《一種強迫繞飛控制方法》是北京控制工程研究所於2012年12月11日申請的專利，該專利的公布號為CN103019251A，申請號為2012105390781，授權公布日為2013年4月3日，發明人是李克行、何英姿、魏春嶺、曾海波、劉瀟翔、黎康、朱志斌、湯亮、熊凱、談樹萍。
《一種強迫繞飛控制方法》公開了一種強迫繞飛控制方法，首先根據指定的繞飛周期進行繞飛標稱軌跡設計，基於誤差邊界對機動路徑分段規劃，在每段內採用基於C-W制導率單脈衝控制方法實現分段規劃路徑軌跡跟蹤，形成單邊極限環，充分利用了繞飛最大誤差邊界，規劃了誤差邊界內的運動軌跡和控制後的繞飛軌跡運動趨勢，既實現了快速繞飛又節省了燃料消耗，具有較強的工程實踐性。
2018年12月20日，《一種強迫繞飛控制方法》獲得第二十屆中國專利優秀獎。
（概述圖為《一種強迫繞飛控制方法》摘要附圖）
基本介紹
- 中文名：一種強迫繞飛控制方法
- 公布號：CN103019251A
- 授權日：2013年4月3日
- 申請號：2012105390781
- 申請日：2012年12月11日
- 申請人：北京控制工程研究所
- 地址：北京市2729信箱
- 發明人：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
- Int.Cl.：G05D1/10(2006.01)I
- 代理機構：中國航天科技專利中心
- 代理人：褚鵬蛟
- 類別：發明專利
專利背景,發明內容,專利目的,技術方案,有益效果,附圖說明,技術領域,權利要求,實施方式,榮譽表彰,
專利背景
空間飛行器對空間目標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係後，在空間攝動力的作用下，一個飛行器以另一個為目標進行繞飛，在短時間內不需要軌道控制，它是空間環境下自然飛行狀態。“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進行繞飛，這種繞飛通過軌道控制破壞了空間環境下自然飛行狀態。對處於慢旋的目標來說，如果飛行器以慢旋目標的角速度大小為繞飛角速度，則飛行器相對慢旋目標靜止。所述空間目標例如可以是失效衛星。在對失效衛星的空間在軌服務的過程中，為了快速獲取整星的形狀、輪廓或識別服務的特徵部位，通常需要採用強迫繞飛技術，特別對於靜止軌道衛星，由於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星進行在軌服務過程中，強迫繞飛技術顯得尤為重要。
從中國國外內文獻調研情況來看，空間飛行器對目標進行強迫繞飛方法一般採用滑模變結構和Bang-Bang連續控制的方法，使繞飛軌跡在繞飛誤差邊界內飄移。傳統的強迫繞飛方法存在以下缺點：一是在控制時只是當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的運動軌跡；二是沒有考慮燃料消耗的最優；三是不能預測控後的繞飛軌跡運動趨勢。採用滑模變結構方法的強迫繞飛方法的軌跡如圖1所示，雖然實現了滿足任務要求在目標星軌道平面內（目標星軌道坐標系XOZ面）的強迫繞飛，偏差界的內外邊界都發生了控制，但由於沒有對在偏差界內的相對運動和每次觸界控制控後軌跡進行規劃，造成在偏差界內相對運動軌跡較雜亂無序，消耗的控制脈衝較大，所以燃料消耗同樣較大。
發明內容
專利目的
《一種強迫繞飛控制方法》所要解決的技術問題是：提供一種基於有限分段的強迫繞飛控制方法，解決空間飛行器對目標在軌服務過程中快速繞飛控制問題，既能實現快速繞飛又能節省燃料。
技術方案
《一種強迫繞飛控制方法》的技術方案：
一種強迫繞飛控制方法，實現步驟如下：
（1）根據強迫繞飛周期T確定標稱繞飛軌跡；
（2）確定在一個強迫繞飛周期T內的分段數N；
其中
，Fix（x）為向前取整函式；ρ為繞飛半徑，δ為強迫繞飛軌跡偏差；
（3）根據標稱繞飛軌跡曲線確定第i段起始點開始時刻標稱相對位置矢量
；i＝1～N，其中，
，t為從繞飛開始時刻計時的時間長度；
（4）根據所述標稱相對位置矢量和星上相對測量敏感器輸出的相對位置矢量
，確定第i段起始點開始時刻期望相對速度
，其中
；
（5）根據所述期望相對速度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衝
。
有益效果
《一種強迫繞飛控制方法》提出了一種基於有限分段的強迫繞飛控制方法，首先根據指定的繞飛周期進行繞飛標稱軌跡設計，基於誤差邊界對機動路徑分段規劃，在每段內採用基於C-W制導率燃料最優單脈衝控制方法實現分段規劃路徑軌跡跟蹤，形成單邊極限環，充分利用了繞飛最大誤差邊界，規劃了誤差邊界內的運動軌跡和控制後的繞飛軌跡運動趨勢，既實現了快速繞飛又節省了燃料消耗，具有較強的工程實現性。
