一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法技术

本发明专利技术提出了一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，涉及航天器飞行技术领域。该方法包括：追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊，再从目标航天器后方R1处逼近至目标航天器后方R2处停泊，再从目标航天器后方R2的位置形成第一绕飞椭圆，再形成第二绕飞椭圆。基于数值积分，通过选取迭代自变量和迭代约束条件，进行迭代求解，不仅可获得满足任务精度要求的计算结果，并且迭代求解的收敛过程的稳定、快速和准确。且本方法在地面测控区内实施变轨，保证对轨控过程实时监视和及时干预，并且获取地面测控站测定的测轨数据与指令上传需求，以考虑地面测控站测定的测轨数据与指令上传需求。测定的测轨数据与指令上传需求。测定的测轨数据与指令上传需求。

【技术实现步骤摘要】
一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法


[0001]本专利技术涉及航天器飞行
，具体而言，涉及一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法。

技术介绍

[0002]两个航天器在一前一后运行，其中一个航天器通过变轨实现对另一个航天器的接近与绕飞，是开展空间应用的基础操作。其中接近和绕飞过程的变轨方案设计是核心和关键环节。对于两个航天器的空间相对运动分析，传统方法是基于轨道动力学原理，对相对运动过程进行动力学建模，再对动力学模型采用一定简化后获得解析解，并在此基础上开展设计与分析。这种方式理论性强，有利于机理认知或简化计算，但往往因为精度不足，无法用于实际工程计算，或缺少对地面测控因素包括测控站分布、测定轨精度等因素的考虑，设计方案难以获得实际应用。
[0003]因此，传统方法侧重于机理研究，对实际操作中特定限制条件下的具体问题，尚缺少系统完整的解决方法。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的在于提供一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，用以改善现有技术中侧重于机理研究，对实际操作中特定限制条件下的具体问题，尚缺少系统完整的解决方法的问题。
[0005]本专利技术的实施例是这样实现的：
[0006]第一方面，本申请实施例提供一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其包括如下步骤：
[0007]追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊；
[0008]追踪航天器从目标航天器后方R1处逼近至目标航天器后方R2处停泊；
[0009]追踪航天器从目标航天器后方R2位置形成长半轴为R2、短半轴为的第一绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F2的相对运动；
[0010]追踪航天器形成长半轴为R3、短半轴为的第二绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F3的相对运动，以完成两航天器的接近与绕飞。
[0011]在本专利技术的一些实施例中，上述追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊的步骤之前，该方法还包括：
[0012]根据目标航天器的飞行数据和追踪航天器的飞行数据，进行轨道外推，得到目标航天器和追踪航天器的轨道面交点；
[0013]将位于地面测控区内的轨道面交点作为轨道修正变轨点；
[0014]获取修正轨道面偏差的修正变轨速度增量大小；
[0015]根据修正变轨速度增量大小，追踪航天器在轨道修正变轨点沿轨道面法向进行变轨，以修正轨道面偏差。
[0016]在本专利技术的一些实施例中，上述获取修正轨道面偏差的修正变轨速度增量大小的步骤包括：
[0017]设定两个迭代自变量和两个约束条件进行迭代求解，其中，两个迭代自变量包括从初始时刻起算的飞行时间和速度增量大小，两个约束条件包括变轨时刻两航天器法向相对位置为零和变轨时刻法向相对速度为零。
[0018]在本专利技术的一些实施例中，上述追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊的步骤包括：
