CN108438255B - 一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法，包含：1)利用自然摄动使得编队辅星将逐渐接近编队主星；2)星间距离出现小于星间链路的作用距离情况时，星载载波差分GNSS接收机能够输出测量数据，输出导航结果，编队辅星进行平面内控制；3)当星间距离完全小于星间链路的作用距离时，优先进行面外控制；4)根据相对导航结果，进行平面内控制，进一步减小星间半长轴偏差，初步形成绕飞编队构形；5)根据相对导航结果，当星间距离小于阈值时，平面内外参数联合控制，修正编队构形，消除星间半长轴偏差和星间距离切向偏差，形成最终目标绕飞编队构形。

Description

一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法

技术领域

本发明涉及一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法，属于卫星轨道控制技术领域。

背景技术

航天器编队飞行是20世纪80年代后期随着微小卫星的发展而出现的一种新的航天器空间运行模式。卫星编队飞行相比单颗大型航天器在某些方面具有非常突出的优势，从概念诞生伊始就得到世界各航天大国的青睐，涌现了众多编队飞行研究计划，成为航天领域的一大研究热点。尽管编队飞行技术展现了诱人的应用前景，但就目前来看，真正能够顺利实现的研究计划并不多见，其中重要的原因是工程约束复杂而带来的实现难度大。目前，德国TanDEM-X编队任务和瑞典Prisma编队任务在轨成功应用，引起世界上各航天大国的真正重视。国内近年来对卫星的编队飞行技术也十分重视主要集中在卫星编队总体和控制的理论研究，离工程应用尚有距离。

由于卫星绕飞的编队构形不能通过运载火箭完成，因此卫星编队构形初始化是必须要经历的事件。显然，工程条件下卫星初始化过程是比较复杂的，主要表现初始化过程中需要考虑燃料消耗、控制(完成)效率、星间安全以及控制精度等众多影响因素以及复杂影响因素带来具体控制策略的设计复杂度提升。

目前，现有的相关研究成果往往将主编队初始化控制问题转化为任务指派或追踪器问题，利用复杂算法(如序列二次规划或遗传算法)求解某项单一指标如燃料消耗最优为基础建立的目标函数的最小值，从而进行主编队初始化控制方法设计。实现上，现有的相关研究成果往往存在算法过于复杂、约束条件过于简单、方案(方法)设计约束条件建模不充分以及缺乏星间安全性约束考虑等不足。

发明内容

本发明的技术解决问题是：针对现有技术存在的不足，提供一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法，能够满足编队初始化燃料最优同时兼顾星间安全与控制效率等工程约束条件。

本发明的技术方案是：一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法，包括如下步骤：

步骤1：远程导引阶段，即当星间距离大于星间链路的作用距离时，对编队辅星进行一组平面内间隔180°的最优双脉冲控制，控制量利用双星绝对轨道信息进行差分进行获取；

步骤2：近程导引阶段，即星间距离不断减小，当星间距离出现小于星间链路的作用距离情况时，星载载波差分GNSS接收机输出星间相对距离数据，完成星间状态确定，得到相对导航结果；根据相对导航结果，计算得到两脉冲控制的速度增量，编队辅星进行轨道面内控制，调整平面内参数相对半长轴Δa，进一步减小星间半长轴偏差，控制辅星接近主星的速率，保证主星与辅星切向距离稳步减小；

步骤3：形成编队构形第一阶段，即当星间距离完全小于星间链路的作用距离时，遵循“平面外编队控制优先原则”下根据相对导航结果，计算得到平面外的控制速度增量，调整平面外参数相对倾角矢量Δi_x、Δi_y，使得双星之间平面外参数满足控制精度指标要求；

步骤4：形成编队构形第二阶段，当平面外控制到位，即满足控制精度指标要求后，根据相对导航结果，再进行平面内控制，调整平面内参数相对半长轴Δa和相对偏心率矢量Δe，初步形成绕飞编队构形；

步骤5：形成编队构形第三阶段，即根据相对导航结果，当星间距离达到最小设定阈值时，计算得到3脉冲的速度增量，通过3次相位间隔180°的脉冲控制，联合调整相对半长轴、相对偏心率矢量以及相对纬度幅角，进行精确的平面内外参数联合控制，修正编队构形，消除星间半长轴偏差和星间距离切向偏差，形成最终目标绕飞编队构形。

