一种交会对接平移靠拢段的安全带确定方法

摘要

本发明提供一种交会对接平移靠拢段的安全带确定方法，所述方法包括：(1)建立平移靠拢段相对位置标称轨迹方程；(2)获取进行交会对接的飞行器之间的相对姿态与相对位置分别对应的测量误差参数；(3)根据相对姿态对应的测量误差参数，获取相对位置对应的飞行偏差信息；(4)根据所述平移靠拢段相对位置标称轨迹方程、相对姿态与相对位置分别对应的测量误差参数、以及相对位置对应的飞行偏差信息，获取相对姿态与相对位置分别对应的不同类别安全带的边界参数；(5)根据相对姿态与相对位置分别对应的不同类别安全带的边界参数，配置相对姿态与相对位置分别对应的不同类别安全带，并且为不同类别安全带分别配置对应的飞行器控制策略。

说明书

技术领域

本发明属于交会对接领域，涉及一种交会对接平移靠拢段的安全带确定方法。

背景技术

交会对接是一项复杂的技术，在该过程中经常有事故发生。所以在交会对接过程中，特别是在对自主交会要求逐渐提高的趋势下，轨迹安全成为了一个重要的研究课题。目前，有关交会对接轨迹安全的研究主要有如下几类：第一类是针对特殊类型的轨迹，给出轨迹安全的条件；第二类是利用在线数值计算的方法获得安全的轨迹；第三类针对某些典型工况分析给出轨迹安全的充分条件或充要条件，并作为轨迹安全判断和主动安全控制的依据；第四类求解交会对接过程的碰撞概率。

在实际飞行任务的近距离交会中，追踪航天器一般是沿着规划好的轨迹逐步靠近目标航天器。在寻的段以及接近段采用制导脉冲控制原理进行交会对接控制，其控制原理为按照预设间隔周期控制，而在平移靠拢段由于飞行器之间距离相对更近，因此需要采用连续控制方式中的六自由度控制原理进行交会对接控制。因此，现有基于制导脉冲原理的安全带确定方法无法应用于平移靠拢段。

发明内容

本方明的技术解决问题是：针对基于制导脉冲安全带设计方法无法应用于交会对接平移靠拢段的问题，提出一种交会对接平移靠拢段的安全带确定方法，实现了在交会对接平移靠拢段的安全带分类与设计。

本发明的技术解决方案是：一种交会对接平移靠拢段的安全带确定方法，步骤如下：

(1)建立平移靠拢段相对位置标称轨迹方程；

(2)根据导航敏感器的测量精度指标信息以及平移靠拢段相对位置标称轨迹方程，获取进行交会对接的飞行器之间的相对姿态与相对位置分别对应的测量误差参数；

(3)根据相对姿态对应的测量误差参数，获取相对位置对应的飞行偏差信息；

(4)根据所述平移靠拢段相对位置标称轨迹方程、相对姿态与相对位置分别对应的测量误差参数、以及相对位置对应的飞行偏差信息，获取相对姿态与相对位置分别对应的不同类别安全带的边界参数；

(5)根据相对姿态与相对位置分别对应的不同类别安全带的边界参数，配置相对姿态与相对位置分别对应的不同类别安全带，并且为不同类别安全带分别配置对应的飞行器控制策略。

进一步地，所述步骤(1)建立平移靠拢段相对位置标称轨迹方程的方法为：

根据公式和进行建立，其中，x,y,z分别为迹向、法向、径向3个相对位置，x_R为迹向初始相对位置，为标称速度，t为飞行时间，φ,θ,ψ分别为滚动、俯仰、偏航三个相对姿态角。

进一步地，所述步骤(2)获取相对姿态与相对位置分别对应的测量误差参数的方法为：

根据公式和进行计算，其中，θ₁为相对姿态对应的测量误差参数，r₁为相对位置对应的测量误差参数，a₁,a₂分别为导航敏感器的相对位置和相对姿态的测量常值偏差，b₁,b₂分别为导航敏感器的相对位置和相对姿态测量随迹向距离变化的系数。

进一步地，所述步骤(3)获取相对位置对应的飞行偏差信息的方法为:

根据公式r₂＝x'δθ和r₃＝x'δψ进行计算，其中，r₂为相对位置对应的法向飞行偏差信息，x'为实时测量的迹向相对位置，δθ为俯仰相对姿态对应的测量误差参数，r₃为相对位置对应的径向飞行偏差信息，δψ为偏航相对姿态对应的测量误差参数。