[0019]设定四个迭代自变量和四个迭代约束条件进行迭代求解，其中，四个迭代自变量包括第一次变轨速度增量大小、第二次变轨速度增量大小、第三次变轨速度增量大小及第三次变轨速度增量方向与沿迹方向夹角，四个迭代约束条件包括第三次变轨后的沿迹方向相对位置为目标航天器后方的R1处、第三次变轨后的沿迹方向相对速度为零、第三次变轨后的径向相对位置为零和第三次变轨后的径向相对速度为零；
[0020]从最近一次变轨时刻起算，在飞行时间超过预设飞行时间后，选择一个进入地面测控区内的时刻，作为第一次变轨时刻，按照第一次变轨速度增量大小进行变轨，且第一次变轨的方向为沿迹方向反向；
[0021]在第一次变轨后的第一个近地点实施第二次变轨，若第二次变轨点不在地面测控区内，则调整第一次变轨时刻保证第二次变轨点在地面测控区内，按照第二次变轨速度增量大小再次进行变轨，且第二次变轨的方向为沿迹方向反向；
[0022]在第二次变轨后第N个远地点实施第三次变轨，其中，根据任务需求和地面测控区分布确定N的取值，在满足任务需求情况下保证第三次变轨点在地面测控区内，按照第三次变轨速度增量大小进行变轨，且第三次变轨的方向为沿迹方向正向。
[0023]在本专利技术的一些实施例中，上述在第二次变轨后第N个远地点实施第三次变轨的步骤包括：
[0024]响应用户操作设置N值；
[0025]若将第二次变轨后的第N个远地点作为第三次变轨点且第三次变轨点不在地面测控区内，则调整N值直至第三次变轨点位于地面测控区内。
[0026]在本专利技术的一些实施例中，上述若将第二次变轨后的第N个远地点作为第三次变轨点且第三次变轨点不在地面测控区内，则调整N值直至第三次变轨点位于地面测控区内的步骤包括：
[0027]获取用户任务需求参数，任务需求参数包括任务完成时间；
[0028]若将第二次变轨后的第N个远地点作为第三次变轨点且第三次变轨点位于地面测控区内，则判断任务实际完成时间是否符合；
[0029]若任务实际完成时间大于任务完成时间，则调整N值直至任务实际完成时间不大于任务完成时间。
[0030]在本专利技术的一些实施例中，上述追踪航天器从目标航天器后方R1处逼近至目标航天器后方R2处停泊的步骤包括：
[0031]设定五个迭代自变量和五个迭代约束条件进行迭代求解，其中，五个迭代自变量
包括第四次变轨速度增量大小、第四次变轨速度增量方向与沿迹方向夹角、第五次变轨时刻、第五次变轨速度增量大小及第五次变轨方向，五个迭代约束条件包括第五次变轨后的沿迹向相对位置为目标航天器后方R1处、第五次变轨后的沿迹向相对速度为零、第五次变轨后的径向相对位置为零、第五次变轨后的径向相对速度为零；
[0032]将最近一次变轨时刻作为飞行时间起点，当追踪航天器的飞行时间超过预设飞行时间后，选择一个进入地面测控区内的时刻，作为第四次变轨时刻，按照第四次变轨速度增量大小进行变轨，且第四次变轨方向为沿迹方向反向；
[0033]在第四次变轨结束后的预设时间内实施第五次变轨，若第五次变轨点不在地面测控区内，则调整第四次变轨时刻保证第五次变轨点位于地面测控区内，按照第五次变轨速度增量大小和第五次变轨方向进行变轨。
[0034]在本专利技术的一些实施例中，上述追踪航天器从目标航天器后方R2位置形成长半轴为R2、短半轴为的第一绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F2的相对运动的步骤包括：
[0035]设定两个迭代自变量和两个迭代约束条件，其中，两个迭代自变量包括第六次变轨速度增量大小和到达法向最大相对距离的飞行时长，两个迭代约束条件包括法向相对距离为F2和法向相对速度为零；
[0036]从最近一次变轨时刻起算，当追踪航天器的飞行时间超过预设飞行时间后，选择一个进入地面测控区内的时刻，作为第六次变轨时刻，按照第六次变轨速度增量大小进行变轨，以使追踪航天器形成法向相对运动距离最大值F2的相对运动，且第六次变轨的方向为沿轨道面法向；
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其特征在于，所述两航天器包括追踪航天器和目标航天器，所述变轨方法包括如下步骤：所述追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊；所述追踪航天器从目标航天器后方R1处逼近至目标航天器后方R2处停泊；所述追踪航天器从目标航天器后方R2位置形成长半轴为R2、短半轴为的第一绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F2的相对运动；所述追踪航天器形成长半轴为R3、短半轴为的第二绕飞椭圆，且法向相对运动距离最大值F3的相对运动，以完成两航天器的接近与绕飞。