一种极简配置航天器及其空间交会控制方法

摘要

本发明涉及航天器空间交会控制技术领域，提出一种极简配置航天器及其空间交会控制方法。该航天器包括激光测距仪、相机、星间通信设备以及第一至第六推力器。本发明通过极简配置的推力器布局方案，可以保证星体平动与转动的完美解耦。并且采用了基于相平面的制导控制方案可以保证平动通道的各通道的顺利收敛。另外基于推力器混合调度算法进行各推力器的调度控制，保证了航天器交会逼近过程中的平动控制效果，创造良好的末端对接条件。本发明能够在推力器极简配置情况下实现航天器平动三轴六向的自由控制，并能达到较高的控制精度，在能够节省星上空间和制造、运行成本的同时还能够应对推力器的单重故障，具有较高的实用价值。

说明书

技术领域

本发明总的来说涉及航天器空间交会控制技术领域。具体而言，本发明涉及一种极简配置航天器及其空间交会控制方法。

背景技术

对于航天器空间交会任务而言，航天器近距离的交会逼近制导是至关重要的一环。传统上，执行空间交会任务的航天器必须保证航天器在其平动的三轴六向上均独立并且精确可控，这就要求航天器的星体在前后、左右、上下等方向上至少部署一台推力器。

然而上述技术方案存在一些明显不足：航天器并非各面均可部署推力器，比如安装太阳电池阵的面和部署相机及光学敏感器的面均不适合安装推力器。并且该技术方案无法应对推力器的单重故障，如果为了应对推力器的单重故障而在推力器布局的过程中进行推力器的多重冗余布置，又将大大增加航天器的体积、重量、功耗等成本。

发明内容

为至少部分解决现有技术中的上述问题，本发明提出一种极简配置航天器，包括：

激光测距仪，所述激光测距仪被配置为测量星间距；

相机，所述相机被配置为测量星间距矢量方位角；

星间通信设备，所述星间通信设备被配置为传输星间数据；以及

第一至第六推力器，所述第一至第六推力器的推力线经过航天器的质心，其中所述第一至第四推力器在所述航天器的反飞行方向面上呈X型对接布置，并且所述第五、第六推力器在所述航天器的飞行方向面上相对于所述航天器的飞行方向对称布置。

在本发明一个实施例中规定：所述第一至第六推力器被配置为根据工作模式执行推力动作，其中所述工作模式包括：

正常工作模式，其中所述第一至第六推力器均无故障；

第一至第四推力器一重故障模式，其中所述第一至第四推力器之一出现故障；以及

第五或第六推力器一重故障模式，其中所述第五和第六推力器之一出现故障。

本发明还提出一种利用所述的极简配置航天器进行航天器空间交会控制的方法，包括下列步骤：

由所述航天器采集星间相对运动参数；以及

由所述航天器根据所述星间相对运动参数确定航天器制导进程，其中当所述星间相对运动参数满足所述航天器制导进程的结束条件时结束制导，以及当所述星间相对运动参数不满足所述航天器制导进程的结束条件由所述航天器执行下列动作：

针对航天器的平动通道确定所述平动通道的相对开关状态参数，其中所述平动通道包括航天器在xyz三轴方向的x\y\z轴平动通道，并且+x轴方向表示所述航天器的飞行方向；