进一步地，所述步骤(4)中获取相对姿态与相对位置分别对应的不同类别安全带的边界参数的方法为：

根据R_x1＝4(r₁+r₄)，R_y1＝4(r₁+r₂+r₅)，R_z1＝4(r₁+r₃+r₆)以及R_φ1＝10(θ₁+θ₂)，R_θ1＝10(θ₁+θ₃)，R_ψ1＝10(θ₁+θ₄)获取相对姿态与相对位置分别对应的无控带的边界参数，其中，R_x1,R_y1,R_z1,R_φ1,R_θ1,R_ψ1分别为迹向、法向、径向相对位置以及滚动、俯仰、偏航相对姿态分别对应的无控带的边界参数，r₁为相对位置对应的测量误差参数，r₂为相对位置对应的法向飞行偏差信息，r₃为相对位置对应的径向飞行偏差信息，r₄,r₅,r₆分别为迹向、法向、径向相对位置的未建模动态和加计测量误差，θ₁为相对姿态对应的测量误差参数，θ₂,θ₃,θ₄分别为滚动、俯仰、偏航方向相对姿态的未建模动态。

进一步地，所述步骤(4)中获取相对姿态与相对位置分别对应的不同类别安全带的边界参数的方法为：

根据公式R_x2＝4R_x1+δR_x1，R_y2＝4R_y1+δR_y1，R_z2＝4R_z1+δR_z1，R_φ2＝10R_φ1，R_θ2＝10R_θ1，R_ψ2＝10R_ψ1进行获取，其中，R_x1,R_y1,R_z1,R_φ1,R_θ1,R_ψ1分别为迹向、法向、径向相对位置以及滚动、俯仰、偏航相对姿态分别对应的无控带的边界参数，R_x2,R_y2,R_z2,R_φ2,R_θ2,R_ψ2分别为为迹向、法向、径向相对位置以及滚动、俯仰、偏航相对姿态分别对应的修正带的边界参数，δR_x1,δR_y1,δR_z1分别为常系数调整参数。

进一步地，所述步骤(4)中获取相对姿态与相对位置分别对应的不同类别安全带的边界参数的方法为：

根据公式R_x3＝3R_x2,R_y3＝3R_y2,R_z3＝3R_z2和R_φ3＝3R_φ2,R_θ3＝3R_θ2,R_ψ3＝3R_ψ2进行获取，其中，R_x2,R_y2,R_z2,R_φ2,R_θ2,R_ψ2分别为迹向、法向、径向相对位置以及滚动、俯仰、偏航相对姿态分别对应的修正带的边界参数，R_x3,R_y3,R_z3,R_φ3,R_θ3,R_ψ3分别为迹向、法向、径向相对位置以及滚动、俯仰、偏航相对姿态分别对应的警戒带的边界参数。

进一步地，所述步骤(5)中配置相对姿态与相对位置分别对应的不同类别安全带的方法为：

若|r_i|≤R_i1，则配置为无控带；

若R_i1<|r_i|≤R_i2，则配置为修正带；

若R_i2<|r_i|≤R_i3，则配置为警戒带；

若|r_i|>R_i3，则配置为紧急撤离带；

其中，i＝x,y,z,φ,θ,ψ，x,y,z分别为迹向、法向、径向3个相对位置，φ,θ,ψ分别为滚动、俯仰、偏航三个相对姿态角，r_i为当前三个相对位置或者三个相对姿态角，R_i1为各个自由度分别对应的无控带的边界参数，R_i2为各个自由度分别对应的修正带的边界参数，R_i3为各个自由度分别对应的警戒带的边界参数。

进一步地，所述步骤(5)中为不同类别安全带分别配置对应的飞行器控制策略的方法为：

当飞行器处于无控带时，不进行控制；

当飞行器处于修正带时，采用相平面控制策略；

当飞行器处于警戒带时，采用相平面控制策略；

当飞行器处于紧急撤离带时，采用避碰控制策略，其中，将避碰控制策略中的撤离脉冲配置为-1～-2m/s。

本发明与现有技术相比的有益效果是：本发明根据所述平移靠拢段相对位置标称轨迹方程、相对姿态与相对位置分别对应的测量误差参数、以及相对位置对应的飞行偏差信息，获取相对姿态与相对位置分别对应的不同类别安全带的边界参数，首次针对交会对接平移靠拢段设计轨迹安全带，把交会对接安全带拓展到连续控制上，并根据轨迹安全安全带设计了平移靠拢段制导律和避碰算法。

