專利名稱：一種強迫繞飛控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及空間飛行器在對空間目標(biāo)進行繞飛監(jiān)視和偵察時，對目標(biāo)進行快速強迫繞飛的控制方法。
背景技術(shù)：
空間飛行器對空間目標(biāo)繞飛分為自然繞飛和強迫繞飛。自然繞飛指兩飛行器滿足一定軌道關(guān)系后，在空間攝動力的作用下，一個飛行器以另一個為目標(biāo)進行繞飛，在短時間內(nèi)不需要軌道控制，它是空間環(huán)境下自然飛行狀態(tài)。“強迫繞飛”是指通過軌道控制使飛行器以非自然軌道周期為繞飛周期對目標(biāo)進行繞飛，這種繞飛通過軌道控制破壞了空間環(huán)境下自然飛行狀態(tài)。對處于慢旋的目標(biāo)來說，如果飛行器以慢旋目標(biāo)的角速度大小為繞飛角速度，則飛行器相對慢旋目標(biāo)靜止。所述空間目標(biāo)例如可以是失效衛(wèi)星。在 對失效衛(wèi)星的空間在軌服務(wù)的過程中，為了快速獲取整星的形狀、輪廓或識別服務(wù)的特征部位，通常需要采用強迫繞飛技術(shù)，特別對于靜止軌道衛(wèi)星，由于其自然軌道周期較長，約為24小時，如果以自然繞飛軌道周期進行繞飛則需要較長時間才能獲取整星的特性，因此在對靜止軌道衛(wèi)星進行在軌服務(wù)過程中，強迫繞飛技術(shù)顯得尤為重要。從國外內(nèi)文獻調(diào)研情況來看，空間飛行器對目標(biāo)進行強迫繞飛方法一般采用滑模變結(jié)構(gòu)和Bang-Bang連續(xù)控制的方法，使繞飛軌跡在繞飛誤差邊界內(nèi)飄移。傳統(tǒng)的強迫繞飛方法存在以下缺點一是在控制時只是當(dāng)實際繞飛軌跡碰到邊界時改變了飄移方向，沒有考慮其在誤差邊界內(nèi)的運動軌跡；二是沒有考慮燃料消耗的最優(yōu)；三是不能預(yù)測控后的繞飛軌跡運動趨勢。采用滑模變結(jié)構(gòu)方法的強迫繞飛方法的軌跡如圖1所示，雖然實現(xiàn)了滿足任務(wù)要求在目標(biāo)星軌道平面內(nèi)(目標(biāo)星軌道坐標(biāo)系XOZ面)的強迫繞飛，偏差界的內(nèi)外邊界都發(fā)生了控制，但由于沒有對在偏差界內(nèi)的相對運動和每次觸界控制控后軌跡進行規(guī)劃，造成在偏差界內(nèi)相對運動軌跡較雜亂無序，消耗的控制脈沖較大，所以燃料消耗同樣較大。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是提供一種基于有限分段的強迫繞飛控制方法，解決空間飛行器對目標(biāo)在軌服務(wù)過程中快速繞飛控制問題，既能實現(xiàn)快速繞飛又能節(jié)省燃料。本發(fā)明的技術(shù)方案一種強迫繞飛控制方法，實現(xiàn)步驟如下(I)根據(jù)強迫繞飛周期T確定標(biāo)稱繞飛軌跡；(2)確定在一個強迫繞飛周期T內(nèi)的分段數(shù)N ；其中# =，F(xiàn)ix(x)為向前取整函數(shù)；P為繞飛半徑，δ為強迫繞飛軌跡
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偏差;
(3)根據(jù)標(biāo)稱繞飛軌跡曲線確定第i段起始點開始時刻標(biāo)稱相對位置矢量；
i = I N,其中=_Ρ (·^·) + $·· ’，t為從繞飛開始時刻計時的時間長度；
T N(4)根據(jù)所述標(biāo)稱相對位置矢量ξ (G)和星上相對測量敏感器輸出的相對位置矢量尸(fO )，確定第i段起始點開始時刻期望相對速度Pxp (/Q )，其中k = ^χ(γ) + ~ ~ ;(5)根據(jù)所述期望相對速度)^exp G。,.)和星上相對測量敏感器輸出的速度，確定出第i段起始點開始時刻軌跡跟蹤控制脈沖4匕。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是本發(fā)明提出了一種基于有限分段的強迫繞飛控制方法，首先根據(jù)指定的繞飛周期 進行繞飛標(biāo)稱軌跡設(shè)計，基于誤差邊界對機動路徑分段規(guī)劃，在每段內(nèi)采用基于C-W制導(dǎo)率燃料最優(yōu)單脈沖控制方法實現(xiàn)分段規(guī)劃路徑軌跡跟蹤，形成單邊極限環(huán)，充分利用了繞飛最大誤差邊界，規(guī)劃了誤差邊界內(nèi)的運動軌跡和控制后的繞飛軌跡運動趨勢，既實現(xiàn)了快速繞飛又節(jié)省了燃料消耗，具有較強的工程實現(xiàn)性。