所述步骤1中控制量为两脉冲控制的速度增量，计算方法为：

式中，Δa为需要控制的相对半长轴调整量；Δe为相对偏心率矢量调整量；μ＝3.986005×10¹⁴；a₂表示编队辅星半长轴ΔV₁、ΔV₂为两脉冲控制的速度增量。

所述步骤3中计算得到平面外的控制速度增量，即喷气的速度增量Δv_z为：

其中n表示主星平均轨道角速度，a₁表示编队主星半长轴。

所述步骤4中再进行平面内控制根据的公式为：

式中，Δa为需要控制的相对半长轴调整量；Δe为相对偏心率矢量调整量；μ＝3.986005×10¹⁴；a₂表示编队辅星半长轴ΔV₁、ΔV₂为两脉冲控制的速度增量。

所述步骤5中3脉冲的速度增量的计算方法如下：

其中，n为主星平均轨道角速度，表示相对偏心率矢量的调整量，Δu_c＝Δu-1.5(u₁-u₀)Δa/a₁表示相对纬度幅角的调整量，u₀为触发编队控制策略的时刻，a₁表示编队主星半长轴；第1次喷气控制Δv₁是在纬度幅角u₁＝arctan(δΔe_y/δΔe_x)的时刻；第2次喷气控制Δv₂是在纬度幅角为u₂＝u₁+π的时刻；第3次喷气控制Δv₃是在纬度幅角为u₃＝u₁+2π的时刻。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

1、过程明确，工程可实现性强：目前现有的编队初始化控制方法仅是从算法层面解决控制策略生成问题，建立约束条件或是燃料消耗最优或是完成时间最优，约束条件简单，算法复杂；本发明不局限于算法层面，将编队初始化划分为3个阶段—远程导引、近程导引和形成绕飞编队，针对每个阶段的特点，明确测量数据获取方式、主要影响因素以及具体控制策略等信息。

2、星间安全性高：目前现有的编队初始化控制方法往往对控制过程中防碰撞考虑不充分，控制策略缺乏基本准则，本发明充分考虑星间安全性，每个步骤环节控制策略选择的依据准则清晰。

3、节省燃料消耗：本发明中编队初始化全过程尽可能利用自然摄动，并且结合实际需求，设置调节参数，实现星间安全、控制效率(控制任务完成时间)与节省燃料消耗的均衡考虑。

附图说明

图1为Hill坐标系示意图。

图2为编队初始化流程示意图。

具体实施方式

如图2所示，本发明方法如下：

步骤1远程导引阶段，即当星间距离大于星间链路的作用距离时，对编队辅星进行1组平面内间隔180°的最优双脉冲控制，控制量利用双星绝对轨道信息进行差分进行获取，依据公式(2)进行计算，实现仅改变星间相对半长轴，而保持其它不变。由于星间半长轴存在偏差，在自然摄动条件下编队辅星将逐渐接近编队主星。

步骤2近程导引阶段，即随着编队辅星逐渐接近编队主星，星间距离不断减小。当星间距离出现小于星间链路的作用距离情况时，星载载波差分GNSS接收机输出星间相对距离。星上相对导航模块根据GNSS接收机实时输出数据完成星间状态确定即相对导航运算，输出相对导航数据定义如公式(1)所示。根据相对导航结果，依据公式(2)进行计算，编队辅星进行轨道面内控制，主要调整平面内参数相对半长轴Δa，进一步减小星间半长轴偏差，控制辅星接近主星的速率，保证主星与辅星切向距离稳步减小。

步骤3形成编队构形阶段--平面外控制，即当星间距离完全小于星间链路的作用距离时，遵循“平面外编队控制优先原则”下根据相对导航结果，依据公式(4)进行计算，计算得到平面外的控制速度增量，调整平面外参数相对倾角矢量Δi_x、Δi_y，使得双星之间平面外参数满足控制精度指标要求；

步骤4形成编队构形阶段--平面内控制，即当平面外控制到位后，根据相对导航结果，依据公式(2)进行计算，进行平面内控制，调整平面内参数相对半长轴Δa和相对偏心率矢量Δe，初步形成绕飞编队构形。由于更进一步减小星间半长轴偏差，使得辅星接近主星的速率更加缓慢，保证主星与辅星切向距离稳步减小。

步骤5形成编队构形阶段—精确构形修正，即根据相对导航结果，当星间距离足小于阈值时(考虑到***的安全性以及节省燃料消耗的原则，阈值默认值设置1km，阈值可以地面注数修改，)，依据公式(4)和公式(5)进行计算，计算得到3脉冲的速度增量，通过3次相位间隔180°的脉冲控制，联合调整相对半长轴、相对偏心率矢量以及相对纬度幅角，进行精确的平面内外参数联合控制，修正编队构形，消除星间半长轴偏差和星间距离切向偏差，形成最终目标绕飞编队构形。