附图说明

图1为本发明提供的方法的流程框图；

图2为本发明交会对接安全带示意图；

图3为相平面控制算法示意图；

图4为本发明正常飞行轨迹相对姿态示意图；

图5为本发明正常飞行轨迹相对位置示意图；

图6为本发明正常飞行轨迹对接走廊内相对位置示意图；

图7为本发明紧急撤离算例1XZ平面相对位置示意图；

图8为本发明紧急撤离算例1XZ平面相对位置示意放大图；

图9为本发明紧急撤离算例2相对滚动姿态示意图；

图10为本发明紧急撤离算例2XZ平面相对位置示意图；

图11为本发明紧急撤离算例1XZ平面相对位置示意放大图。

具体实施方式

下面结合图1对本发明的具体方案进行详细阐述：

(1)设计平移靠拢段标称轨迹：

相对位置采用CW方程描述，三轴的标称轨迹如下：

其中x,y,z分别为迹向、法向、径向3个相对位置，x_R为迹向初始位置，为标称速度，t为飞行时间。上式表明追踪航天器沿迹向直线逼近目标航天器。

相对姿态φ,θ,ψ分别表示滚动、俯仰、偏航三个方向，其标称轨迹如下：

上式表明在追踪航天器直线逼近目标航天器的过程中，两个航天器姿态一致，即相对姿态为零。

初始相对位置x、y、z＝[150,0,0]m，初始相对姿态φ,θ,ψ＝[0 0 0]deg，沿X轴逐渐逼近，Y、Z轴位置尽量保持在零附近，相对姿态保持在零附近，即标称轨迹为直线逼近，如图2。

(2)设计轨迹安全带：

如图2，在标称轨迹附近设计安全带，包括无控带、修正带、警戒带和紧急撤离带。当交会对接轨迹在无控带时，不进行控制；当轨迹在修正带时，根据制导求得的结果对轨迹稍微做修正使得轨迹回归到无控带；当轨迹落在警戒带时，除对轨迹进行修正外还要预警，向地面发出警戒的指令；当轨迹落在紧急撤离带时，施加紧急撤离指令，避免两个航天器可能造成碰撞。无控带以标称轨迹为中心，R_i1为上下边界；修正带为介于R_i1和R_i2之间的两条带子；警戒带为介于R_i2和R_i3之间的两条带子；紧急撤离带为超过R_i3区域或出对接走廊的区域。

(3)轨迹安全带参数设计：

采用能同时测量相对位置和相对姿态的光学成像敏感器获得平移靠拢段过程的相对位置和相对速度。其测量精度随两个航天器的距离减小越来越高，存在如下测量精度模型：

其中a₁,a₂分别为相对位置和相对姿态的测量常值偏差，b₁,b₂为相对位置、相对姿态测量随距离变化的系数；δx,δy,δz为相对位置偏差，φ_x,φ_y,φ_z为相对姿态偏差。则有：

δx<r₁,δy<r₁,δz<r₁

φ_x<θ₁,φ_y<θ₁,φ_z<θ₁

r₁为相对位置导航的最大误差，θ₁为相对姿态导航的最大误差。

相对姿态测量误差对相对位置测量计算的影响：

光学成像敏感器测量得到的是目标航天器相对追踪航天器的矢量在光学成像敏感器测量坐标系下的描述，需要把该矢量转化到目标航天器对接口坐标系下，整理后有：

若俯仰相对姿态偏差为δθ，两个航天器相对位置为x，则在Z轴方向存在xδθ的位置偏差；

若偏航相对姿态偏差为δψ，两个航天器相对位置为x，则在Y轴方向存在xδψ的位置偏差。记相对位置和相对速度耦合的法向、径向最大偏差为r₂,r₃，则

r₂＝xδψ,r₃＝xδθ

则相对位置和相对速度耦合的法向、径向偏差满足：

δy<r₂,δz<r₃

分别针对三个相对和三个相对速度6个自由度分别设计安全带，安全带包括无控带、修正带、警戒带和紧急撤离带。

无控带的边界参数R_x1,R_y1,R_z1,R_φ1,R_θ1,R_ψ1设计主要考虑导航误差、相对位置和相对姿态耦合关系、未建模动态和加计测量误差，有：

R_x1＝4(r₁+r₄),R_y1＝4(r₁+r₂+r₅),R_z1＝4(r₁+r₃+r₆)

R_φ1＝10(θ₁+θ₂),R_θ1＝10(θ₁+θ₃),R_ψ1＝10(θ₁+θ₄)