附圖說明
圖1採用滑模變結構方法軌道平面內（目標衛星軌道坐標系XOZ面）進行強迫繞飛的軌跡示意圖；
圖2為目標衛星軌道坐標系示意圖；
圖3為採用《一種強迫繞飛控制方法》的控制方法軌道平面內強迫繞飛（標稱軌跡α＝0情況）軌跡示意圖。
註：圖1、3中X、Z代表兩星的相對運動位置矢量在目標星軌道坐標系的X和Z分量。
技術領域
《一種強迫繞飛控制方法》涉及空間飛行器在對空間目標進行繞飛監視和偵察時，對目標進行快速強迫繞飛的控制方法。
權利要求
1.一種強迫繞飛控制方法，其特徵在於：實現步驟如下：
（1）根據強迫繞飛周期T確定標稱繞飛軌跡；
（2）確定在一個強迫繞飛周期T內的分段數N；
其中
，Fix（x）為向前取整函式；ρ為繞飛半徑，δ為強迫繞飛軌跡偏差；
（3）根據標稱繞飛軌跡曲線確定第i段起始點開始時刻標稱相對位置矢量；i＝1～N，其中，，t為從繞飛開始時刻計時的時間長度；
（4）根據所述標稱相對位置矢量和星上相對測量敏感器輸出的相對位置矢量，確定第i段起始點開始時刻期望相對速度，其中；
（5）根據所述期望相對速度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衝。
2.根據權利要求1所述的一種強迫繞飛控制方法，其特徵在於：目標衛星軌道坐標系下標稱繞飛軌跡曲線為
其中
為在t時刻在目標星軌道坐標系下的標稱相對位置矢量，α為繞飛面與目標衛星軌道坐標系X軸的夾角。
3.根據權利要求1所述的一種強迫繞飛控制方法，其特徵在於：所述第i段起始點開始時刻標稱相對位置矢量的計算公式為：
4.根據權利要求1所述的一種強迫繞飛控制方法，其特徵在於：所述第i段起始點開始時刻期望相對速度的計算公式如下：
其中
τ＝tfi-t0i，
為目標星的軌道角速度。
實施方式
下面以追蹤衛星對目標衛星進行強迫繞飛為例，對《一種強迫繞飛控制方法》基於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：
（1）建立目標衛星軌道坐標系
如圖2所示，目標衛星軌道坐標系定義為（O-XoYoZo）：坐標原點位於目標衛星質心，Z軸在目標衛星軌道平面內由目標衛星質心指向地心；Y軸垂直軌道平面，指向軌道平面負法線，與軌道動量矩矢量
方向相反；X軸與Y、Z軸構成右手螺旋，指向衛星飛向方向。
《一種強迫繞飛控制方法》將兩星的相對狀態表述在目標衛星軌道坐標系下，定義兩星相對位置、速度矢量在目標衛星軌道坐標系表示為
、
，位置、速度矢量由三個坐標分量表示。
（2）根據指定的強迫繞飛周期設計標稱繞飛軌跡
假設任務要求圍繞目標強迫繞飛形式，繞飛周期為T（T不等於目標衛星軌道周期），繞飛半徑為ρ，要求強迫繞飛軌跡偏差為δ米，則目標星軌道坐標系中標稱繞飛軌跡曲線為
其中t為從繞飛開始時刻計時的時間長度，α為繞飛面與目標衛星軌道坐標系X軸的夾角，
為在t時刻在目標星軌道坐標系下的相對位置矢量。如圖3所示，其中強迫繞飛內邊界半徑為：ρ-δ；強迫繞飛外邊界半徑為：ρ+δ。
（3）確定強迫繞飛軌跡跟蹤分段數目
在一個強迫繞飛周期T內分段數，其中Fix（x）為向前取整函式。
（4）計算基於C-W強迫繞飛軌跡跟蹤控制制導律
具體方法如下：
第i段起始點開始時刻期望相對速度為
其中
t0i表征了第i段起始點開始時刻從繞飛開始時刻計時的時間長度，tfi表征了第i段結束點時刻從繞飛開始時刻計時的時間長度，τ＝tfi-t0i，為目標星的軌道角速度，
由星上相對測量敏感器實時給出，
。
若初始位置和終端位置
已經確定，則可以由（2）式求出期望的初始速度，再根據當前的初始速度（星上相對測量敏感器實時給出），可以求出第i段起始點開始時刻軌跡跟蹤控制脈衝：
在計算得到後，這需在第i段起始點開始時刻施加脈衝機動控制，控制後，兩星在空間環境下自然飛向，追蹤星繞目標的強迫繞飛便順利形成。
《一種強迫繞飛控制方法》在每段內採用基於C-W制導率單脈衝控制方法實現分段規劃路徑軌跡跟蹤，形成單邊極限環。
如圖3（標稱軌跡α＝0情況）所示，在每個繞飛周期內分為5段，在每段起始時刻繞飛內邊界採用基於C-W方程計算的控制率進行機動控制，在每段結束時刻運動軌跡回到內邊界，沒有觸發外邊界控制，形成單邊極限環，充分考慮了自然環境下的軌道相對運動動力學，通過分段的方法實現了對在偏差界內的相對運動和每次觸界控制後軌跡規劃，在偏差界內相對運動軌跡有序，節省了燃料消耗。
榮譽表彰
2018年12月20日，《一種強迫繞飛控制方法》獲得第二十屆中國專利優秀獎。
