一种考虑光照约束的地球同步轨道航天器自主绕飞方法与流程

本发明属于轨道航天器飞行技术领域，具体涉及一种地球同步轨道航天器自主绕飞方法。

背景技术：

近年来，各国对在轨服务能够带来的经济、社会效益都有了更加清楚的认识，在轨服务上的研究也有了很大的进展.在轨服务过程中需要对目标航天器进行一段时间的远距离或近距离的在轨监测，而在对目标航天器进行在轨监测之前需要为服务航天器设计变轨策略，使服务航天器到达目标监测轨道，对目标航天器进行在轨监测服务。通过绕飞的方式对目标航天器进行在轨监测是一种有效方式。但是在现有的对服务航天器和目标航天器的相对运动的研究中，均未考虑航天器载荷在实际工程中对光照条件的需求，而实际工程中航天器的载荷又往往需要在良好的光照条件下才能对目标取得较好的观测效果，因此，在现有研究中服务航天器对目标航天器的观测效果较差。

技术实现要素：

本发明的目的是为了解决现有研究中服务航天器对目标航天器的观测效果差的问题。

本发明为解决上述技术问题采取的技术方案是：一种考虑光照约束的地球同步轨道航天器自主绕飞方法，该方法包括以下步骤：

步骤一、以地心为圆心o建立地心惯性坐标系o-xyz；

其中：x轴位于赤道平面、且+x轴由地心指向春分点，+z轴由地心指向北极，y轴位于赤道平面、且+y轴、+x轴和+z轴符合右手定则；

以服务航天器的质心为圆心ot建立服务航天器轨道坐标系ot-xtytzt；

其中：+zt轴为服务航天器位置矢量的反向，+yt轴为服务航天器运行轨道平面法向量的反向，+xt轴、+yt轴和+zt轴符合右手定则；

以目标航天器的质心为圆心os建立目标航天器轨道坐标系os-xsyszs；

其中：+zs轴为目标航天器位置矢量的反向，+ys轴为目标航天器运行轨道平面法向量的反向，+xs轴、+ys轴和+zs轴符合右手定则；

以目标航天器的质心为圆心os建立hill坐标系os-xhyhzh：

其中：+xh轴为目标航天器位置矢量方向，+zh轴为目标航天器运行轨道平面法向，yh轴位于目标航天器运行轨道平面、且+xh轴、+yh轴和+zh轴符合右手定则；

步骤二、建立目标航天器和服务航天器的相对动力学模型；

步骤三、将目标航天器和服务航天器的相对动力学模型转化到目标航天器轨道坐标系上，得到目标航天器轨道坐标系下的相对运动学模型；

步骤四、计算服务航天器由初始位置运行到满足光照条件位置b所需要的时间；

步骤五、服务航天器从初始位置运行到满足光照条件位置b时进行第一次变轨，计算服务航天器的第一次变轨速度增量，再根据计算出的第一次变轨速度增量执行第一次变轨；

服务航天器从满足光照条件位置b运行到转移轨道与绕飞轨道的切点位置c时进行第二次变轨，计算服务航天器的第二次变轨速度增量，再根据计算出的第二次变轨速度增量执行第二次变轨；

第二次变轨后即完成满足光照条件的服务航天器相对于目标航天器的自主绕飞。

本发明的有益效果是：本发明的一种考虑光照约束的地球同步轨道航天器自主绕飞方法，本发明的服务航天器在满足光照条件的位置进行第一次变轨，这样就充分考虑了航天器载荷对光照条件的需求，按照本发明的方法形成的自主绕飞，有效克服了现有方法中并未考虑航天器载荷对光照条件的需求的问题，使服务航天器对目标航天器的观测效果更加准确，可以达到100％观测。

