航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法及系统技术方案

本发明专利技术公开了一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法及系统，通过获取航天器抵近交会机动的相对轨道机动轨迹，并按照作用距离弧段对相对轨道机动轨迹进行分类，得到分类后的相对轨道机动轨迹；分别采用自然周期轨道轨迹规划法、基于继电型推力的连续最优轨迹线性规划方法以及图形化离散轨迹规划法分别对分类后的相对轨道机动轨迹进行规划，得到全流程相对轨道机动规划轨迹；本发明专利技术解决了航天器交会抵近相对轨道机动问题，将机动过程按照导航输入信息的不同划分为远距离、中距离、近距离三个阶段，并采用不同的规划方法分别对各阶段进行规划，最终实现全流程轨迹规划，确保优化结果收敛、燃耗最优、具有普遍使用性。具有普遍使用性。具有普遍使用性。

【技术实现步骤摘要】
航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法及系统


[0001]本专利技术涉及航天器相对轨道控制
，具体涉及一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法及系统。

技术介绍

[0002]近年来，发射入轨的卫星或其他航天器平台能力逐步提升，几乎都具备轨道机动能力，航天任务的复杂性也正在逐步提升，卫星既可以独立作为个体完成在轨任务，又可以组成具有协同控制和信息交互能力的复杂分布式卫星系统实现单颗卫星无法实现的功能，甚至涉及到合作或非合作航天器协同，因此相对轨道控制技术起到了决定性作用。
[0003]相对轨道机动控制技术可极大程度拓展航天器空间应用前景和任务能力，控制算法上已经发展的比较成熟，但在实际在轨应用层面，却缺乏具有普适性工程可用的轨迹规划方案，主要原因如下：
[0004]1)航天器相对轨道机动控制的轨迹基线动态变化范围极大，可从数米到数千公里量级，测量手段难以完整覆盖；
[0005]2)相对轨迹由远及近获取的测量信息处于动态变化，测量精度、维度难以在整个轨迹规划过程中完全统一；
[0006]3)抵近交会过程中的控制精度随距离逼近逐步提升，对规划轨迹的精度要求也逐步提高，轨迹规划应逐渐收敛且确保有最优解。
[0007]已有航天器在轨抵近机动的连续轨迹规划方法总体上可分为连续优化和离散搜索两类。连续优化方法的数值求解依赖于初值猜测，约束越多求解也越困难，而且规划结果有可能是发散的；连续优化方法生成的轨迹比较平滑，但很难直接生成实时轨迹。离散搜索方法，需要对搜索空间正确离散，约束越多求解越容易，理论上可以确保收敛到全局最优解，但所生成的轨迹不平滑。