为了描述辅星相对于主星的运动，定义如下相对轨道根数Δα矢量：

其中，下标1表示主星绝对轨道六根数；下标2表示辅星绝对轨道六根数，Δu表示相对纬度幅角之差。相对导航输出的数据即为实时测量获得的相对轨道根数。

以下结合附图与公式，对本发明做进一步详细阐述。

步骤1远程导引阶段，即当星间距离大于星间链路的作用距离时，对编队辅星进行1组平面内间隔180°的最优双脉冲控制，控制量利用双星绝对轨道信息进行差分进行获取，依据公式(2)进行计算，实现仅改变星间相对半长轴，而保持其它不变。由于星间半长轴存在偏差，在自然摄动条件下编队辅星将逐渐接近编队主星。

式中，Δa分别为需要控制的相对半长轴调整量；Δe分别为相对偏心率矢量调整量；μ＝3.986005×10¹⁴；a₂表示编队辅星半长轴ΔV₁、ΔV₂为两脉冲控制的速度增量。

注：由于步骤1中仅控制相对半长轴，Δe置零，Δv₁的喷气时刻可以任意指定，两脉冲控制时刻之间的时间间隔0.5个轨道周期。

步骤2近程导引阶段，即随着编队辅星逐渐接近编队主星，星间距离不断减小。当星间距离出现小于星间链路的作用距离情况时，星载载波差分GNSS接收机输出星间相对距离。星上相对导航模块根据GNSS接收机实时输出数据完成星间状态确定即相对导航运算，输出相对导航数据定义如公式(1)所示。根据相对导航结果，依据公式(2)进行计算，编队辅星进行轨道面内控制，主要调整平面内参数相对半长轴Δa，进一步减小星间半长轴偏差，控制辅星接近主星的速率，保证主星与辅星切向距离稳步减小。

考虑到编队初始化初期，两星纬度幅角差Δu明显偏大的情况，如果公式(5)所示采用3脉冲将Δa、Δe和Δu同时控制到位，需要较大的速度增量即燃料消耗较大。对于这种情况，还是采用公式(2)2脉冲控制方式，调整相对半长轴Δa，即利用Δa偏差存在情况下，Δu在会随时间t存在自然漂移的自然特性，从而达到兼顾控制效率和节省燃料消耗的目的。

注：与步骤1不同，公式2按照公式1计算时Δe为星上相对导航实际获得相对偏心率矢量，Δv₁喷气时刻由u＝arctan(Δe_y/Δe_x)两脉冲控制间隔0.5个轨道周期。

步骤3形成编队构形阶段--平面外控制，即当星间距离完全小于星间链路的作用距离时，遵循“平面外编队控制优先原则”下根据相对导航结果，依据公式(4)进行计算，计算得到平面外的控制速度增量，调整平面外参数相对倾角矢量Δi_x、Δi_y，使得双星之间平面外参数满足控制精度指标要求。

根据卫星轨道动力学，平面外轨道参数即相对倾角矢量调整仅能通过垂直于轨道平面的推力控制完成。

由卫星的相对动力学方程可得

喷气的速度增量Δv_z选择为

喷气点的纬度幅角为u＝arctan(Δi_y/Δi_x)

在漂移的过程当中，双星之间的Hill坐标系下X_HO_HZ_H面内距离就能保证在安全范围之内，避免碰撞的风险。

步骤4形成编队构形阶段--平面内控制，即当平面外控制到位后，根据相对导航结果，依据公式(2)进行计算，进行平面内控制，调整平面内参数相对半长轴Δa和相对偏心率矢量Δe，初步形成绕飞编队构形。由于更进一步减小星间半长轴偏差，使得辅星接近主星的速率更加缓慢，保证主星与辅星切向距离稳步减小。

考虑到***的安全性以及节省燃料消耗的原则，在两星之间的切向距离l一般可取为1km以内。

步骤5形成编队构形阶段—精确构形修正，即根据相对导航结果，当星间距离小于阈值时(考虑到***的安全性以及节省燃料消耗的原则，阈值默认值设置1km，阈值可以地面注数修改，)，依据公式(4)和公式(5)进行计算，进行精确的平面内外参数联合控制，修正编队构形，消除星间半长轴偏差和星间距离切向偏差，形成最终目标绕飞编队构形。

