一种满足快速绕飞要求的航天器绕飞观测方法与流程

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。

技术实现要素：

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，ρexp(k)为理论绕飞轨迹，t为绕飞周期，vexp(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)＝kp·[ρ0-ρ(t)]-kd·v(t)

ρ(t)、v(t)为航天器的t时刻的相对位置、速度，kp、kd为pd控制参数，f(t)表示轨道控制力。

优选地，所述姿态指向控制包括：

根据观测相机可以获得目标方位信息，所述方位信息包括高低角δqε和方位角δqβ；

计算指令四元数，其计算公式为其中，qib为赤道惯性坐标系至绕飞航天器本体系的当前姿态，qseeker为指向目标要调整的指令姿态，具体表达式为：

根据卫星当前姿态和指令姿态，获得误差四元数，其计算公式为：

采用pid方法实现姿态控制，指令力矩计算公式如下：

tc＝k′p·(qe+0.1iqe)-k′d·ωb

其中，qe、iqe为误差四元数qe的矢量部分及其积分，ωb为绕飞航天器的本体角速度，通过陀螺测量得到，k′p、k′d为pid控制参数。

本发明的有益效果如下：

本发明提供一种满足快速绕飞要求的航天器绕飞观测方法，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。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1示出本发明实施例中的绕飞轨迹仿真示意图。

图2示出本发明实施例中的绕飞观测标志位仿真示意图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。

在现有的航天器间快速绕飞和绕飞观测的文献中，研究对象均为连续绕飞过程，未能结合观测任务实际需求。实际上随着观测相机技术水平的发展和观测需求的提升，相机的像素显著提高，当相机采取捷联安装方式时，便要求绕飞航天器必须提供高稳定度以保证相机的观测效果。但在快速绕飞任务中，航天器必须保持较高的角速度才能保证在绕飞过程中始终跟踪目标，这与观测相机的高稳定度要求相矛盾。采用现有文献中的方法无法解决这一矛盾问题。

针对这一矛盾，本发明设计了一种满足快速绕飞要求的航天器绕飞观测方法，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。

具体的，包括：

s1:确定理论观测点的数目及位置，选取n个观测点。

例如，在一个具体实施例中，大小为2m×2m，绕飞距离为100m，相机视场为6°×6°，则最少取4个观测点就可保证绕飞一周没有遗漏地完成对目标的观测)。

设理论绕飞轨迹为ρexp(k)，绕飞周期为t，求导可得绕飞速度为选取n个观测点时，则理论观测点位置分别为：

s2：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。

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，通过相对导航计算可得此时的相对位速为[ρ(t0),v(t0)]，下一个理论观测点处的相对位速为则通过方程(1)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。

需要注意，通过方程(1)得到的δv(t0)和是表示在相对运动坐标系(x轴由地心指向目标，y轴指向目标运动方向，z轴垂直于轨道平面，与轨道角速度方向一致)中，须转换至绕飞航天器本体系下，再形成推力器开机指令。

s3: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。

在第n个观测点完成观测后，通过推力器开机提供δv(t0)向第n+1个观测点转移。到时刻，推力器开机提供速度增量与此同时，判断本体角速度是否减小至相机清晰成像的阈值之内，一旦进入阈值，便开始进行观测，连续观测规定时间后，便可采用上述方法转移至下一观测点。

若通过推力器开机完成速度增量后，本体角速度尚未达到相机清晰成像的要求，则以当前时刻的相对位置为起点，采用pd控制方法进行相对位置保持控制。记录此时的相对位置为ρ0，则轨控力的具体公式如下：

f(t)＝kp·[ρ0-ρ(t)]-kd·v(t)(2)

其中，ρ(t)、v(t)为当实时相对位置、速度，kp、kd为pd控制参数。

f(t)仍是表示在相对运动坐标系中的量，须转换至本体坐标系后，再形成推力器开机指令。

以四元数方式描述赤道惯性坐标系至绕飞航天器本体系的姿态，记为qib。根据观测相机可以获得目标方位信息，即高低角δqε和方位角δqβ，通过调整航天器的俯仰和偏航姿态指向目标，而滚转角控制为零。

按下式计算指令四元数：

其中，qseeker为指向目标要调整的姿态，具体表达式为：

根据卫星当前姿态和指令姿态，可得误差四元数为：

采用pid方法实现姿态控制，指令力矩计算公式如下：

tc＝k′p·(qe+0.1iqe)-k′d·ωb(6)

其中，qe、iqe为误差四元数qe的矢量部分及其积分，ωb为绕飞航天器的本体角速度，通过陀螺测量得到，k′p、k′d为pid控制参数。

本发明提供一种满足快速绕飞要求的航天器绕飞观测方法，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。

在一个具体实施例中，设某绕飞观测任务为航天器在与目标相距100m的位置标按预定轨迹进行绕飞，绕飞一圈时间不超过300s，成像器视场为6°×6°，在本体角速度不大于0.3°/s时可清晰成像，目标大小为2m×2m。

采用本发明提供的方法，选取4个观测点，按绕飞周期200s解算绕飞转移时所需提供的速度增量。仿真结果如图1、图2所示。完成一圈绕飞观测任务所需的总时长为245s，在每个观测点均可满足0.3°/s以下的连续观测任务。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。