[发明专利]一种强迫绕飞控制方法

权利要求书

1.一种强迫绕飞控制方法，其特征在于：实现步骤如下：

(1)根据强迫绕飞周期T确定标称绕飞轨迹；

(2)确定在一个强迫绕飞周期T内的分段数N；

其中Fix(x)为向前取整函数；ρ为绕飞半径，δ为强迫绕飞轨迹偏差；

(3)根据标称绕飞轨迹曲线确定第i段起始点开始时刻标称相对位置矢量i＝1～N，其中，t为从绕飞开始时刻计时的时间长度；

(4)根据所述标称相对位置矢量和星上相对测量敏感器输出的相对位置矢量确定第i段起始点开始时刻期望相对速度其中t0i=Fix(tT)+TN·(i-1);]]>

(5)根据所述期望相对速度和星上相对测量敏感器输出的速度确定出第i段起始点开始时刻轨迹跟踪控制脉冲

2.根据权利要求1所述的一种强迫绕飞控制方法，其特征在于：目标卫星轨道坐标系下标称绕飞轨迹曲线为

r→o_Nominal(t)=-1·(ρ-δ)·cos(2π/T·t)cosα(ρ-δ)·cos(2π/T·t)sinα(ρ-δ)·sin(2π/T·t)---(1)]]>

其中为在t时刻在目标星轨道坐标系下的标称相对位置矢量，α为绕飞面与目标卫星轨道坐标系X轴的夹角。