一種兩個(gè)航天器近距離安全避碰控制方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種兩個(gè)航天器近距離安全避碰控制方法，本發(fā)明同時(shí)考慮到兩個(gè)航天器上的附件的位置和相對運(yùn)動(dòng)規(guī)律，設(shè)計(jì)出連續(xù)兩個(gè)不同方向的機(jī)動(dòng)，在實(shí)施第一個(gè)機(jī)動(dòng)時(shí)，兩個(gè)航天器按照相對遠(yuǎn)離的方向運(yùn)動(dòng)，避免航天器的附件發(fā)生碰撞；第二個(gè)機(jī)動(dòng)則考慮軌道的相對運(yùn)動(dòng)規(guī)律，使兩個(gè)航天器逐漸遠(yuǎn)離，避免再次碰撞。通過連續(xù)施加兩個(gè)機(jī)動(dòng),可以保證兩個(gè)航天器不發(fā)生碰撞。
【專利說明】一種兩個(gè)航天器近距離安全避碰控制方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種兩個(gè)航天器近距離安全避碰控制方法。

【背景技術(shù)】
[0002]航天器在空間進(jìn)行交會(huì)，是一個(gè)航天器接近另一個(gè)航天器的過程，就是在太空飛行中兩個(gè)或兩個(gè)以上的航天器通過軌道參數(shù)的協(xié)調(diào)，在同一時(shí)間到達(dá)空間同一位置的過程。兩個(gè)航天器相對停靠控制過程中，使用相對測量的敏感器進(jìn)行測量，獲得兩航天器相對位置、相對速度等信息，并基于這些測量信息進(jìn)行相對位置控制。一旦兩者之間的相對位置測量失效，就無法獲得相對位置信息，此時(shí)需要一個(gè)航天器進(jìn)行合適的機(jī)動(dòng)，避免兩個(gè)航天器發(fā)生碰撞。
[0003]現(xiàn)有方法可以向兩個(gè)航天器相對運(yùn)動(dòng)的反方向施加推力，使兩個(gè)航天器暫時(shí)遠(yuǎn)離。但是隨著航天器在繞地球的軌道上的運(yùn)動(dòng)，兩個(gè)航天器的相對運(yùn)動(dòng)是一種周期性運(yùn)動(dòng)，這個(gè)反方向推力造成的后果會(huì)導(dǎo)致兩個(gè)航天器運(yùn)動(dòng)到不期望的相對位置上，并且可能導(dǎo)致兩個(gè)航天器的相對軌跡在一定時(shí)間后會(huì)再次相交，再一次發(fā)生碰撞。因此，避碰的機(jī)動(dòng)控制需要選擇合適的方向。
[0004]在兩個(gè)航天器距離較近時(shí)，按照相對運(yùn)動(dòng)規(guī)律設(shè)計(jì)出來的避碰機(jī)動(dòng)控制，又有可能使得航天器上的附件，如太陽帆板、天線等附件發(fā)生碰撞。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是:克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種近距離安全避碰的控制方法，可以在兩個(gè)航天器較近距離上進(jìn)行相對?？靠刂七^程中發(fā)生故障的情況下，避免兩個(gè)航天器及航天器上的附件發(fā)生碰撞
[0006]本發(fā)明包括如下技術(shù)方案:
[0007]—種兩個(gè)航天器近距離安全避碰控制方法，設(shè)兩個(gè)航天器的飛行方向?yàn)?X方向，地心方向?yàn)?Z方向；則4方向?yàn)轱w行方向的反方向；-z方向?yàn)榈匦姆较虻姆捶较?；兩個(gè)航天器在交會(huì)對接過程中，航天器2伸出的附件在航天器I的下方；當(dāng)兩個(gè)航天器在交會(huì)對接過程中發(fā)生故障時(shí)，兩個(gè)航天器近距離安全避碰控制方法如下:
[0008](I)航天器2首先進(jìn)行第一個(gè)機(jī)動(dòng)，推力方向沿-X方向的推力器和推力方向沿+Z方向的推力器同時(shí)開啟，使航天器2向-X和+Z方向運(yùn)動(dòng)；推力方向沿-X方向的推力器和推力方向沿+Z方向的推力器總計(jì)開啟時(shí)間長度為A，從而保證航天器2從發(fā)生故障時(shí)的初始位置運(yùn)動(dòng)的距離L大于航天器2伸出的附件長度的2倍；
[0009](2)航天器2進(jìn)行第二個(gè)機(jī)動(dòng)，推力方向沿+X方向的推力器和推力方向沿-Z方向的推力器同時(shí)開啟；推力方向沿+X方向的推力器開啟時(shí)間長度為tx，保證在第二次機(jī)動(dòng)完成后航天器2在X方向速度大于零；推力方向沿-Z方向的推力器開啟時(shí)間長度為tz，能夠使航天器2向航天器I的后方運(yùn)動(dòng)。
[0010]本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)在于:
[0011]本發(fā)明同時(shí)考慮到兩個(gè)航天器上的附件的位置和相對運(yùn)動(dòng)規(guī)律，設(shè)計(jì)出連續(xù)兩個(gè)不同方向的機(jī)動(dòng)，在實(shí)施第一個(gè)機(jī)動(dòng)時(shí)，兩個(gè)航天器按照相對遠(yuǎn)離的方向運(yùn)動(dòng)，避免航天器的附件發(fā)生碰撞；第二個(gè)機(jī)動(dòng)則考慮軌道的相對運(yùn)動(dòng)規(guī)律，使兩個(gè)航天器逐漸遠(yuǎn)離，避免再次碰撞。通過連續(xù)施加兩個(gè)機(jī)動(dòng)，可以保證兩個(gè)航天器不發(fā)生碰撞。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0012]圖1為兩個(gè)航天器的示意圖。
[0013]圖2為實(shí)施兩個(gè)機(jī)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)方向示意圖。

