一種強(qiáng)迫繞飛控制方法技術(shù)

本發(fā)明專利技術(shù)公開了一種強(qiáng)迫繞飛控制方法，首先根據(jù)指定的繞飛周期進(jìn)行繞飛標(biāo)稱軌跡設(shè)計(jì)，基于誤差邊界對(duì)機(jī)動(dòng)路徑分段規(guī)劃，在每段內(nèi)采用基于C-W制導(dǎo)率單脈沖控制方法實(shí)現(xiàn)分段規(guī)劃路徑軌跡跟蹤，形成單邊極限環(huán)，充分利用了繞飛最大誤差邊界，規(guī)劃了誤差邊界內(nèi)的運(yùn)動(dòng)軌跡和控制后的繞飛軌跡運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)，既實(shí)現(xiàn)了快速繞飛又節(jié)省了燃料消耗，具有較強(qiáng)的工程實(shí)踐性。

【技術(shù)實(shí)現(xiàn)步驟摘要】

本專利技術(shù)涉及空間飛行器在對(duì)空間目標(biāo)進(jìn)行繞飛監(jiān)視和偵察時(shí)，對(duì)目標(biāo)進(jìn)行快速?gòu)?qiáng)迫繞飛的控制方法。
技術(shù)介紹
空間飛行器對(duì)空間目標(biāo)繞飛分為自然繞飛和強(qiáng)迫繞飛。自然繞飛指兩飛行器滿足一定軌道關(guān)系后，在空間攝動(dòng)力的作用下，一個(gè)飛行器以另一個(gè)為目標(biāo)進(jìn)行繞飛，在短時(shí)間內(nèi)不需要軌道控制，它是空間環(huán)境下自然飛行狀態(tài)。“強(qiáng)迫繞飛”是指通過(guò)軌道控制使飛行器以非自然軌道周期為繞飛周期對(duì)目標(biāo)進(jìn)行繞飛，這種繞飛通過(guò)軌道控制破壞了空間環(huán)境下自然飛行狀態(tài)。對(duì)處于慢旋的目標(biāo)來(lái)說(shuō)，如果飛行器以慢旋目標(biāo)的角速度大小為繞飛角速度，則飛行器相對(duì)慢旋目標(biāo)靜止。所述空間目標(biāo)例如可以是失效衛(wèi)星。在 對(duì)失效衛(wèi)星的空間在軌服務(wù)的過(guò)程中，為了快速獲取整星的形狀、輪廓或識(shí)別服務(wù)的特征部位，通常需要采用強(qiáng)迫繞飛技術(shù)，特別對(duì)于靜止軌道衛(wèi)星，由于其自然軌道周期較長(zhǎng)，約為24小時(shí)，如果以自然繞飛軌道周期進(jìn)行繞飛則需要較長(zhǎng)時(shí)間才能獲取整星的特性，因此在對(duì)靜止軌道衛(wèi)星進(jìn)行在軌服務(wù)過(guò)程中，強(qiáng)迫繞飛技術(shù)顯得尤為重要。從國(guó)外內(nèi)文獻(xiàn)調(diào)研情況來(lái)看，空間飛行器對(duì)目標(biāo)進(jìn)行強(qiáng)迫繞飛方法一般采用滑模變結(jié)構(gòu)和Bang-Bang連續(xù)控制的方法，使繞飛軌跡在繞飛誤差邊界內(nèi)飄移。傳統(tǒng)的強(qiáng)迫繞飛方法存在以下缺點(diǎn)一是在控制時(shí)只是當(dāng)實(shí)際繞飛軌跡碰到邊界時(shí)改變了飄移方向，沒(méi)有考慮其在誤差邊界內(nèi)的運(yùn)動(dòng)軌跡；二是沒(méi)有考慮燃料消耗的最優(yōu)；三是不能預(yù)測(cè)控后的繞飛軌跡運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)。采用滑模變結(jié)構(gòu)方法的強(qiáng)迫繞飛方法的軌跡如圖1所示，雖然實(shí)現(xiàn)了滿足任務(wù)要求在目標(biāo)星軌道平面內(nèi)(目標(biāo)星軌道坐標(biāo)系XOZ面)的強(qiáng)迫繞飛，偏差界的內(nèi)外邊界都發(fā)生了控制，但由于沒(méi)有對(duì)在偏差界內(nèi)的相對(duì)運(yùn)動(dòng)和每次觸界控制控后軌跡進(jìn)行規(guī)劃，造成在偏差界內(nèi)相對(duì)運(yùn)動(dòng)軌跡較雜亂無(wú)序，消耗的控制脈沖較大，所以燃料消耗同樣較大。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
