一种航天飞行器的自主轨道重规划方法技术

本发明专利技术涉及一种航天飞行器的自主轨道重规划方法，包括如下步骤：采集航天器状态信息；根据状态信息计算轨道是否超差；根据超差情况判读是否进行重规划，如果不超差，按正常默认轨道飞行，如果超差，则进行弹道重规划；按照优先级的顺序判断轨道参数库中能到达的目标轨道参数对应的最小i值，最小i值对应的预选轨道作为新的目标轨道；控制飞行器按新目标轨道飞行。本发明专利技术创造性的使航天飞行器具备自主轨道重规划能力，能够实现故障状态下的自救，在故障情况下完成预期目标，减少经济损失和降低安全风险；通过自主的方式，不依赖地面设备和人员，降低了人力物力成本。

Autonomous Orbit re planning method for space vehicle

Planning method of the present invention relates to an autonomous orbit spacecraft, comprising the following steps: collecting the spacecraft state information; according to the state information of the track is calculated whether the ultra poor; according to the situation whether the ultra poor interpretation of the plan, if not ultra poor, according to the normal default orbit flight, if ultra poor, then trajectory planning; according to the priority of judging the minimum I target orbit parameters of orbit parameters library can reach a value corresponding to the minimum I value corresponding to the preselected orbit as the new target track; according to the new target orbit flight control aircraft. This invention make spacecraft autonomous orbit with re planning ability, can realize the fault condition of the self-help, the target in the case of faults, reduce economic losses and reduce security risks; through independent way, do not rely on ground equipment and personnel, reduce the manpower cost.