根据所述相对开关状态参数确定控制开关指令；

根据所述控制开关指令进行所述第一至第六推力器的开关调度；以及

由所述第一至第六推力器响应所述控制开关指令以进行所述航天器的制导控制。

在本发明一个实施例中规定：

由所述激光测距仪测量所述星间相对运动参数；和\或

由所述星间通信设备根据双星卫星导航系统数据解算所述星间相对运动参数。

在本发明一个实施例中规定：由所述航天器将所述相对运动参数通过导航滤波算法进行滤波处理以去除毛刺。

在本发明一个实施例中规定，所述滤波处理过程表示为下式：

其中，x

在本发明一个实施例中规定，确定所述平动通道的相对开关状态参数包括下列步骤：

针对i轴平动通道，在由i轴平动通道星间距x

i＝x，y，z

其中，α

根据i轴平动通道星间距x

在本发明一个实施例中规定：根据所述相对开关状态参数s

δ

其中，δ

根据所述控制开关指令δ

确定所述第一至第六推力器的轨控极性，其中所述轨控极性包括所述第一至第六推力器与所述x\y\z轴平动通道分别对应的轨控极性；以及

根据所述控制开关指令δ

在本发明一个实施例中规定：所述第一至第六推力器根据所述开关调度执行“开”指令或者“关”指令。

在本发明一个实施例中规定：所述第一至第六推力器包括电磁阀，所述电磁阀被配置为对所述“开”指令与“关”指令进行连续化处理，其中包括：

当所述推力器的前一拍指令为第一“开”指令时，在启动所述第一“开”指令时所述电磁阀的开启时长被配置为所述推力器的控制周期的1.2-1.5倍；

当下一拍指令为第二“开”指令时，所述第二“开”指令到达所述推力器时，所述电磁阀无须关闭；以及

当下一盘指令为第二“关”指令时，所述电磁阀及时响应所述第二“关”指令。

本发明至少具有如下有益效果：本发明通过极简配置的推力器布局方案，可以保证星体平动与转动的完美解耦。并且采用了基于相平面的制导控制方案可以保证平动通道的各通道的顺利收敛。另外基于推力器混合调度算法进行各推力器的调度控制，保证了航天器交会逼近过程中的平动控制效果，创造良好的末端对接条件。本发明能够在推力器极简配置情况下实现航天器平动三轴六向的自由控制，并能达到较高的控制精度，在能够节省星上空间和制造、运行成本的同时还能够应对推力器的单重故障，具有较高的实用价值。

附图说明

为进一步阐明本发明的各实施例中具有的及其它的优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。

图1示出了本发明一个实施例中极简配置航天器的推力器布局及推力线示意图。

图2示出了本发明一个实施例中进行航天器空间交会控制的流程示意图。

图3示出了本发明一个实施例中航天器交会逼近控制过程中星间距变化曲线。

图4示出了本发明一个实施例中航天器交会逼近控制的过程中星间距变化曲线的局部放大示意图。

图5示出了本发明一个实施例中航天器交会逼近控制的过程中星间距变化率曲线。

图6示出了本发明一个实施例中航天器交会逼近控制的过程中星间距变化率曲线的局部放大示意图。

图7示出了本发明一个实施例中航天器制导控制过程中各推力器的开关曲线。

具体实施方式

应当指出，各附图中的各组件可能为了图解说明而被夸大地示出，而不一定是比例正确的。在各附图中，给相同或功能相同的组件配备了相同的附图标记。

在本发明中，除非特别指出，“布置在…上”、“布置在…上方”以及“布置在…之上”并未排除二者之间存在中间物的情况。此外，“布置在…上或上方”仅仅表示两个部件之间的相对位置关系，而在一定情况下、如在颠倒产品方向后，也可以转换为“布置在…下或下方”，反之亦然。

在本发明中，各实施例仅仅旨在说明本发明的方案，而不应被理解为限制性的。

在本发明中，除非特别指出，量词“一个”、“一”并未排除多个元素的场景。

在此还应当指出，在本发明的实施例中，为清楚、简单起见，可能示出了仅仅一部分部件或组件，但是本领域的普通技术人员能够理解，在本发明的教导下，可根据具体场景需要添加所需的部件或组件。另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。

在此还应当指出，在本发明的范围内，“相同”、“相等”、“等于”等措辞并不意味着二者数值绝对相等，而是允许一定的合理误差，也就是说，所述措辞也涵盖了“基本上相同”、“基本上相等”、“基本上等于”。以此类推，在本发明中，表方向的术语“垂直于”、“平行于”等等同样涵盖了“基本上垂直于”、“基本上平行于”的含义。

另外，本发明的各方法的步骤的编号并未限定所述方法步骤的执行顺序。除非特别指出，各方法步骤可以以不同顺序执行。

下面结合具体实施方式参考附图进一步阐述本发明。

本发明的一个实施例中提出一个极简配置航天器，包括：激光测距仪、相机、星间通信设备以及第一至第六推力器。其中，激光测距仪被可以测量航天器之间的星间距。相机可以测量航天器之间的星间距矢量方位角。星间通信设备可以在航天器之间传输星间数据。第一至第六推力器可以执行推力动作以推动所述极简配置航天器运动。

图1示出了本发明一个实施例中极简配置航天器的推力器布局及推力线示意图。如图1所示，第一至第六推力器(A、B、D、E、G、H)的推力线经过航天器的质心C，第一至第四推力器(A、B、D、E)在所述航天器的反飞行方向面(-X面)上呈X型对接布置，五、第六推力器(G、H)在所述航天器的飞行方向面(+X面)上相对于所述航天器的飞行方向(+X轴方向)对称布置。在没有推力器发生故障的情况下，第一至第六推力器(A、B、D、E、G、H)可以按照正常模式工作，当A、B、D、E中任一推力器出现故障时，可以按ABDE一重故障模式工作，当G、H中任一推力器出现故障时，可以按GH一重故障模式工作。通过上述推力器的布置方式，可以实现星体平动三轴六向协同意义下的自由控制，并能实现推力器单重故障情况下的平动控制。