r₄,r₅,r₆分别为迹向、法向、径向相对位置的未建模动态和加计测量误差，θ₂,θ₃,θ₄为滚动、俯仰、偏航方向相对姿态的未建模动态。

修正带边界参数R_x2,R_y2,R_z2,R_φ2,R_θ2,R_ψ2的设计，除考虑无控带因素外还考虑无控带边界的大小，平移靠拢段控制指标要求等因素，具体为：

R_x2＝4R_x1+δR_x1,R_y2＝4R_y1+δR_y1,R_z2＝4R_z1+δR_z1

R_φ2＝10R_φ1,R_θ2＝10R_θ1,R_ψ2＝10R_ψ1

其中δR_x1,δR_y1,δR_z1为常系数调整参数，

警戒带边界参数R_x3,R_y3,R_z3,R_φ3,R_θ3,R_ψ3的设计，如下：

R_x3＝3R_x2,R_y3＝3R_y2,R_z3＝3R_z2

R_φ3＝3R_φ2,R_θ3＝3R_θ2,R_ψ3＝3R_ψ2

紧急撤离带边界的设计包括两个部分：1)相对位置不在对接走廊内，轨迹超出对接走廊范围，即满足则触发紧急撤离，

超过警戒带，则触发紧急撤离。

在对接的最后距离，如x≤2，安全带的设计采用固定常数，例如

R_x1＝0.2,R_y1＝0.05,R_z1＝0.05,R_φ1＝0.4,R_θ1＝0.4,R_ψ1＝0.4

R_x2＝0.5,R_y2＝0.15,R_z2＝0.15,R_φ2＝2,R_θ2＝2,R_ψ2＝2

R_x3＝1.5,R_y2＝0.45,R_z2＝0.45,R_φ2＝4,R_θ2＝4,R_ψ2＝4

基于制导脉冲性质的误差带表达如下：

无控带：|r_i|≤R_i1；

修正带：R_i1<|r_i|≤R_i2；

警戒带：R_i2<|r_i|≤R_i3；

紧急撤离带：|r_i|>R_i3。

其中，i＝x,y,z,φ,θ,ψ，x,y,z分别为迹向、法向、径向3个相对位置，φ,θ,ψ分别为滚动、俯仰、偏航三个相对姿态角，r_i为当前三个相对位置或者三个相对姿态角，R_i1为各个自由度分别对应的无控带的边界参数，R_i2为各个自由度分别对应的修正带的边界参数，R_i3为各个自由度分别对应的警戒带的边界参数。

(4)控制律和避碰算法设计：

采用相平面控制策略，相平面控制算法如图3所示。

控制参数的选择θ_D>R_i1保证在无控带，不进行控制；

控制参数的选择θ_D<θ_B<R_i2，保证正常情况下轨迹只要超过θ_B，就全力控制使得小于θ_B。

出现故障或其他未考虑因素时，轨迹超过θ_B但无法控制使得轨迹小于θ_B则发出警戒。

若轨迹超过对接走廊，或满足|r_i|>R_i3，则触发紧急撤离条件。由于两个航天器距离比较近，保证两个航天器不发生碰撞是首要目标，同时按禁飞区设计原则，紧急撤离轨迹最好在对接走廊，这要求紧急撤离脉冲足够大。同样施加使两个航天器分离的脉冲，同时降低追踪航天器轨道，追踪航天器从前下方远离目标航天器。执行与飞行方向相反的大脉冲使得两个航天器逐渐远离，选择撤离脉冲为-1m/s～2m/s，典型例子取：

ΔV_x＝-2m/s

实施例

两个航天器的初始相对位置为[150,0,0]m，初始相对姿态，采用六自由度控制安全带设计的控制律和避碰操作，安全带边界值的设计值如下：

无控带边界修正带边界警戒带边界R_x0.2m2m5mR_y0.2m2m4mR_z0.2m2m4mR_φ0.2deg2deg4degR_θ0.2deg2deg4degR_ψ0.2deg2deg4deg

正常情况飞行轨迹如图4、图5、图6，其中图4为3个相对姿态的变化趋势，图5为3个相对位置的变化趋势，图6为XZ曲线、XY曲线以及与对接走廊的关系。

从几个仿真图形可以看出，所设计的控制律能把追踪航天器精确、安全地导引到目标航天器对接口。

避碰算例1

两个航天器X轴方向的距离为30米处，触发紧急撤离条件，撤离轨迹如图7、图8，可以看到撤离轨迹从禁飞区出来，能保证两个航天器不发生碰撞。

避碰算例2

在近距离直线接近过程中，如图9相对姿态超差，进入紧急撤离安全带，触发紧急撤离指令，如图10、图11，施加紧急撤离脉冲，接近轨迹改变了方向，保证轨迹是安全的。

本项目充分考虑载人二期SZ-8、SZ-9、SZ-10载人飞船，TZ-1货运飞船已经取得的成果和我国载人航天当前的技术状态，所提出的基于制导脉冲的交会对接轨迹安全带的制导策略能够在近距离交会过程中实现轨迹的故障预判，达到轨迹安全以及燃料消耗的平衡，是一种较好的交会对接安全轨迹设计方法。本项目可以为我国后续航天交会对接任务提供借鉴和技术基础。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域专业技术人员的公知技术。