[發(fā)明專利]一種高軌自然繞飛軌跡修正方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201510070074.7
• 申請(qǐng)日: 2015-02-10
• 公開（公告）號(hào): CN104765374B
• 公開（公告）日: 2017-05-10
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 朱志斌;張海博;李克行;常建松
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號(hào): G05D1/10
• 分類號(hào): G05D1/10
• 代理公司: 中國(guó)航天科技專利中心11009
• 代理人: 褚鵬蛟

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于高軌道航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)控制技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種自然繞飛的標(biāo)稱軌跡修正控制方法。

背景技術(shù)

高軌通信衛(wèi)星、導(dǎo)航衛(wèi)星由于其價(jià)值高、軌位資源寶貴，對(duì)其失效衛(wèi)星進(jìn)行在軌服務(wù)成為一個(gè)重要發(fā)展方向。在抵近操作前，對(duì)其進(jìn)行繞飛觀測(cè)是空間操作的必經(jīng)階段，與低軌相比，高軌衛(wèi)星軌道周期長(zhǎng)，不少于24小時(shí)，軌道主要受地球不均勻引力攝動(dòng)影響。自然繞飛即追蹤航天器以一個(gè)軌道周期繞目標(biāo)航天器轉(zhuǎn)動(dòng)的自然運(yùn)動(dòng)軌跡，按線性化方程解析解看，是一個(gè)2：1正橢圓軌跡，半長(zhǎng)軸位于軌道切向速度方向。高軌衛(wèi)星軌道半長(zhǎng)軸大，周期長(zhǎng)，受J22共振攝動(dòng)影響大，表現(xiàn)為長(zhǎng)期項(xiàng)，因此一個(gè)軌道周期漂移較標(biāo)稱橢圓偏差較大，形成有一定的開口的非閉合繞飛軌跡。然而觀測(cè)的主載荷相機(jī)一般沒有自動(dòng)調(diào)焦能力，或自主調(diào)焦能力較弱，這就要求繞飛軌跡必須事先已知，且偏差值要控制在幾十米范圍內(nèi)。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是，提供一種高軌自然繞飛軌跡修正方法，能夠修正由軌道攝動(dòng)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)誤差引起的距離偏差，最大程度使飛行軌跡逼近無(wú)攝條件下的理想閉合橢圓，從而建立穩(wěn)定繞飛軌跡。

本發(fā)明包括如下技術(shù)方案：

一種高軌自然繞飛軌跡修正方法，在高軌自然繞飛過程中，追蹤航天器相對(duì)目標(biāo)航天器運(yùn)動(dòng)，追蹤航天器能夠?qū)崟r(shí)輸出相對(duì)于目標(biāo)航天器運(yùn)動(dòng)的相對(duì)導(dǎo)航結(jié)果；相對(duì)導(dǎo)航結(jié)果包括相對(duì)位置和相對(duì)速度；其特征在于，步驟如下：

(1)在繞飛起點(diǎn)位置，根據(jù)相對(duì)導(dǎo)航結(jié)果計(jì)算建立自然繞飛軌跡的速度增量，并輸出給各軸推力器執(zhí)行，從而建立繞飛軌跡；將推力器執(zhí)行完畢后追蹤航天器輸出的相對(duì)導(dǎo)航結(jié)果作為繞飛起點(diǎn)有效相對(duì)導(dǎo)航結(jié)果；

(2)根據(jù)繞飛起點(diǎn)有效相對(duì)導(dǎo)航結(jié)果，基于CW方程解析解外推計(jì)算當(dāng)前時(shí)刻標(biāo)稱軌跡對(duì)應(yīng)的相對(duì)位置；

(3)根據(jù)當(dāng)前時(shí)刻和目標(biāo)軌道角速度確定對(duì)應(yīng)的當(dāng)前相位角，確定同一相位角標(biāo)稱軌跡對(duì)應(yīng)的相對(duì)位置與相對(duì)導(dǎo)航結(jié)果的相對(duì)位置之間的位置偏差，判斷所述位置偏差是否超過預(yù)設(shè)閾值，如果超過預(yù)設(shè)閾值，則建立偏差標(biāo)志，轉(zhuǎn)入步驟(4)；如果沒有超過預(yù)設(shè)閾值，返回步驟(2)進(jìn)入下一周期的計(jì)算；

(4)計(jì)算當(dāng)前相位角對(duì)應(yīng)的相對(duì)導(dǎo)航結(jié)果的相對(duì)速度與標(biāo)稱軌跡相對(duì)速度之間的速度偏差，根據(jù)所述位置偏差和速度偏差利用非線性PID控制器計(jì)算加速度控制量，根據(jù)加速度控制量計(jì)算施加至各軸推力器的脈沖輸出指令；

(5)判斷連續(xù)N個(gè)周期位置偏差是否小于預(yù)設(shè)閾值；如果連續(xù)N個(gè)周期位置偏差小于預(yù)設(shè)閾值，清除偏差標(biāo)志，將當(dāng)前時(shí)刻的位置作為新的繞飛起點(diǎn)位置，轉(zhuǎn)入步驟(1)重新建立繞飛軌跡；否則，轉(zhuǎn)入步驟(2)進(jìn)行下一周期的計(jì)算。

所述步驟(1)計(jì)算建立自然繞飛軌跡的速度增量的計(jì)算公式為：

Δv_y＝0

分別為繞飛起點(diǎn)位置相對(duì)導(dǎo)航結(jié)果在目標(biāo)航天器軌道坐標(biāo)系下x方向和z方向的相對(duì)位置和相對(duì)速度；ω為目標(biāo)航天器的軌道角速度；Δv_x、Δv_y、Δv_z為目標(biāo)航天器軌道坐標(biāo)系下的三軸速度增量。

所述步驟(2)的計(jì)算公式為：

x_d、y_d、z_d為外推計(jì)算得到的當(dāng)前時(shí)刻標(biāo)稱軌跡對(duì)應(yīng)的相對(duì)位置；φ為相位角，φ＝ω(t-t₀)，t為當(dāng)前時(shí)刻，t₀為繞飛起始時(shí)刻；分別為繞飛起點(diǎn)有效相對(duì)導(dǎo)航結(jié)果的相對(duì)位置和相對(duì)速度，ω為目標(biāo)航天器的軌道角速度。

所述步驟(4)中，標(biāo)稱軌跡相對(duì)速度計(jì)算公式如下：

為標(biāo)稱軌跡對(duì)應(yīng)的相對(duì)速度。

所述步驟(4)中，加速度控制量的計(jì)算公式為：

a_x，a_y，a_z為加速度控制量，k_p，k_d為控制系數(shù)，為當(dāng)前相位角對(duì)應(yīng)的相對(duì)導(dǎo)航結(jié)果的相對(duì)位置和相對(duì)速度；為標(biāo)稱軌跡對(duì)應(yīng)的相對(duì)加速度。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下優(yōu)點(diǎn)：