多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法
2023-04-24 11:08:36
專利名稱：多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法
技術領域：
本發明涉及多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避措施。
背景技術：
對於採用一箭多星方式發射的中高軌道太空飛行器，常要求運載火箭將多個太空飛行器送 入同一軌道平面。由於受到測控條件的限制，與運載火箭分離後的多個太空飛行器需要同時使 用一個地面測控天線完成測控任務，這就要求太空飛行器的對地張角均小於地面測控天線的波 束覆蓋範圍，相應的各太空飛行器與運載火箭分離時間應限制在一定範圍內，直接導致各航天 器以及分離物體之間的飛行間距較小，在飛行過程中由於受到各種外部幹擾及太空飛行器自身 姿控的影響，可能導致太空飛行器之間或太空飛行器與其他分離物體之間發生碰撞，這對於太空飛行器 的飛行安全是極為不利的。因此，有必要對太空飛行器在運載火箭分離點以及後續飛行中的相 對距離進行精確預報，如果存在碰撞風險，太空飛行器需要實施主動規避以確保飛行安全。
我國中高軌道太空飛行器與運載火箭分離後需要儘快完成太陽帆板展開等操作，這通 常在分離後第一圈內完成，地面具備相應的測控條件支持，但一般測控時間較短，不利於增 加過多的測控操作。而對於一箭多星發射且存在碰撞風險的太空飛行器，必須在第一圈有限的 測控弧段內實施軌道機動，拉開太空飛行器之間的距離，規避太空飛行器之間發生碰撞的風險。因 此，有必要提供一種對存在多種約束條件下的太空飛行器碰撞規避的處理方法，以確保太空飛行器 的飛行安全。發明內容
本發明的技術解決問題是克服現有技術的不足，提出了多約束多太空飛行器飛行間 距預示及碰撞規避方法，綜合考慮軌道攝動和控制作用力的影響對多個太空飛行器的飛行間距 進行預報，並通過在測控允許時段內對太空飛行器進行一次小量的軌道調整，以增大太空飛行器之 間的最小相對距離，可確保太空飛行器的飛行安全。
本發明的技術解決方案是多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法，步驟 如下
(I)根據在軌已發射太空飛行器巡航姿態下姿控消耗推進劑的遙測數據值，確定姿控 平均力的大小；
(2)根據各太空飛行器的初始星曆信息以及步驟(I)中確定的姿控平均力進行高精度 軌道預報，計算任一時刻各太空飛行器在慣性坐標系的星曆以及任一時刻各太空飛行器之間的相對 距離，確定太空飛行器間的最小相對距離；
(3)改變姿控平均力的作用方向，重複步驟(I)、(2)，計算各太空飛行器最小相對距離 的最小值，該最小值對應的姿控平均力作用方向即為最惡劣情況；
(4)將步驟(3)中確定的最小值與最小安全距離進行比較，若最小值大於最小安 全距離，則太空飛行器無碰撞風險，否則在第一圈測控跟蹤弧段內，選擇其中一個太空飛行器進行一 次軌道機動，拉開太空飛行器之間的距離，規避太空飛行器碰撞風險。
所述步驟(I)中的姿控平均力大小計算方法為
(1.1)首先根據太空飛行器在本體坐標系+X、+Y、+Z、-X、-Y、-Z六個方向上的噴氣時間累積遙測數據和已知的推力器秒流量，計算出六個方向的推進劑消耗量；
(1. 2)計算太空飛行器本體坐標系X、Y、Z三軸方向的等效推進劑消耗量，進行幾何求和，即可得到姿控平均作用力所消耗的推進劑；
(1. 3)根據消耗的推進劑，計算得到姿控平均作用力的大小。
所述步驟(3)中的改變姿控平均力的作用方向應按照如下方法
(3.1)將姿控平均力單位矢量在慣性坐標系表示為下列形式
[cos a cos δ sina cos δ sin δ ];其中，α為姿控平均力單位矢量在慣性坐標系的方位角，S為姿控平均力單位矢量在慣性坐標系的俯仰角；
(3. 2)將方位角a在0° 360°的變化範圍，俯仰角δ在-90° 90°的變化範圍內取值，並按照預設的迭代步長進行迭代。
所述步驟(4)中的軌道機動選擇在軌道機動開始時刻相位超前的太空飛行器。
所述的軌道機動使用主備份小推力器同時工作的方法進行軌道機動。
本發明與現有技術相比的優點在於
(I)本發明方法採用最惡劣作用力分析模型對太空飛行器與非合作目標的飛行間距進行預示，不僅解決了太空飛行器在空間飛行中姿態控制作用力大小和方向的不確定性條件下的建模問題，而且保證了最小飛行間距預報的有效性與安全性；
(2)本發明方法針對多約束太空飛行器飛行中存在碰撞風險的情況，提出了一種使用小推力器進行軌道機動的碰撞規避措施，不僅沿用了原有的控制模式，而且避開了遠地點發動機工作的眾多限制條件。