【具體實(shí)施方式】
[0014]如圖1所示，兩個(gè)航天器在較近距離上發(fā)生故障需要進(jìn)行避免碰撞的機(jī)動(dòng)，航天器2伸出的附件在航天器I的下方。
[0015]按照兩個(gè)航天器的相對運(yùn)動(dòng)規(guī)律，航天器2向飛行方向(+X方向)施加推力會(huì)使其軌道抬高，航天器2相對地球的速度變小，航天器2會(huì)在航天器I的后方越來越遠(yuǎn)。航天器2向飛行方向的反方向(-X方向)施加推力會(huì)使其軌道降低，航天器2相對地球的速度變大，航天器2會(huì)在航天器I的前方越來越遠(yuǎn)。如果航天器2沿地心方向(+Z方向)施加推力，航天器2會(huì)向地心方向運(yùn)動(dòng)，在一個(gè)軌道周期之內(nèi)會(huì)從航天器I前方繞行一圈回到初始位置上。如果航天器2沿地心方向的反方向(-Z方向)施加推力，航天器2會(huì)背離地心方向運(yùn)動(dòng)，在一個(gè)軌道周期之內(nèi)會(huì)從航天器I后方繞行一圈回到初始位置上。
[0016]為了后續(xù)便于在故障得到排除之后，航天器2能從航天器I的后方再次進(jìn)行接近。希望避碰機(jī)動(dòng)實(shí)施之后，航天器2運(yùn)動(dòng)到航天器I的后方。根據(jù)以上運(yùn)動(dòng)規(guī)律，需要航天器2向飛行方向(+X方向)和向背離地心方向(-Z方向)兩個(gè)方向施加推力。而如果按照這兩個(gè)方向施加推力，在航天器2相對航天器I運(yùn)動(dòng)的初始階段為向飛行方向和背離地心方向運(yùn)動(dòng)，此時(shí)航天器2及航天器2上的附件會(huì)撞到航天器I。
[0017]因此本發(fā)明設(shè)計(jì)兩個(gè)機(jī)動(dòng)。第一個(gè)機(jī)動(dòng)沿-X方向和+Z方向，機(jī)動(dòng)量較小。保證航天器2在初始階段與航天器I遠(yuǎn)離。第二個(gè)機(jī)動(dòng)沿+X方向和-Z方向，保證航天器2在航天器I的后方越來越遠(yuǎn)。
[0018]本發(fā)明的方法，具體包括如下步驟:
[0019](I)航天器2首先進(jìn)行第一個(gè)機(jī)動(dòng)，推力方向沿-X方向的推力器和推力方向沿+Z方向的推力器開啟，使航天器2向-X和+Z方向運(yùn)動(dòng)。如圖2所示，航天器2的附件向+X方向伸展，航天器2從初始位置運(yùn)動(dòng)向位置I的方向運(yùn)動(dòng)。推力器的開啟時(shí)間主要根據(jù)附件伸展方向長度、X方向初始速度vQ、-X方向推力器推力F_x、航天器質(zhì)量m進(jìn)行估算。推力器開啟時(shí)長為h時(shí)，航天器沿推力方向走過的距離近似為L=VJ1 +S-—t[。開啟時(shí)長h應(yīng)