附图说明

图1为本发明建立的坐标系的示意图；

图2是本发明的太阳方位角的示意图；

图3是本发明服务航天器相对于目标航天器的自主绕飞形成过程的示意图；

图4是服务航天器在目标航天器轨道坐标系下的运动轨迹图；

图中：1代表在原轨道上的运动轨迹，2代表在转移轨道上的运动轨迹，3代表在绕飞轨道上的运动轨迹；

图5是形成自然绕飞过程中太阳方位角的变化曲线图。

具体实施方式

具体实施方式一：本实施方式所述的一种考虑光照约束的地球同步轨道航天器自主绕飞方法，该方法包括以下步骤：

步骤一、如图1所示：以地心为圆心o建立地心惯性坐标系(eics)o-xyz；

其中：x轴位于赤道平面、且+x轴由地心指向春分点，+z轴由地心指向北极，y轴位于赤道平面、且+y轴、+x轴和+z轴符合右手定则；

以服务航天器的质心为圆心ot建立服务航天器轨道坐标系(socs)ot-xtytzt；

其中：+zt轴为服务航天器位置矢量的反向，+yt轴为服务航天器运行轨道平面法向量的反向，+xt轴、+yt轴和+zt轴符合右手定则；

以目标航天器的质心为圆心os建立目标航天器轨道坐标系(socs)os-xsyszs；

其中：+zs轴为目标航天器位置矢量的反向，+ys轴为目标航天器运行轨道平面法向量的反向，+xs轴、+ys轴和+zs轴符合右手定则；

以目标航天器的质心为圆心os建立hill坐标系(socs)os-xhyhzh：

其中：+xh轴为目标航天器位置矢量方向，+zh轴为目标航天器运行轨道平面法向，yh轴位于目标航天器运行轨道平面、且+xh轴、+yh轴和+zh轴符合右手定则；

步骤二、建立目标航天器和服务航天器的相对动力学模型；

步骤三、将目标航天器和服务航天器的相对动力学模型转化到目标航天器轨道坐标系上，得到目标航天器轨道坐标系下的相对运动学模型；

步骤四、计算服务航天器由初始位置运行到满足光照条件位置b所需要的时间；

步骤五、服务航天器从初始位置运行到满足光照条件位置b时进行第一次变轨，计算服务航天器的第一次变轨速度增量，再根据计算出的第一次变轨速度增量执行第一次变轨；

服务航天器从满足光照条件位置b运行到转移轨道与绕飞轨道的切点位置c时进行第二次变轨，计算服务航天器的第二次变轨速度增量，再根据计算出的第二次变轨速度增量执行第二次变轨；

第二次变轨后即完成满足光照条件的服务航天器相对于目标航天器的自主绕飞。

如图3所示，即服务航天器相对于目标航天器的自主绕飞形成过程的示意图，服务航天器从初始位置a运行到满足光照条件位置b，在满足光照条件位置b进行第一次变轨，第一次变轨后继续运行到转移轨道与绕飞轨道的切点位置c，并在位置c执行第二次变轨，完成满足光照条件的服务航天器相对于目标航天器的自主绕飞，图中的sunvectorpro(s2t)表示在位置b时，sunvectorpro与s2t重合，太阳方位角θ＝0。

原轨道(椭圆①)：服务航天器从初始位置运行到满足光照条件位置之前，服务航天器相对于目标航天器轨道坐标系xszs平面的运动轨迹；

转移轨道(椭圆②)：服务航天器从满足光照条件位置(第一次变轨位置)运行到第二次变轨位置之前，服务航天器相对于目标航天器轨道坐标系xszs平面的运动轨迹；

绕飞轨道(椭圆③)：第二次变轨后服务航天器相对于目标航天器轨道坐标系xszs平面的运动轨迹；

具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是：所述步骤二的具体过程为：

假设服务航天器和目标航天器的轨道偏心率为0或极小，且服务航天器与目标航天器的距离远小于其轨道半径；

目标航天器和服务航天器的相对动力学模型表示为：

其中：xh、yh、zh为目标航天器的位置矢量在hill坐标系下的三轴分量；ω为目标航天器轨道角速度；代表对xh求一阶导数，代表对xh求二阶导数，代表对yh求一阶导数，代表对yh求二阶导数，代表对zh求二阶导数。

本实施方式中的服务航天器和目标航天器的轨道偏心率极小是指小于10的负5次方。

具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一不同的是：所述步骤三的具体过程为：

将目标航天器和服务航天器的相对动力学模型转化到目标航天器轨道坐标系上，得到目标航天器轨道坐标系下的相对运动学模型为：

其中：x(t)、y(t)、z(t)为t时刻服务航天器的位置矢量在目标航天器轨道坐标系下的三轴分量；

取初始时刻为t＝0，设初始状态为：

式中x0、y0、z0为服务航天器的初始位置矢量在目标航天器轨道坐标系三轴上的分量；vx0、vy0、vz0为服务航天器的初始速度矢量在目标航天器轨道坐标系三轴上的分量；

根据式(3)给出的初始条件，得到式(2)的解析解为：

式中：vx(t)、vy(t)、vz(t)为服务航天器在t时刻的速度矢量在目标航天器轨道坐标系三轴上的分量。

具体实施方式四：本实施方式与具体实施方式一不同的是：所述步骤四的具体过程为：

本发明考虑服务航天器和目标航天器在地球同步轨道上运行，在服务航天器对目标航天器形成自主绕飞之后，两者之间的相对光照条件就不再改变，因此需要在服务航天器对目标航天器形成自主绕飞前，就使服务航天器满足光照约束。