(3)本發明綜合考慮測控條件的約束及軌道機動量，提出選用執行機構的原則為 使用該執行機構的測控操作儘量簡單；該執行機構能在儘可能短的時間內使太空飛行器的距離拉開至目標距離。
圖1為本發明流程圖。
具體實施方式
如圖1所示，本發明提供了多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避措施，步驟如下
(I)根據已發射太空飛行器巡航姿態下姿控消耗推進劑的遙測數據值，確定姿控平均力的大小；
首先根據太空飛行器在本體坐標系+X、+Y、+Ζ、-X、-Y、-Z六個方向上的噴氣時間累積遙測數據和已知的推力器秒流量W，計算出六個方向的推進劑消耗量Ami,計算公式為
權利要求
1.多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法，其特徵在於步驟如下(1)根據在軌已發射太空飛行器巡航姿態下姿控消耗推進劑的遙測數據值，確定姿控平均力的大小；(2)根據各太空飛行器的初始星曆信息以及步驟(I)中確定的姿控平均力進行高精度軌道預報，計算任一時刻各太空飛行器在慣性坐標系的星曆以及任一時刻各太空飛行器之間的相對距離，確定太空飛行器間的最小相對距離；(3)改變姿控平均力的作用方向，重複步驟(I)、(2)，計算各太空飛行器最小相對距離的最小值，該最小值對應的姿控平均力作用方向即為最惡劣情況；(4)將步驟(3)中確定的最小值與最小安全距離進行比較，若最小值大於最小安全距離，則太空飛行器無碰撞風險，否則在第一圈測控跟蹤弧段內，選擇其中一個太空飛行器進行一次軌道機動，拉開太空飛行器之間的距離，規避太空飛行器碰撞風險。
2.根據權利要求1所述的多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法，其特徵在於所述步驟(I)中的姿控平均力大小計算方法為(1. D首先根據太空飛行器在本體坐標系+X、+Y、+Z、-X、-Y、-Z六個方向上的噴氣時間累積遙測數據和已知的推力器秒流量，計算出六個方向的推進劑消耗量；(1. 2)計算太空飛行器本體坐標系X、Y、Z三軸方向的等效推進劑消耗量，進行幾何求和，即可得到姿控平均作用力所消耗的推進劑；(1. 3)根據消耗的推進劑，計算得到姿控平均作用力的大小。
3.根據權利要求1所述的多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法，其特徵在於所述步驟(3)中的改變姿控平均力的作用方向應按照如下方法(3.1)將姿控平均力單位矢量在慣性坐標系表示為下列形式 [cos a COS δ sin a COS δ Sin δ ];其中，α為姿控平均力單位矢量在慣性坐標系的方位角， δ為姿控平均力單位矢量在慣性坐標系的俯仰角；(3. 2)將方位角α在0° 360°的變化範圍，俯仰角δ在-90° 90°的變化範圍內取值，並按照預設的迭代步長進行迭代。
4.根據權利要求1所述的多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法，其特徵在於所述步驟(4)中的軌道機動選擇在軌道機動開始時刻相位超前的太空飛行器。
5.根據權利要求4所述的多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法，其特徵在於所述的軌道機動使用主備份小推力器同時工作的方法進行軌道機動。
全文摘要
多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法，(1)根據在軌已發射太空飛行器巡航姿態下姿控消耗推進劑的遙測數據值，確定姿控平均力的大小；(2)根據各太空飛行器的初始星曆信息以及步驟(1)中確定的姿控平均力進行高精度軌道預報，計算任一時刻各太空飛行器在慣性坐標系的星曆以及任一時刻各太空飛行器之間的相對距離，確定太空飛行器間的最小相對距離；(3)改變姿控平均力的作用方向，重複步驟(1)、(2)，計算各太空飛行器最小相對距離的最小值，該最小值對應的姿控平均力作用方向即為最惡劣情況；(4)將步驟(3)中確定的最小值與最小安全距離進行比較，若最小值大於最小安全距離，則太空飛行器無碰撞風險，否則在第一圈測控跟蹤弧段內，選擇其中一個太空飛行器進行一次軌道機動，拉開太空飛行器之間的距離，規避太空飛行器碰撞風險。
文檔編號G05D1/10GK103064423SQ20121054383
公開日2013年4月24日 申請日期2012年12月11日 優先權日2012年12月11日
發明者楊慧, 馬利, 周靜, 潘宇倩, 雪丹, 何江, 金煌煌, 武向軍, 舒衛平 申請人:北京空間飛行器總體設計部