本專利技術(shù)所要解決的技術(shù)問(wèn)題是提供一種基于有限分段的強(qiáng)迫繞飛控制方法，解決空間飛行器對(duì)目標(biāo)在軌服務(wù)過(guò)程中快速繞飛控制問(wèn)題，既能實(shí)現(xiàn)快速繞飛又能節(jié)省燃料。本專利技術(shù)的技術(shù)方案，實(shí)現(xiàn)步驟如下(I)根據(jù)強(qiáng)迫繞飛周期T確定標(biāo)稱繞飛軌跡；(2)確定在一個(gè)強(qiáng)迫繞飛周期T內(nèi)的分段數(shù)N ；其中# =，F(xiàn)ix(x)為向前取整函數(shù)；P為繞飛半徑，δ為強(qiáng)迫繞飛軌跡4δ偏差;(3)根據(jù)標(biāo)稱繞飛軌跡曲線確定第i段起始點(diǎn)開始時(shí)刻標(biāo)稱相對(duì)位置矢量；i = I N,其中=_Ρ (·^·) + $·· ’，t為從繞飛開始時(shí)刻計(jì)時(shí)的時(shí)間長(zhǎng)度；T N(4)根據(jù)所述標(biāo)稱相對(duì)位置矢量ξ (G)和星上相對(duì)測(cè)量敏感器輸出的相對(duì)位置矢量尸(fO )，確定第i段起始點(diǎn)開始時(shí)刻期望相對(duì)速度Pxp (/Q )，其中k = ^χ(γ) + ~ ~ ;(5)根據(jù)所述期望相對(duì)速度)^exp G。,.)和星上相對(duì)測(cè)量敏感器輸出的速度，確定出第i段起始點(diǎn)開始時(shí)刻軌跡跟蹤控制脈沖4匕。本專利技術(shù)與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是本專利技術(shù)提出了一種基于有限分段的強(qiáng)迫繞飛控制方法，首先根據(jù)指定的繞飛周期 進(jìn)行繞飛標(biāo)稱軌跡設(shè)計(jì)，基于誤差邊界對(duì)機(jī)動(dòng)路徑分段規(guī)劃，在每段內(nèi)采用基于C-W制導(dǎo)率燃料最優(yōu)單脈沖控制方法實(shí)現(xiàn)分段規(guī)劃路徑軌跡跟蹤，形成單邊極限環(huán)，充分利用了繞飛最大誤差邊界，規(guī)劃了誤差邊界內(nèi)的運(yùn)動(dòng)軌跡和控制后的繞飛軌跡運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)，既實(shí)現(xiàn)了快速繞飛又節(jié)省了燃料消耗，具有較強(qiáng)的工程實(shí)現(xiàn)性。附圖說(shuō)明圖1采用滑模變結(jié)構(gòu)方法軌道平面內(nèi)(目標(biāo)衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系XOZ面)進(jìn)行強(qiáng)迫繞飛的軌跡示意圖；圖2為目標(biāo)衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系示意圖；圖3為采用本專利技術(shù)的控制方法軌道平面內(nèi)強(qiáng)迫繞飛(標(biāo)稱軌跡α = O情況)軌跡示意圖。注圖1、3中X、Z代表兩星的相對(duì)運(yùn)動(dòng)位置矢量在目標(biāo)星軌道坐標(biāo)系的X和Z分量。具體實(shí)施例方式下面以追蹤衛(wèi)星對(duì)目標(biāo)衛(wèi)星進(jìn)行強(qiáng)迫繞飛為例，對(duì)本專利技術(shù)基于有限分段的強(qiáng)迫繞飛控制方法進(jìn)行說(shuō)明，具體包括如下步驟(I)建立目標(biāo)衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系如圖2所示，目標(biāo)衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系定義為(0-ΧΑΖ。)坐標(biāo)原點(diǎn)位于目標(biāo)衛(wèi)星質(zhì)心，Z軸在目標(biāo)衛(wèi)星軌道平面內(nèi)由目標(biāo)衛(wèi)星質(zhì)心指向地心；￥軸垂直軌道平面，指向軌道平面負(fù)法線，與軌道動(dòng)量矩矢量β方向相反；Χ軸與Y、Z軸構(gòu)成右手螺旋，指向衛(wèi)星飛向方向。本專利技術(shù)將兩星的相對(duì)狀態(tài)表述在目標(biāo)衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系下，定義兩星相對(duì)位置、速度矢量在目標(biāo)衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系表示為&弋，位置、速度矢量由三個(gè)坐標(biāo)分量表示。(2)根據(jù)指定的強(qiáng)迫繞飛周期設(shè)計(jì)標(biāo)稱繞飛軌跡假設(shè)任務(wù)要求圍繞目標(biāo)強(qiáng)迫繞飛形式，繞飛周期為T (Τ不等于目標(biāo)衛(wèi)星軌道周期)，繞飛半徑為P，要求強(qiáng)迫繞飛軌跡偏差為S米，則目標(biāo)星軌道坐標(biāo)系中標(biāo)稱繞飛軌跡曲線為本文檔來(lái)自技高網(wǎng)...