【技术实现步骤摘要】
一种航天飞行器的自主轨道重规划方法
本专利技术涉及一种航天飞行器的自主轨道重规划方法，属航天器飞行器制导控制领域。
技术介绍
传统的航天运输器，典型的如运载火箭，都是一次发射，起飞后不管，即起飞后如遇到发动机故障或其它意外情况，只能听天由命，不能进行轨道重新规划，因而不具备故障挽救能力，因此在故障情况下往往会造成较大的经济损失，甚至会发生安全事故。某些飞行器虽然具备轨道重新规划能力，具有故障挽救功能，(如卫星等，当出现火箭未将其送入预定轨道或有较大轨道偏差时，会通过接收地面注入上传的指令，进行轨道重新规划)但是都是基于天地通讯模式进行重规划，即在地面生成故障情况下轨道重规划指令，通过远程遥控方式上传至飞行器，这种方式一方面需要地面测控设备和大量技术人员支持，耗费巨大的人力物力成本，另一方面还受测控弧段和天地通讯情况的限制，当某些故障发生在测控盲区时或者出现天地通讯故障时，仍会使得飞行器无法接收到地面指令而导致故障无法挽救。航天飞行器是介于有效载荷与基础级运载火箭之间的具有自主轨道机动能力的新型航天运输工具，具有长时间在轨、多次启动、自主飞行、强大机动能力等特点。此航天飞行器能够完成多星发射、卫星部署、空间试验、交会、再入返回和轨道机动等任务。是提高火箭性能和提高任务适应能力的有效途径，倍受世界各航天大国的高度重视。如何利用飞行器携带的相关传感器敏感到的自身状态参数如速度位置等信息，自主选择新的最优目标轨道，是本领域急需解决的技术问题。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术的不足，提供一种航天飞行器的自主轨道重规划方法，进行在线自主判断，自主选择新的最优目标轨道，使得航天飞行器可以通过轨道重规划而具备故障挽救能力。本专利技术目的通过如下技术方案予以实现：提供一种航天飞行器的自主轨道重规划方法，包括如下步骤：(1)采集航天飞行器在滑行段ts时刻的飞行状态信息，飞行状态信息包括：距离起飞时刻的相对时间ts，航天飞行器控制系统的坐标系ts时刻的速度[Vx，Vy，Vz]和位置[x，y，z]；计算轨道参数，包括：半长轴a、离心率e、轨道倾角i、近地点幅角ω、升交点赤经Ω、真近点角f；(2)判断轨道参数是否存在超差，如果轨道参数均没有超差，则不进行轨道重规划，飞行器沿默认轨道飞行；如果任一轨道参数存在超差，则进入步骤(3)；(3)读取事先装订在计算机中的轨道参数库N条的预选轨道，半长轴ai、离心率ei、轨道倾角ii、近地点幅角ωi、升交点赤经Ωi、真近点角fi，i＝1、2、3...N，按i从小到大的顺序排列；距离起飞时刻的相对时间ts，航天飞行器控制系统坐标系ts时刻的速度[Vx，Vy，Vz]、位置[x，y，z]，读取预估的推力F和读取预装订的比冲U，及轨道参数库第1个目标轨道参数，判断是否能到达该目标轨道，如果能到达，则采用第1条预选轨道作为新的目标轨道，如果不能到达，则计算轨道参数库第2个目标轨道参数，判断是否到达该目标轨道，如果能到达，则采用第2条预选轨道作为新的目标轨道，依次类推，直至找到轨道参数库中能到达的目标轨道参数对应的最小i值，则将最小i值对应的预选轨道作为新的目标轨道；(4)控制飞行器按新目标轨道飞行。优选的，步骤(2)中判断轨道参数是否存在超差的具体方法为：判断|a-a0|≤Δa、|e-e0|≤Δe、|i-i0|≤Δi、|Ω-Ω0|≤ΔΩ、|ω-ω0|≤Δω、|f-f0|≤Δf是否均满足，如果均满足要求判定轨道参数都没有超差，如果任一轨道参数不满足要求，则表明该轨道参数超差，其中a0、e0、i0、ω0、Ω0、f0分别表示理论标准的轨道半长轴、离心率、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经、真近点角，Δa、Δe、Δi、ΔΩ、Δω、Δf分别表示理论标准的轨道半长轴偏差阈值、离心率偏差阈值、轨道倾角偏差阈值、近地点幅角偏差阈值、升交点赤经偏差阈值、真近点角偏差阈值。优选的，找到轨道参数库中能到达的目标轨道参数对应的最小i值的具体方法为：利用参数ts，[Vx，Vy，Vz]，[x，y，z]，F，U，a1、e1、i1、ω1、Ω1、f1，通过迭代制导的方法计算可达轨道am1、em1、im1、ωm1、Ωm1、fm1，计算|a1-am1|、|e1-em1|、|i1-im1|、|Ω1-Ωm1|、|ω1-ωm1|、|f1-fm1|，判断是否小于等于各自偏差阈值，如果均小于等于各自偏差阈值，则判断能到达该轨道，采用第1条预选轨道作为新的目标轨道，如果任一参数大于偏差阈值，则不能到达该轨道，第1条预选轨道不作为新的目标轨道；计算轨道参数库第2个目标轨道参数，判断是否超差，如果不超差，则采用第2条预选轨道作为新的目标轨道，依次类推，直至找到轨道参数库中不超差的目标轨道参数对应的最小i值，即满足|ai-ami|、|ei-emi|、|ii-imi|、|Ωi-Ωmi|、|ωi-ωmi|、|fi-fmi|均小于偏差阈值的最小i值，则将最小i值对应的预选轨道作为新的目标轨道，其中ami、emi、imi、ωmi、Ωmi、fmi分别表示选取第i条预选轨道理论，利用迭代制导计算可达轨道轨道的半长轴、离心率、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经、真近点角。优选的，N不小于10。优选的，ts时刻选择滑行段的前1000s。优选的，步骤(3)中如果N条预选轨道均不能到达，则控制飞行器沿默认轨道飞行。本专利技术与现有技术相比具有如下优点：(1)本专利技术创造性的使航天飞行器具备自主轨道重规划能力，能够实现故障状态下的自救，在故障情况下完成预期目标，减少经济损失和降低安全风险；(2)本专利技术通过自主的方式，不依赖地面设备和人员，降低了人力物力成本；(3)本专利技术通过在线自主计算的方式，不受测控弧段限制，不受天地通讯故障限制，提高了任务适应能力。附图说明图1为本专利技术轨道重规划流程示意图。具体实施方式本专利技术的技术解决方案是：自主轨道重新规划的实施过程，主要包括通过敏感器得到的速度位置等状态信息，确定状态参数是否超差，确定是否需要进行重规划，自主确定新的目标轨道，自主控制朝新的目标轨道飞行。轨道重规划具体步骤如下：(1)采集飞行器的状态信息航天飞行器与基础级火箭分离后进入滑行状态时，采集航天飞行器在滑行段ts时刻的飞行状态信息。飞行状态信息包括如下数据：距离起飞时刻的相对时间ts，航天飞行器控制系统坐标系ts时刻的速度[Vx，Vy，Vz]和位置[x，y，z]，计算轨道参数：a、e、i、ω、Ω、f，分别表示半长轴、离心率、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经、真近点角。(2)判断轨道参数是否超差如果|a-a0|≤Δa、|e-e0|≤Δe、|i-i0|≤Δi、|Ω-Ω0|≤ΔΩ、|ω-ω0|≤Δω、|f-f0|≤Δf都满足，说明轨道参数都没有超差，不进行轨道重规划，飞行器沿默认轨道飞行。如果上述式子有一个不满足，则进行轨道重规划。上式中a0、e0、i0、ω0、Ω0、f0，为理论标准的轨道根数，起飞前装订在航天飞行器计算机中。Δa、Δe、Δi、Δω、ΔΩ、Δf，为轨道允许超差的门限值，事先装订在航天飞行器计算机中。针对不同的任务，a0、e0、i0、ω0、Ω0、f0和Δa、Δe、Δi、Δω、ΔΩ、Δf都不相同。(3)选取新的目标轨道根据第(2)步，如果轨道参数超差，则进行新的目标轨本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航天飞行器的自主轨道重规划方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)采集航天飞行器在滑行段t