如图2所示，太阳方位角θ为太阳矢量(sunvector)在服务航天器轨道坐标系ot-xtytzt的投影(sunvectorpro)与服务航天器指向目标航天器的矢量(s2t)的夹角；

θ＝0时服务航天器的位置为满足光照条件位置b；

则服务航天器由初始位置运行到满足光照条件位置b所需要的时间tsun为：

其中：θ0为服务航天器处于初始位置时对应的太阳方位角。

具体实施方式五：本实施方式与具体实施方式一不同的是：所述步骤五的具体过程为：

服务航天器原轨道的椭圆轨迹的方程为：

椭圆方程的中心坐标和半长轴表示为：

设转移轨道的椭圆轨迹的半长轴为a2，即转移轨道的椭圆轨迹的中心坐标为(xt-a2,0)，则转移轨道的椭圆轨迹的方程如公式(9)所示：

其中：xt是形成绕飞轨道的椭圆轨迹的半长轴；

则转移轨道的椭圆轨迹的半长轴a2的表达式为：(xb,zb)为满足光照条件位置b的坐标；

根据公式(7)得到转移轨道的椭圆轨迹的中心坐标为

其中：vzb为服务航天器在满足光照条件位置b变轨后的速度矢量在目标航天器轨道坐标系的zs轴分量；

由与(xt-a2,0)等价，得到vzb的表达式为：

则第一次变轨速度增量δv1z为：

式中，vzb0为服务航天器在满足光照条件位置b变轨前的速度矢量在目标航天器轨道坐标系的zs轴分量；vzb0是由初始位置积分tsun时间后得到；

vzb0是由初始位置积分tsun时间后，得到服务航天器在满足光照条件的位置b的速度矢量，再向目标航天器的轨道坐标系的zs轴分解得到的；

服务航天器根据计算好的第一次变轨速度增量在满足光照条件位置b进行第一次变轨，第一次变轨后服务航天器再从满足光照条件位置b运行到转移轨道与绕飞轨道的切点位置c；

同理求解第二次变轨的速度增量；根据公式(2)求得转移轨道的椭圆轨迹的中心坐标为

由与(xt-a2,0)等价，得到

vzc0为服务航天器在位置c变轨后的速度矢量在目标航天器轨道坐标系的zs轴分量；

整理得到

根据公式(2)求得绕飞轨道的椭圆轨迹的中心坐标为a3为绕飞轨道的椭圆轨迹的半长轴，vzc为服务航天器在位置c变轨前的速度矢量在目标航天器轨道坐标系的zs轴分量；

将绕飞轨道的椭圆轨迹的中心坐标表示为(xt-a3，0)；

由与(xt-a3，0)等价，得到所以第二次变轨速度增量为：

服务航天器根据计算好的第二次变轨速度增量在位置c进行第二次变轨，第二次变轨后即完成满足光照条件的服务航天器相对于目标航天器的自主绕飞。

对施加第一次变轨速度增量与施加第二次变轨速度增量的时间间隔进行求解，因为椭圆②运行一周的时间与目标航天器轨道周期相同，根据图3所示，以半个轨道周期为基准，在其基础上根据服务航天器初始的位置，加上或减去由位置a到达位置c点时间即可。先要求解服务航天器在椭圆②上由位置a到达位置c的时间，根据式(4)的表示的c-w方程前两个分量和位置a、位置c两点的坐标，可以得到如式(13)所示的方程组：

令t0＝0，方程组可化为：

根据式(14)解出：

其中：δx＝2a-|xt-x0|。

综上，可以得出两次变轨速度增量及施加两次脉冲的时间间隔τ为：

实施例

选取一组同轨道面的同步轨道航天器初始参数，形成绕飞的目标椭圆短半轴为10km，如表1所示为自然绕飞形成的初始参数：

表1自然绕飞形成初始参数

通过计算可得表2所示的变轨策略

表2变轨策略

如图4所示，画出整个过程中服务航天器在目标航天器轨道坐标系下的运动轨迹；

由图4得，整个分为三段，虚线所示部分的是服务航天器在原轨道上运行时间，已达到对目标航天器具有良好观察效果的目的，实线所示部分是服务航天器在转移椭圆上的轨迹，最后的点画线部分是服务航天器已经对目标航天器形成了自然绕飞椭圆，并且目标航天器位于椭圆的中心，

如图5所示为形成自然绕飞过程中太阳方位角的变化曲线图，服务航天器在原轨道上时，太阳方位角的变化范围是0-180度，当形成自主绕飞后，太阳方位角的变化为0-40度，满足良好的光照条件。

本发明的上述算例仅为详细地说明本发明的计算模型和计算流程，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。