圖1采用滑模變結(jié)構(gòu)方法軌道平面內(nèi)(目標(biāo)衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系XOZ面)進行強迫繞飛的軌跡示意圖；圖2為目標(biāo)衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系示意圖；圖3為采用本發(fā)明的控制方法軌道平面內(nèi)強迫繞飛(標(biāo)稱軌跡α = O情況)軌跡示意圖。注圖1、3中X、Z代表兩星的相對運動位置矢量在目標(biāo)星軌道坐標(biāo)系的X和Z分量。
具體實施例方式下面以追蹤衛(wèi)星對目標(biāo)衛(wèi)星進行強迫繞飛為例，對本發(fā)明基于有限分段的強迫繞飛控制方法進行說明，具體包括如下步驟(I)建立目標(biāo)衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系如圖2所示，目標(biāo)衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系定義為(0-ΧΑΖ。)坐標(biāo)原點位于目標(biāo)衛(wèi)星質(zhì)心，Z軸在目標(biāo)衛(wèi)星軌道平面內(nèi)由目標(biāo)衛(wèi)星質(zhì)心指向地心；￥軸垂直軌道平面，指向軌道平面負(fù)法線，與軌道動量矩矢量β方向相反；Χ軸與Y、Z軸構(gòu)成右手螺旋，指向衛(wèi)星飛向方向。本發(fā)明將兩星的相對狀態(tài)表述在目標(biāo)衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系下，定義兩星相對位置、速度矢量在目標(biāo)衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系表示為&弋，位置、速度矢量由三個坐標(biāo)分量表示。(2)根據(jù)指定的強迫繞飛周期設(shè)計標(biāo)稱繞飛軌跡假設(shè)任務(wù)要求圍繞目標(biāo)強迫繞飛形式，繞飛周期為T (Τ不等于目標(biāo)衛(wèi)星軌道周期)，繞飛半徑為P，要求強迫繞飛軌跡偏差為S米，則目標(biāo)星軌道坐標(biāo)系中標(biāo)稱繞飛軌跡曲線為
權(quán)利要求
1.一種強迫繞飛控制方法，其特征在于實現(xiàn)步驟如下 (1)根據(jù)強迫繞飛周期T確定標(biāo)稱繞飛軌跡； (2)確定在一個強迫繞飛周期T內(nèi)的分段數(shù)N； 其中
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種強迫繞飛控制方法，其特征在于目標(biāo)衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系下標(biāo)稱繞飛軌跡曲線為
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種強迫繞飛控制方法，其特征在于所述第i段起始點開始時刻標(biāo)稱相對位置矢量ξ(G)的計算公式為
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種強迫繞飛控制方法，其特征在于所述第i段起始點開始時刻期望相對速度Pexp的計算公式如下
全文摘要
本發(fā)明公開了一種強迫繞飛控制方法，首先根據(jù)指定的繞飛周期進行繞飛標(biāo)稱軌跡設(shè)計，基于誤差邊界對機動路徑分段規(guī)劃，在每段內(nèi)采用基于C-W制導(dǎo)率單脈沖控制方法實現(xiàn)分段規(guī)劃路徑軌跡跟蹤，形成單邊極限環(huán)，充分利用了繞飛最大誤差邊界，規(guī)劃了誤差邊界內(nèi)的運動軌跡和控制后的繞飛軌跡運動趨勢，既實現(xiàn)了快速繞飛又節(jié)省了燃料消耗，具有較強的工程實踐性。
文檔編號G05D1/10GK103019251SQ201210539078
公開日2013年4月3日 申請日期2012年12月11日 優(yōu)先權(quán)日2012年12月11日
發(fā)明者李克行, 何英姿, 魏春嶺, 曾海波, 劉瀟翔, 黎康, 朱志斌, 湯亮, 熊凱, 談樹萍 申請人:北京控制工程研究所