技术实现思路

[0008]针对现有技术中的上述不足，本专利技术提供一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法及系统。
[0009]为了达到上述专利技术目的，本专利技术采用的技术方案为：
[0010]一方面，一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法，包括以下步骤：
[0011]S1、获取航天器抵近交会机动的相对轨道机动轨迹；
[0012]S2、按照作用距离弧段对相对轨道机动轨迹进行分类，得到第一相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第三相对轨道机动轨迹；
[0013]S3、利用自然周期轨道轨迹规划法对第三相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第三相对轨道机动轨迹；
[0014]S4、利用基于继电型推力的连续最优轨迹线性规划方法对第二相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第二相对轨道机动轨迹；
[0015]S5、利用图形化离散轨迹规划法对第一相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第一相对轨道机动轨迹；
[0016]S6、根据得到规划后的第三相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第一相对轨道机动轨迹构建全流程相对轨道机动规划轨迹。
[0017]另一方面，一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划系统，包括：
[0018]相对轨道机动轨迹获取模块，用于获取航天器抵近交会机动的相对轨道机动轨迹；
[0019]机动轨迹分类模块，用于按照作用距离弧段对相对轨道机动轨迹进行分类，得到第一相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第三相对轨道机动轨迹；
[0020]第三相对轨道机动轨迹规划模块，用于利用自然周期轨道轨迹规划法对第三相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第三相对轨道机动轨迹；
[0021]第二相对轨道机动轨迹规划模块，用于利用基于继电型推力的连续最优轨迹线性规划方法对第二相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第二相对轨道机动轨迹；
[0022]第一相对轨道机动轨迹规划模块，用于利用图形化离散轨迹规划法对第一相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第一相对轨道机动轨迹；
[0023]全流程相对轨道机动规划轨迹构建模块，用于根据得到规划后的第三相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第一相对轨道机动轨迹构建全流程相对轨道机动规划轨迹。
[0024]本专利技术具有以下有益效果：
[0025]通过获取航天器抵近交会机动的相对轨道机动轨迹，并按照作用距离弧段对相对轨道机动轨迹进行分类，得到第一相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第三相对轨道机动轨迹；分别采用自然周期轨道轨迹规划法、基于继电型推力的连续最优轨迹线性规划方法以及图形化离散轨迹规划法分别对第三相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第一相对轨道机动轨迹进行规划，得到全流程相对轨道机动规划轨迹；本专利技术根据测量设备的能力和航天器控制特点分解机动轨迹，最大程度利用动力学特性实现远距离开环轨迹规划，结合控制能力和约束实现中距离线性轨迹规划，利用图形学优化理论实现近距离离散轨迹规划，最终实现全流程轨迹规划，实现对远程相对轨道机动的完整机动过程的轨迹设计和规划，并确保优化结果收敛、燃耗最优、具有普遍使用性。
附图说明
[0026]图1为本专利技术提供的一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法的步骤流程图；
[0027]图2为本专利技术实施例中相对测量设备作用范围分解示意图；
[0028]图3为本专利技术实施例中相对测量设备精度随距离变化趋势图；
[0029]图4为本专利技术实施例中远距离抵近机动自然周期轨道轨迹规划方法示意图；
[0030]图5为本专利技术实施例中近距离图形化离散轨迹规划方法节点扩展示意图；
[0031]图6为本专利技术实施例中应用本专利技术方法实现的抵近机动全流程轨迹规划结果，其中，图6(a)为远距离下基于本专利技术方法实现的抵近机动全流程轨迹规划结果，图6(b)为近距离下基于本专利技术方法实现的抵近机动全流程轨迹规划结果；
[0032]图7为本专利技术实施例中应用本专利技术方法实现的近距离轨迹规划结果。
具体实施方式
[0033]下面对本专利技术的具体实施方式进行描述，以便于本
的技术人员理解本专利技术，但应该清楚，本专利技术不限于具体实施方式的范围，对本
的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本专利技术的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本专利技术构思的专利技术创造均在保护之列。
[0034]如图1所示，一方面，一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法，包括以下分步骤：
[0035]S1、获取航天器抵近交会机动的相对轨道机动轨迹；
[0036]S2、按照作用距离弧段对相对轨道机动轨迹进行分类，得到第一相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第三相对轨道机动轨迹；
[0037]本专利技术实施例中，将相对轨道机动轨迹按照导航测量设备的覆盖范围和能力进行划分，根据作用距离弧段分成三类：远距离测量设备、中距离测量设备、近距离测量设备，对应远距离轨迹规划(1km以上)、中距离轨迹规划(1km
‑
100m)、近距离轨迹规划(100m
‑
10m)三个部分；
[0038]如图2所示，对于百公里级相对轨道机动转移，可将相对测量设本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、获取航天器抵近交会机动的相对轨道机动轨迹；S2、按照作用距离弧段对相对轨道机动轨迹进行分类，得到第一相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第三相对轨道机动轨迹；S3、利用自然周期轨道轨迹规划法对第三相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第三相对轨道机动轨迹；S4、利用基于继电型推力的连续最优轨迹线性规划方法对第二相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第二相对轨道机动轨迹；S5、利用图形化离散轨迹规划法对第一相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第一相对轨道机动轨迹；S6、根据得到规划后的第三相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第一相对轨道机动轨迹构建全流程相对轨道机动规划轨迹。2.根据权利要求1所述的航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法，其特征在于，步骤S3具体为：构建第三规划模型，并利用第三规划模型对第三相对轨道机动轨迹进行规划，使得第三相对轨道机动轨迹的轨迹视界角收敛；其中第三规划模型表示为：min J＝ΔV
total
t
total
≤t
lim
其中，J为目标函数；ΔV
total
为机动过程所需的总速度增量；min(.)为最小函数；α为收敛值；t
total
为机动过程所需的总时间；t
lim
为机动过程所需的最低时间限制；arctan(.)为反正切函数；N为第三相对轨道机动轨迹的机动段；X(k)为当前离散周期k的状态变量；X(k
‑
1)为上一离散周期k
‑
1的状态变量。3.根据权利要求1所述的航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法，其特征在于，步骤S4具体为：B1、将利用继电型推力等效替代第二相对轨道机动轨迹上的脉冲推力，并根据继电型推力构建离散化轨道动力学状态方程，其离散化轨道动力学状态方程表示为：X(k+1)＝AX(k)+Bu(k)其中，u(k)为当前离散周期k下状态变量X(k)所对应的控制变量；A、B分别为状态方程的系数矩阵；X(k+1)为下一离散周期k+1的状态变量；B2、根据离散化轨道动力学状态方程构建第二规划模型；其中第二规划模型表示为：s.t.[A
k
‑1B A
k
‑2B...AB B][u(0)...u(k
‑
1)]
T
＝X
f
‑
A
N
X0Γ[u(0)
…
u(k
‑
1)]
T
≤β其中，J
*
为目标函数；[.]
T
为矩阵的转置；A
k
‑1为上一离散周期k
‑
1下状态方程的系数矩阵；A

【专利技术属性】
技术研发人员：孙书剑，李婷，蒙涛，
申请(专利权)人：浙江大学，
类型：发明
国别省市：