[发明专利]一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法

说明书

本发明公开了一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法。根据地球视场约束计算了目标卫星‑绕飞卫星‑地心的夹角应满足的条件；建立了考虑地球视场约束的快速绕飞的圆轨迹设计模型；采用比例‑微分控制方法对绕飞轨迹进行控制。解决了卫星绕飞观测的过程中，地球进入绕飞卫星星载相机视场的问题。

技术领域

本发明涉及航空航天领域，特别是涉及一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法。

背景技术

卫星的绕飞运动是一个卫星围绕另一个卫星的周期性相对运动，绕飞运动为卫星提供了在轨全方位和全面观察目标卫星的能力，它在卫星在轨服务与在轨支援任务、空间碎片清除任务以及空间交会对接任务等空间活动中具有重要应用(罗建军，杨宇和，袁建平。共面快速受控绕飞轨迹设计与控制[J]。宇航学报，2006，27(6)：1389～1393。)。通过对目标卫星进行绕飞运动，绕飞卫星可以在轨道上实施对目标卫星的可视观察，确认目标身份、特性与用途，评估目标运行状况，完成故障诊断、维护、燃料加注和交会对接等复杂的高级在轨操作任务(陈计辉，熊智，王融，刘建业。小卫星编队绕飞构型运动学设计与分析研究[J]。航天控制，2009，27(6)：33～37。)。

绕飞运动有自然绕飞和快速绕飞之分。自然绕飞的绕飞轨迹是椭圆，绕飞卫星与目标卫星的距离会发生较大的变化，而且绕飞周期与目标卫星的轨道周期相同(C.Sabol,R.Burns,C.A.McLaughlin.Satellite Formation Flying Design and Evolution[J].Journal of Spacecraft and Rocked,2001，38(2):270-278。)，不利于任务中要求的快速性。快速绕飞具有可变轨道周期，其在卫星近距离观测、目标卫星识别、在轨应急服务中有重要的应用(Masutani Y.,Matsushita M.,Miyazaki F.Flyaround Maneuvers on aSatellite Orbit by Impulsive Thrust Control[C].International Conference onRobotics&Automation Seoul,Korea.May 21-26,2001.)。

在绕飞卫星对目标卫星进行可视观察的过程中，绕飞卫星的星载相机的光轴指向目标卫星，为了保证成像质量，地球不应出现在绕飞卫星的视场内。而当前已有的文献，在设计绕飞轨迹的过程中，并没有考虑地球视场约束。因此，针对于卫星绕飞问题，我们需要提供一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法，以解决如何在排除地球视场的影响的情况下，实现绕飞轨迹设计与控制的问题。

为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：

在本发明的实施例中公开了一种考虑地球视场约束的绕飞轨迹设计与控制方法，包括：

S1、根据地球视场约束，计算目标卫星-绕飞卫星-地心的夹角下限；

S2、建立以目标卫星为原点的坐标系，利用所述夹角下限设计绕飞卫星的参考绕飞轨迹；

S3、计算跟踪所述参考绕飞轨迹的控制律，控制绕飞卫星绕飞所述目标卫星。

优选地，所述步骤S1包括：

S11、当所述绕飞卫星的相机视场边界外切地球边界时，计算绕飞卫星-切点连线与绕飞卫星-地心连线之间的第一夹角；

S12、确定所述相机视场边界与相机光轴方向的第二夹角；

S13、根据所述第一夹角和所述第二夹角，计算所述夹角下限。

优选地，所述第一夹角为：

所述夹角下限为：γ＝θ+α；