图2示出了本发明一个实施例中利用上述极简配置航天器进行航天器空间交会控制的流程示意图。如图2所示，可以在全天域、全状态下的实现航天器近距离交会逼近控制。具体而言，包括下列步骤：

步骤1、采集星间相对运动参数，包括：

所述航天器可以通过激光测距仪进行相对位置运动参数的采集，也可通过双星GNSS(导航卫星系统)数据(通过星间通信设备传输给主动星)进行相对位置运动参数的解算。可以对采集到的相对位置运动参数通过导航滤波算法进行滤波处理，去除毛刺并确定出相对速度参数。其中最简单的处理方式为：

其中，x

另外值得注意的是，考虑到航天器交会任务的特点，所述航天器在横向和法向方向上的相对运动分量可正可负，但迹向方向上的相对运动状态分量只能为负。

步骤2、针对当前拍的星间距矢量以及星间距变化率矢量，确定制导进程是否完成，包括：

若星间距矢量以及星间距变化率矢量满足制导进程结束条件，则跳转步骤8；否则，进入步骤3。

步骤3、针对航天器的平动通道确定所述平动通道的相对开关状态参数，其中所述平动通道包括航天器在xyz三轴方向的x\y\z轴平动通道，包括：

针对i轴平动通道，在由i轴平动通道星间距x

i＝x，y，z

其中，α

根据i轴平动通道星间距x

步骤4、根据所述相对开关状态参数s

δ

其中，控制开关指令δ

步骤5、根据三通道对应的控制开关指令δ

确定所述第一至第六推力器的轨控极性，其中所述轨控极性包括所述第一至第六推力器与所述x\y\z轴平动通道分别对应的轨控极性；以及

根据所述控制开关指令δ

各推力器对应于平动三通道的轨控极性如表1所示：

表1

根据所述控制开关指令δ

表2

步骤6、推力器推力指令的连续化处理，包括：

制导控制过程中，各推力器的“开”指令与“关”指令须交替进行。“关”指令自身具有持续性不需要再做连续化处理，而“开”指令则须赋予相应时长。

设某推力器前一拍指令为“开”，在启动“开”指令时可默认电磁阀的开启时长为控制周期的1.2～1.5倍；若下一拍指令仍为“开”，则“开”指令到达时电磁阀无须关闭，而若下一拍为“关”指令，则电磁阀将及时响应新指令。

步骤7、驱动推力器工作，实施制导控制，包括：

各推力器响应开关控制指令，形成控制作用，实施制导控制。

布置8、制导结束。

在本发明一个实施例中对上述技术方案进行数值仿真验证，其中仿真参数如下所示：

(1)追踪航天器质量：500kg；

(2)各推力器标称推力大小：5N；

(3)各推力器与星体X轴夹角：

推力器ABDE与星体X轴夹角：30°

推力器GH与星体X轴夹角：25°

(4)目标星轨道高度：400km；

(5)航天器间相对平动运动参数初始值(以目标星轨道系为基准)：

初始星间距参数(迹向、法向、径向)：[-300，-150，-120]m

初始星间距变化率参数(迹向、法向、径向)：[-0.5，-0.05，0.05]m/s

(6)航天器制导终止目标(以目标星轨道系为基准)：

星间距参数(迹向、法向、径向)：[-5，0，0]m

初始星间距变化率参数(迹向、法向、径向)：[0，0，0]m/s

(7)制导控制周期取为1s；

(8)在制导控制过程中，星体姿态由反作用轮组进行精确控制，保证制导指令的准确施加。

在仿真中，降低推进加速度(降低推力大小或增大星体质量)和降低制导控制周期可以提升制导控制精度，控制指令的一拍延迟执行对交会逼近控制结果影响较小，仿真结果如图3-图7所示。上述仿真结果表明：通过极简配的推力器布局方案，可以保证星体平动与转动的完美解耦；并且采用了基于相平面的制导控制方案可以保证平动三通道各通道的顺利收敛；另外基于推力器混合调度算法可保证航天器交会逼近过程中的平动控制效果，创造良好的末端对接条件。可以看到，采用本发明所述的产品及方法可以成功解决推力器极简配置情况下的航天器平动三轴六向的自由控制，并能达到较高的控制精度。

尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。