一种高轨自然绕飞轨迹修正方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于高轨道航天器相对运动控制技术领域，涉及一种自然绕飞的标称轨迹 修正控制方法。
【背景技术】
[0002] 高轨通信卫星、导航卫星由于其价值高、轨位资源宝贵，对其失效卫星进行在轨服 务成为一个重要发展方向。在抵近操作前，对其进行绕飞观测是空间操作的必经阶段，与低 轨相比，高轨卫星轨道周期长，不少于24小时，轨道主要受地球不均匀引力摄动影响。自 然绕飞即追踪航天器以一个轨道周期绕目标航天器转动的自然运动轨迹，按线性化方程解 析解看，是一个2 :1正椭圆轨迹，半长轴位于轨道切向速度方向。高轨卫星轨道半长轴大， 周期长，受J22共振摄动影响大，表现为长期项，因此一个轨道周期漂移较标称椭圆偏差较 大，形成有一定的开口的非闭合绕飞轨迹。然而观测的主载荷相机一般没有自动调焦能力， 或自主调焦能力较弱，这就要求绕飞轨迹必须事先已知，且偏差值要控制在几十米范围内。
【发明内容】
[0003] 本发明所要解决的技术问题是，提供一种高轨自然绕飞轨迹修正方法，能够修正 由轨道摄动和执行机构误差引起的距离偏差，最大程度使飞行轨迹逼近无摄条件下的理想 闭合椭圆，从而建立稳定绕飞轨迹。
[0004] 本发明包括如下技术方案：
[0005] 一种高轨自然绕飞轨迹修正方法，在高轨自然绕飞过程中，追踪航天器相对目标 航天器运动，追踪航天器能够实时输出相对于目标航天器运动的相对导航结果；相对导航 结果包括相对位置和相对速度；其特征在于，步骤如下：
[0006] (1)在绕飞起点位置，根据相对导航结果计算建立自然绕飞轨迹的速度增量，并输 出给各轴推力器执行，从而建立绕飞轨迹；将推力器执行完毕后追踪航天器输出的相对导 航结果作为绕飞起点有效相对导航结果；
[0007] (2)根据绕飞起点有效相对导航结果，基于CW方程解析解外推计算当前时刻标称 轨迹对应的相对位置；
[0008] (3)根据当前时刻和目标轨道角速度确定对应的当前相位角，确定同一相位角标 称轨迹对应的相对位置与相对导航结果的相对位置之间的位置偏差，判断所述位置偏差是 否超过预设阈值，如果超过预设阈值，则建立偏差标志，转入步骤（4);如果没有超过预设 阈值，返回步骤（2)进入下一周期的计算；
[0009] (4)计算当前相位角对应的相对导航结果的相对速度与标称轨迹相对速度之间的 速度偏差，根据所述位置偏差和速度偏差利用非线性PID控制器计算加速度控制量，根据 加速度控制量计算施加至各轴推力器的脉冲输出指令；
[0010] (5)判断连续N个周期位置偏差是否小于预设阈值；如果连续N个周期位置偏差 小于预设阈值，清除偏差标志，将当前时刻的位置作为新的绕飞起点位置，转入步骤（1)重 新建立绕飞轨迹；否则，转入步骤（2)进行下一周期的计算。
[0011] 所述步骤（1)计算建立自然绕飞轨迹的速度增量的计算公式为：
【主权项】
