_o中t_N时刻的Z轴上的理论值；

表示在O_o-x_oy_oz_o中t_N时刻的X轴上的测量值；

表示在O_o-x_oy_oz_o中t_N时刻的Z轴上的测量值；

表示理论轨迹下t₁时刻的目标航天器的纬度幅角；

表示理论轨迹下t_N时刻的目标航天器的纬度幅角；

表示在理论轨迹下的相对轨道要素；

由于雨滴悬停构型映射在坐标系O_o-x_oy_oz_o的x_oz_o平面下，故省略任务航天器在y_o方向上的相关数值。

2.根据权利要求1所述的一种存在测量误差下的航天器雨滴形状悬停构型控制方法，其特征在于：依据和能够得到悬停构型脉冲闭环控制的处理步骤；

步骤(A)，令纬度幅角集测量误差集显然在轨迹接合交点R处，所述J(I)＝0；

步骤(B)，采用牛顿迭代法得到J(I)＝0时，I的表达式，即得到了轨迹交点R对应时刻目标航天器的纬度辐角

步骤(C)，根据并结合式(2)，计算得到在O_o-x_oy_oz_o下，任务航天器在第j次脉冲加载、测量轨迹下，离开雨滴时刻的位置与理论轨迹下离开雨滴时刻的位置的迹向距离偏差和径向距离偏差

表示在O_o-x_oy_oz_o中时刻的X轴上的理论值；

表示在O_o-x_oy_oz_o中时刻的Z轴上的理论值；

表示在O_o-x_oy_oz_o中时刻的X轴上的测量值；

表示在O_o-x_oy_oz_o中时刻的Z轴上的测量值；

步骤(D)，计算为修正雨滴悬停构型悬停位置偏差所需对任务航天器CS施加的速度脉冲大小；

结合雨滴悬停构型，只要在测量轨迹与理论轨迹的交点R处，施加适当的径向脉冲δv_z和迹向脉冲δv_x，即可实现修正雨滴悬停构型在目标航天器RS的质心轨道坐标系O_o-x_oy_oz_o下，x_oz_o平面内迹向距离偏差和径向距离偏差的移动，从而达到修正悬停位置偏差的技术效果；具体表达式如下：