【技術(shù)保護(hù)點(diǎn)】
一種強(qiáng)迫繞飛控制方法，其特征在于：實(shí)現(xiàn)步驟如下：(1)根據(jù)強(qiáng)迫繞飛周期T確定標(biāo)稱繞飛軌跡；(2)確定在一個(gè)強(qiáng)迫繞飛周期T內(nèi)的分段數(shù)N；其中Fix(x)為向前取整函數(shù)；ρ為繞飛半徑，δ為強(qiáng)迫繞飛軌跡偏差；(3)根據(jù)標(biāo)稱繞飛軌跡曲線確定第i段起始點(diǎn)開始時(shí)刻標(biāo)稱相對(duì)位置矢量i＝1～N，其中，t為從繞飛開始時(shí)刻計(jì)時(shí)的時(shí)間長(zhǎng)度；(4)根據(jù)所述標(biāo)稱相對(duì)位置矢量和星上相對(duì)測(cè)量敏感器輸出的相對(duì)位置矢量確定第i段起始點(diǎn)開始時(shí)刻期望相對(duì)速度其中t0i=Fix(tT)+TN·(i-1);(5)根據(jù)所述期望相對(duì)速度和星上相對(duì)測(cè)量敏感器輸出的速度確定出第i段起始點(diǎn)開始時(shí)刻軌跡跟蹤控制脈沖FSA00000823186900011.tif,FSA00000823186900012.tif,FSA00000823186900013.tif,FSA00000823186900014.tif,FSA00000823186900015.tif,FSA00000823186900016.tif,FSA00000823186900018.tif,FSA00000823186900019.tif,FSA000008231869000110.tif...

【技術(shù)特征摘要】
1.一種強(qiáng)迫繞飛控制方法，其特征在于實(shí)現(xiàn)步驟如下 (1)根據(jù)強(qiáng)迫繞飛周期T確定標(biāo)稱繞飛軌跡； (2)確定在一個(gè)強(qiáng)迫繞飛周期T內(nèi)的分段數(shù)N； 其中2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種強(qiáng)迫繞飛控制方法，其特征在于目標(biāo)衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系下標(biāo)稱繞飛軌...

【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：李克行，何英姿，魏春嶺，曾海波，劉瀟翔，黎康，朱志斌，湯亮，熊凱，談樹萍，
申請(qǐng)(專利權(quán))人：北京控制工程研究所，
類型：發(fā)明
國(guó)別省市：