1. 一种高轨自然绕飞轨迹修正方法，在高轨自然绕飞过程中，追踪航天器相对目标航 天器运动，追踪航天器能够实时输出相对于目标航天器运动的相对导航结果；相对导航结 果包括相对位置和相对速度；其特征在于，步骤如下： (1) 在绕飞起点位置，根据相对导航结果计算建立自然绕飞轨迹的速度增量，并输出给 各轴推力器执行，从而建立绕飞轨迹；将推力器执行完毕后追踪航天器输出的相对导航结 果作为绕飞起点有效相对导航结果； (2) 根据绕飞起点有效相对导航结果，基于CW方程解析解外推计算当前时刻标称轨迹 对应的相对位置； (3) 根据当前时刻和目标轨道角速度确定对应的当前相位角，确定同一相位角标称轨 迹对应的相对位置与相对导航结果的相对位置之间的位置偏差，判断所述位置偏差是否超 过预设阈值，如果超过预设阈值，则建立偏差标志，转入步骤（4);如果没有超过预设阈值， 返回步骤（2)进入下一周期的计算； (4) 计算当前相位角对应的相对导航结果的相对速度与标称轨迹相对速度之间的速度 偏差，根据所述位置偏差和速度偏差利用非线性PID控制器计算加速度控制量，根据加速 度控制量计算施加至各轴推力器的脉冲输出指令； (5) 判断连续N个周期位置偏差是否小于预设阈值；如果连续N个周期位置偏差小于 预设阈值，清除偏差标志，将当前时刻的位置作为新的绕飞起点位置，转入步骤（1)重新建 立绕飞轨迹；否则，转入步骤（2)进行下一周期的计算。
2. 根据权利要求1所述的一种高轨自然绕飞轨迹修正方法，其特征在于，所述步骤（1) 计算建立自然绕飞轨迹的速度增量的计算公式为：
X0，分别为绕飞起点位置相对导航结果在目标航天器轨道坐标系下οχ轴和0Z 轴方向的相对位置和相对速度；ω为目标航天器的轨道角速度；Λ νχ、Λ Vy、八^为目标航 天器轨道坐标系下的三轴速度增量。
3. 根据权利要求1所述的一种高轨自然绕飞轨迹修正方法，其特征在于，所述步骤（2) 的计算公式为：
xd、y<i、zd为外推计算得到的当前时刻标称轨迹对应的相对位置；Φ为相位角，Φ = ω (t-tj，t为当前时刻，h为绕飞起始时刻；X V y(l，Ztl，"4分别为绕飞起点有效相对 导航结果的相对位置和相对速度，ω为目标航天器的轨道角速度。
4. 根据权利要求1所述的一种高轨自然绕飞轨迹修正方法，其特征在于，所述步骤（4) 中，标称轨迹相对速度计算公式如下：
^、九、4为标称轨迹对应的相对速度。
5. 根据权利要求1所述的一种高轨自然绕飞轨迹修正方法，其特征在于，所述步骤（4) 中，加速度控制量的计算公式为：
ax，ay，az为加速度控制量，kp，k d为控制系数，X，y，z，i，为当前相位角对应的相对 导航结果的相对位置和相对速度；心、凡、4为标称轨迹对应的相对加速度。
6. 根据权利要求5所述的一种高轨自然绕飞轨迹修正方法，其特征在于， 毛、九、1均为零。
7. 根据权利要求5所述的一种高轨自然绕飞轨迹修正方法，其特征在于，标称轨迹对 应的相对加速度的计算公式如下：
【专利摘要】本发明公开了一种高轨自然绕飞轨迹修正方法，在绕飞起点位置，根据相对导航结果计算建立自然绕飞轨迹的速度增量，并输出给推力器执行；根据绕飞起点有效相对导航结果基于CW方程解析解外推计算当前时刻标称轨迹对应的相对位置；确定同一相位角标称轨迹对应的相对位置与相对导航结果的相对位置之间的位置偏差，如果超过预设阈值，则建立偏差标志，计算当前相位角对应的相对导航结果的相对速度与标称轨迹相对速度之间的速度偏差，根据所述位置偏差和速度偏差计算加速度控制量，根据加速度控制量计算脉冲输出指令。本发明能够修正由轨道摄动和执行机构误差引起的距离偏差，最大程度使飞行轨迹逼近无摄条件下的理想闭合椭圆，从而建立稳定绕飞轨迹。
【IPC分类】G05D1-10
【公开号】CN104765374
【申请号】CN201510070074
【发明人】朱志斌, 张海博, 李克行, 常建松
【申请人】北京控制工程研究所
【公开日】2015年7月8日
【申请日】2015年2月10日