2.根据权利要求1所述的近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其特征在于，所述追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊的步骤之前，还包括：根据目标航天器的飞行数据和追踪航天器的飞行数据，进行轨道外推，得到目标航天器和追踪航天器的轨道面交点；将位于地面测控区内的轨道面交点作为轨道修正变轨点；获取修正轨道面偏差的修正变轨速度增量大小；根据所述修正变轨速度增量大小，所述追踪航天器在所述轨道修正变轨点沿轨道面法向进行变轨，以修正轨道面偏差。3.根据权利要求2所述的近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其特征在于，所述获取修正轨道面偏差的修正变轨速度增量大小的步骤包括：设定两个迭代自变量和两个约束条件进行迭代求解，其中，两个迭代自变量包括从初始时刻起算的飞行时间和速度增量大小，两个约束条件包括变轨时刻两航天器法向相对位置为零和变轨时刻法向相对速度为零。4.根据权利要求1所述的近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其特征在于，所述追踪航天器从目标航天器后方逼近至目标航天器后方R1处停泊的步骤包括：设定四个迭代自变量和四个迭代约束条件进行迭代求解，其中，四个迭代自变量包括第一次变轨速度增量大小、第二次变轨速度增量大小、第三次变轨速度增量大小及第三次变轨速度增量方向与沿迹方向夹角，四个迭代约束条件包括第三次变轨后的沿迹方向相对位置为目标航天器后方的R1处、第三次变轨后的沿迹方向相对速度为零、第三次变轨后的径向相对位置为零和第三次变轨后的径向相对速度为零；从最近一次变轨时刻起算，在飞行时间超过预设飞行时间后，选择一个进入地面测控区内的时刻，作为第一次变轨时刻，按照第一次变轨速度增量大小进行变轨，且第一次变轨的方向为沿迹方向反向；在第一次变轨后的第一个近地点实施第二次变轨，若第二次变轨点不在地面测控区内，则调整第一次变轨时刻保证第二次变轨点在地面测控区内，按照第二次变轨速度增量大小再次进行变轨，且第二次变轨的方向为沿迹方向反向；在第二次变轨后第N个远地点实施第三次变轨，其中，根据任务需求和地面测控区分布确定N的取值，在满足任务需求情况下保证第三次变轨点在地面测控区内，按照第三次变轨
速度增量大小进行变轨，且第三次变轨的方向为沿迹方向正向。5.根据权利要求3所述的近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其特征在于，所述在第二次变轨后第N个远地点实施第三次变轨的步骤包括：响应用户操作设置N值；若将第二次变轨后的第N个远地点作为第三次变轨点且第三次变轨点不在地面测控区内，则调整N值直至第三次变轨点位于所述地面测控区内。6.根据权利要求5所述的近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其特征在于，所述若将第二次变轨后的第N个远地点作为第三次变轨点且第三次变轨点不在地面测控区内，则调整N值直至第三次变轨点位于所述地面测控区内的步骤包括：获取用户任务需求参数，所述任务需求参数包括任务完成时间；若将第二次变轨后的第N个远地点作为第三次变轨点且所述第三次变轨点位于所述地面测控区内，则判断任务实际完成时间是否符合；若所述任务实际完成时间大于所述任务完成时间，则调整N值直至所述任务实际完成时间不大于所述任务完成时间。7.根据权利要求1所述的近圆轨道上两航天器接近与绕飞控制的变轨方法，其特征在于，所述追踪航天器从目标航天器后方R1处逼近至目标航天器后方R2处停泊的步骤包括：设定五个迭代自变量和五个迭代约束条件进行迭代求解，其中，五个迭代自变量包括第四次变轨速度增量大小、第四次变轨速度增量方向与沿迹方向夹角、第五次变轨时刻、第五次变轨速度增量大小及第五次变轨方向，五个迭代约束条件包括第五次变轨后的沿迹向相对位置为目标航天器后方R1处、第五次变轨后的沿迹向相对速度为零、第五次变轨后的径向相对位置为零、第五次变轨后的径向相对速度为零；将最近一次变轨时刻作为飞行时间起点，当所述追踪航天器的飞行时间超过预设飞行时间后，选择一个进入地面测控区...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘世勇，赵磊，董玮，
申请(专利权)人：北京航天驭星科技有限公司，
类型：发明
国别省市：