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該足夠長，使L大于附件的長度。為保險(xiǎn)起見，可以使L大于附件長度的2倍。
[0020](2)航天器2緊接著進(jìn)行第二個(gè)機(jī)動(dòng)，推力方向沿+X方向和-Z方向的兩組推力器同時(shí)開啟。+X方向推力器開啟tx秒，-Z方向的推力器開啟％秒，使航天器2主要向-Z方向運(yùn)動(dòng)，同時(shí)向+X方向略微運(yùn)動(dòng)一段距離。-Z方向推力器的長期作用是使航天器2向航天器I的后方運(yùn)動(dòng)。+X方向推力的作用是使航天器2的軌道抬高，相對地球的速度變小。這樣航天器2的軌道就一直落后于航天器1，即保持在航天器I的后方越來越遠(yuǎn)。
[0021]+X方向推力器開啟時(shí)長tx的具體設(shè)計(jì)，需要考慮到第一個(gè)機(jī)動(dòng)之后，航天器2有一個(gè)向-X方向的速度vO + —。為了保證第二次機(jī)動(dòng)完成后，航天器2在X方向速度大于

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零，+X方向推力器開啟時(shí)長需要滿足V。+ !G > 0，其中F+x是+X方向的推力大小。

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[0022]-Z方向的推力器開啟時(shí)長tz只需要足夠大就可以保證航天器2向位置2的方向運(yùn)動(dòng)。例如ti = 10秒，tx = 15秒，則設(shè)置tz = 100秒。
[0023]本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。
【權(quán)利要求】
1.一種兩個(gè)航天器近距離安全避碰控制方法，設(shè)兩個(gè)航天器的飛行方向?yàn)?X方向，地心方向?yàn)?Z方向Jij-X方向?yàn)轱w行方向的反方向；-Z方向?yàn)榈匦姆较虻姆捶较?；兩個(gè)航天器在交會(huì)對接過程中，航天器2伸出的附件在航天器I的下方；其特征在于，當(dāng)兩個(gè)航天器在交會(huì)對接過程中發(fā)生故障時(shí)，兩個(gè)航天器近距離安全避碰控制方法如下: (1)航天器2首先進(jìn)行第一個(gè)機(jī)動(dòng)，推力方向沿-X方向的推力器和推力方向沿+Z方向的推力器同時(shí)開啟，使航天器2向-X和+Z方向運(yùn)動(dòng)；推力方向沿-X方向的推力器和推力方向沿+Z方向的推力器總計(jì)開啟時(shí)間長度為h，從而保證航天器2從發(fā)生故障時(shí)的初始位置運(yùn)動(dòng)的距離L大于航天器2伸出的附件長度的2倍； (2)航天器2進(jìn)行第二個(gè)機(jī)動(dòng)，推力方向沿+X方向的推力器和推力方向沿-Z方向的推力器同時(shí)開啟；推力方向沿+X方向的推力器開啟時(shí)間長度為tx，保證在第二次機(jī)動(dòng)完成后航天器2在X方向速度大于零；推力方向沿-Z方向的推力器開啟時(shí)間長度為tz，能夠使航天器2向航天器I的后方運(yùn)動(dòng)。
【文檔編號(hào)】B64G1/24GK104139871SQ201410318555
【公開日】2014年11月12日 申請日期:2014年7月4日 優(yōu)先權(quán)日:2014年7月4日
【發(fā)明者】王穎, 韓冬, 諶穎, 胡海霞, 劉濤, 劉潔, 畢鵬波, 湯文瀾, 張怡, 郭明姝, 楊彬, 施海燕 申請人:北京控制工程研究所