【技术特征摘要】
1.一种航天飞行器的自主轨道重规划方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)采集航天飞行器在滑行段ts时刻的飞行状态信息，飞行状态信息包括：距离起飞时刻的相对时间ts，航天飞行器控制系统的坐标系ts时刻的速度[Vx，Vy，Vz]和位置[x，y，z]；计算轨道参数，包括：半长轴a、离心率e、轨道倾角i、近地点幅角ω、升交点赤经Ω、真近点角f；(2)判断轨道参数是否存在超差，如果轨道参数均没有超差，则不进行轨道重规划，飞行器沿默认轨道飞行；如果任一轨道参数存在超差，则进入步骤(3)；(3)读取事先装订在计算机中的轨道参数库N条的预选轨道，半长轴ai、离心率ei、轨道倾角ii、近地点幅角ωi、升交点赤经Ωi、真近点角fi，i＝1、2、3...N，按i从小到大的顺序排列；距离起飞时刻的相对时间ts，航天飞行器控制系统坐标系ts时刻的速度[Vx，Vy，Vz]、位置[x，y，z]，读取预估的推力F和读取预装订的比冲U，及轨道参数库第1个目标轨道参数，判断是否能到达该目标轨道，如果能到达，则采用第1条预选轨道作为新的目标轨道，如果不能到达，则计算轨道参数库第2个目标轨道参数，判断是否到达该目标轨道，如果能到达，则采用第2条预选轨道作为新的目标轨道，依次类推，直至找到轨道参数库中能到达的目标轨道参数对应的最小i值，则将最小i值对应的预选轨道作为新的目标轨道；(4)控制飞行器按新目标轨道飞行。2.如权利要求1所述的航天飞行器的自主轨道重规划方法，其特征在于，步骤(2)中判断轨道参数是否存在超差的具体方法为：判断|a-a0|≤Δa、|e-e0|≤Δe、|i-i0|≤Δi、|Ω-Ω0|≤ΔΩ、|ω-ω0|≤Δω、|f-f0|≤Δf是否均满足，如果均满足要求判定轨道参数都没有超差，如果任一轨道参数不满足要求，则表明该轨道参数超差，其中a0、e0、i0、ω0、Ω0、f0分别表示理论标准的轨道半长轴、离心率、轨道倾角、近地点幅角、升交点...

【专利技术属性】
技术研发人员：李超兵，王晋麟，禹春梅，徐国强，祁琪，吕建强，
申请(专利权)人：北京航天自动控制研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11