平面内3脉冲控制考虑轨道根数之间的耦合影响，采用联合调整方式。通过3次相位间隔180°的脉冲控制，联合调整相对半长轴、相对偏心率矢量以及相对纬度幅角。

策略生成时刻编队控制调整量为Δa(相对半长轴调整量)、Δe(相对偏心率矢量调整量)和Δu(相对纬度辐角调整量)，同时将相对纬度辐角调整量按时间递推到控制时刻Δu_c。根据上述约束，可以得到3脉冲的速度增量如下：

其中，其中n为主星平均轨道角速度；

Δu_c＝Δu-1.5(u₁-u0)Δa/a，u₀为触发编队控制策略的时刻；第1次喷气控制Δv₁是在纬度幅角u₁＝arctan(δΔe_y/δΔe_x)的时刻；第2次喷气控制Δv₂是在纬度幅角为u₂＝u₁+π的时刻；第3次喷气控制Δv₃是在纬度幅角为u₃＝u₁+2π的时刻。

进行完精确面内控制后消除辅星和主星之间沿切向漂移，形成精确双星绕飞编队构形。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (5)

1.一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法，其特征在于包括如下步骤：

步骤1：远程导引阶段，即当星间距离大于星间链路的作用距离时，对编队辅星进行一组平面内间隔180°的最优双脉冲控制，控制量利用双星绝对轨道信息进行差分进行获取；

步骤2：近程导引阶段，即星间距离不断减小，当星间距离出现小于星间链路的作用距离情况时，星载载波差分GNSS接收机输出星间相对距离数据，完成星间状态确定，得到相对导航结果；根据相对导航结果，计算得到两脉冲控制的速度增量，编队辅星进行轨道面内控制，调整平面内参数相对半长轴Δa，进一步减小星间半长轴偏差，控制辅星接近主星的速率，保证主星与辅星切向距离稳步减小；

步骤3：形成编队构形第一阶段，即当星间距离完全小于星间链路的作用距离时，遵循“平面外编队控制优先原则”下根据相对导航结果，计算得到平面外的控制速度增量，调整平面外参数相对倾角矢量Δi_x、Δi_y，使得双星之间平面外参数满足控制精度指标要求；

步骤4：形成编队构形第二阶段，当平面外控制到位，即满足控制精度指标要求后，根据相对导航结果，再进行平面内控制，调整平面内参数相对半长轴Δa和相对偏心率矢量Δe，初步形成绕飞编队构形；

步骤5：形成编队构形第三阶段，即根据相对导航结果，当星间距离达到最小设定阈值时，计算得到3脉冲的速度增量，通过3次相位间隔180°的脉冲控制，联合调整相对半长轴、相对偏心率矢量以及相对纬度幅角，进行精确的平面内外参数联合控制，修正编队构形，消除星间半长轴偏差和星间距离切向偏差，形成最终目标绕飞编队构形。

2.根据权利要求1所述的一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法，其特征在于：所述步骤1中控制量为两脉冲控制的速度增量，计算方法为：

式中，Δa为需要控制的相对半长轴调整量；Δe为相对偏心率矢量调整量；μ＝3.986005×10¹⁴；a₂表示编队辅星半长轴；ΔV₁、ΔV₂为两脉冲控制的速度增量。

3.根据权利要求1所述的一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法，其特征在于：所述步骤3中计算得到平面外的控制速度增量，即喷气的速度增量Δv_z为：

其中n表示主星平均轨道角速度，a₁表示编队主星半长轴。

4.根据权利要求1所述的一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法，其特征在于：所述步骤4中再进行平面内控制根据的公式为：

式中，Δa为需要控制的相对半长轴调整量；Δe为相对偏心率矢量调整量；μ＝3.986005×10¹⁴；a₂表示编队辅星半长轴；ΔV₁、ΔV₂为两脉冲控制的速度增量。

5.根据权利要求1所述的一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法，其特征在于：所述步骤5中3脉冲的速度增量的计算方法如下：

其中，n为主星平均轨道角速度，表示相对偏心率矢量的调整量，Δu_c＝Δu-1.5(u₁-u₀)Δa/a₁表示相对纬度幅角的调整量，u₀为触发编队控制策略的时刻，a₁表示编队主星半长轴；第1次喷气控制Δv₁是在纬度幅角u₁＝arctan(δΔe_y/δΔe_x)的时刻；第2次喷气控制Δv₂是在纬度幅角为u₂＝u₁+π的时刻；第3次喷气控制Δv₃是在纬度幅角为u₃＝u₁+2π的时刻；Δu表示相对纬度幅角之差。