多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法:專利背景,發明內容,專利目的,技術方

《多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法》是北京空間飛行器總體設計部於2012年12月11日申請的發明專利，該專利的申請號為2012105438348，公布號為CN103064423A，授權公布日為2013年4月24日，發明人是楊慧、馬利、周靜、潘宇倩、雪丹、何江、金煌煌、武向軍、舒衛平。

《多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法》包括（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。

2016年12月7日，《多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法》獲得第十八屆中國專利金獎。

（概述圖為《多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法》摘要附圖）

基本介紹

中文名：多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法
公布號：CN103064423A
公布日：2013年4月24日
申請號：2012105438348
申請日：2012年12月11日
申請人：北京空間飛行器總體設計部
地址：北京市海淀區友誼路104號
發明人：楊慧、馬利、周靜、潘宇倩、雪丹、何江、金煌煌、武向軍、舒衛平
Int.Cl.：G05D1/10(2006.01)I
代理機構：中國航天科技專利中心
代理人：龐靜
類別：發明專利

專利背景,發明內容,專利目的,技術方案,改善效果,附圖說明,技術領域,權利要求,實施方式,榮譽表彰,

專利背景

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，直接導致各太空飛行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干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。

中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

專利目的

《多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法》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。

技術方案

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：

（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。

所述步驟（1）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：

[

]；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，並按照預設的疊代步長進行疊代。

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。

改善效果

（1）《多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法》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）該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）該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。

附圖說明

圖1為《多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法》流程圖。

圖1

技術領域

《多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法》涉及多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避措施。

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》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；所述姿控平均力大小計算方法為：

（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）改變姿控平均力的作用方向，重複步驟（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；

所述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：[

]；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，並按照預設的疊代步長進行疊代；

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（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。

3.根據權利要求2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，步驟如下：

（4.1）將太空飛行器由巡航姿態轉地球捕獲模式，並建立對地定向的地指姿態；

（4.2）進行偏航調姿，建立變軌點火姿態；

（4.3）轉主備份小推力器可同時工作的模式，依據太空飛行器軌道機動策略的設計結果，主備份小推力同時點火，完成軌道機動操作；

（4.4）太空飛行器點火結束後轉回巡航姿態。

實施方式

如圖1所示，《多約束多太空飛行器飛行間距預示及碰撞規避方法》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：

（1）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、+Z、-X、-Y、-Z六個方向上的噴氣時間累積遙測數據Δt_i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Δm_i，計算公式為：

然後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Δm_x、Δm_y、Δm_z，計算公式為：

對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Δm，計算公式為：

最後計算得到姿控平均作用力F的大小，計算公式為：

其中，I_sp為推力器比沖，g₀為重力加速度，g₀＝9.8066米/平方秒，Δt為遙測統計的時間累積。

（2）根據各太空飛行器的初始星曆信息，考慮軌道攝動和姿控平均力的影響，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。計算任一時刻各太空飛行器之間的相對距離，確定最小相對距離；

其中高精度軌道預報數值模型採用Cowell數值法對運動方程進行求解，綜合考慮地球非球形引力場、日月引力、大氣阻力，太陽光壓等攝動因素和姿控平均力的影響，確保軌道預報精度。具體參見肖業倫的《太空飛行器飛行動力學原理》一書的56～86頁。

綜合考慮軌道攝動和姿控平均力的影響，衛星在地心慣性坐標系中的運動方程為：

其中，x、y、z為太空飛行器位置矢量在慣性坐標系的分量，為太空飛行器速度矢量在慣性坐標系的分量，r為太空飛行器位置矢量大小，

，m為太空飛行器質量，f_x、f_y、f_z為攝動力在慣性坐標系的分量，F_x、F_y、F_z為姿控平均作用力F在慣性坐標系的分量，分別為

，

，α、δ為姿控平均作用力在慣性坐標系的方位角和俯仰角。

（3）改變姿控平均力的作用方向，重複以上步驟（2），計算各太空飛行器最小相對距離的最小值，對應的姿控平均力作用方向即為最惡劣情況；

姿控平均力的作用方向採用單位矢量在慣性坐標系的方位角α和俯仰角δ表示，姿控平均力單位矢量在慣性坐標系可表示為[

]。其中方位角變化範圍為0°～360°，疊代步長按照10°，俯仰角δ變化範圍為-90°～90°，疊代步長按照10°。為了確定姿控平均力作用方向的最惡劣情況需要累積疊代703次。

（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，選擇在軌道機動開始時刻相位超前的太空飛行器進行軌道機動。

其中，最小安全距離應根據太空飛行器的測軌精度、控制精度、預報精度以及本體尺寸進行綜合確定，在該申請涉及的碰撞規避問題中最小安全距離一般應為幾十公里數量級。

考慮測控操作儘可能簡單和在有限的測控時間內能儘可能大地拉開太空飛行器距離的兩個原則，一般選擇使用主備份小推力器同時工作的方法進行軌道機動。一般步驟如下：