一种航天器编队维持或绕飞撤离的控制方法

摘要

本发明公开了一种航天器编队维持或绕飞撤离的控制方法，在目标航天器相邻的两个轨道周期中，分别对主控航天器相对于目标航天器轨道坐标系x坐标分量进行积分，对积分结果关于该周期的平方做差商，得到周期平均漂移速度；根据需要设定编队保持控制完成之后或绕飞撤离之后期望的周期平均漂移速度，该期望漂移速度减去控前周期平均漂移速度得到周期平均漂移速度增量，编队保持控制的双脉冲及绕飞撤离控制单脉冲的水平分量均由该增量计算得到，从而使编队保持控制具有自主及低频度等特征，使绕飞撤离自主且安全快捷。

主权项

一种航天器编队维持控制方法，其特征在于步骤如下：(1)在预期后续一段时间内主控航天器与目标航天器均不会发生轨道控制的情况下，指定一个进行周期平均漂移速度计算的采样初始时刻t₀₀；(2)按以下公式进行周期平均漂移速度的计算：${\bar{V}}_{\mathrm{drift}}\left(t\right)=\frac{{\int }_{t_0+T}^{t_0+2T}{x}_r\left(t\right)\mathrm{dt}-{\int }_{t_0}^{t_0+T}{x}_r\left(t\right)\mathrm{dt}}{T^2}$式中x_r(t)为采样时刻t对应的主控航天器在目标航天器的轨道坐标系中的x轴位置分量，根据测量得到；T为目标航天器轨道周期；t₀为相邻两个轨道周期中前一个轨道周期的积分初始时刻，t₀取值为：$t_0=\left\{\begin{array}{cc}{t}_{00}& t\le t_{00}+2T\\ t-2T& t>t_{00}+2T\end{array}\right.;$(3)判断时刻t是否满足t>t₀₀+2T，当满足t>t₀₀+2T时，获得第一个收敛可用的周期平均漂移速度结果，并转入步骤(4)；否则，返回步骤(2)；(4)判断时刻t是否到达编队维持控制启动时刻t_beforeKeep，如果到达时刻t_beforeKeep，获得该时刻t_beforeKeep对应的周期平均漂移速度转入步骤(5)；如果没有到达时刻t_beforeKeep，则返回步骤(2)；(5)根据周期平均漂移速度和期望的维持控制完成后的周期平均漂移速度计算周期平均漂移速度增量$\Delta {\bar{V}}_{\mathrm{drift},\mathrm{Keep}}={\bar{V}}_{\mathrm{drift}}\left(t_{\mathrm{afterKeep}}\right)-{\bar{V}}_{\mathrm{drift}}\left(t_{\mathrm{beforeKeep}}\right)$(6)根据周期平均漂移速度增量计算编队维持控制水平双脉冲中实现相对长半轴长调整的构成分量Δv_a：${\mathrm{\Delta v}}_a=-\frac{1}{3}\Delta {\bar{V}}_{\mathrm{drift},\mathrm{Keep}}$(7)根据编队维持控制实施之前的相对偏心率矢量和期望的维持控制完成后的目标相对偏心率矢量计算相对偏心率矢量增量其中并确定相对偏心率矢量增量在目标航天器节点坐标系Ox_ny_nz_n中x_n轴与y_n轴的坐标分量δΔe_x与δΔe_y；(8)根据公式计算得到相对偏心率矢量增量的幅值δΔe；根据相对偏心率矢量增量的幅值δΔe计算出编队维持控制水平双脉冲中实现相对偏心率调整的构成分量Δv_e：${\mathrm{\Delta v}}_e=\frac{{\bar{a}}_{t\arg \mathrm{et}}{n}_{t\arg \mathrm{et}}}{4}\mathrm{\delta \Delta e}$式中为目标航天器的平长半轴长，n_target为目标航天器的轨道角速率；(9)根据Δv_a和Δv_e确定编队维持控制的水平双脉冲大小，计算公式为：$\Delta v_{x1}=\frac{1}{2}{\mathrm{\Delta v}}_a+{\mathrm{\Delta v}}_e,$${\mathrm{\Delta v}}_{x2}=\frac{1}{2}{\mathrm{\Delta v}}_a-{\mathrm{\Delta v}}_e,$其中，Δv_x1为第一脉冲的大小，Δv_x2为第二脉冲的大小；(10)根据δΔe_x、δΔe_y确定水平双脉冲在主控航天器上作用点的轨道幅角：u_x1＝atan2(δΔe_y,δΔe_x)u_x2＝atan2(‑δΔe_y,‑δΔe_x)其中，u_x1为所述第一脉冲在主控航天器上作用点的轨道幅角，u_x2为所述第二脉冲在主控航天器上作用点的轨道幅角，atan2(*，*)为工程适用的拓展值域到[‑π，π]范围的反正切函数；(11)在轨道幅角u_x1处对主控航天器施加第一脉冲Δv_x1，在轨道幅角u_x2处对主控航天器施加第二脉冲Δv_x2，完成编队维持控制。