航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法及系统

摘要

本发明公开了一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法及系统，通过获取航天器抵近交会机动的相对轨道机动轨迹，并按照作用距离弧段对相对轨道机动轨迹进行分类，得到分类后的相对轨道机动轨迹；分别采用自然周期轨道轨迹规划法、基于继电型推力的连续最优轨迹线性规划方法以及图形化离散轨迹规划法分别对分类后的相对轨道机动轨迹进行规划，得到全流程相对轨道机动规划轨迹；本发明解决了航天器交会抵近相对轨道机动问题，将机动过程按照导航输入信息的不同划分为远距离、中距离、近距离三个阶段，并采用不同的规划方法分别对各阶段进行规划，最终实现全流程轨迹规划，确保优化结果收敛、燃耗最优、具有普遍使用性。

说明书

技术领域

本发明涉及航天器相对轨道控制技术领域，具体涉及一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法及系统。

背景技术

近年来，发射入轨的卫星或其他航天器平台能力逐步提升，几乎都具备轨道机动能力，航天任务的复杂性也正在逐步提升，卫星既可以独立作为个体完成在轨任务，又可以组成具有协同控制和信息交互能力的复杂分布式卫星系统实现单颗卫星无法实现的功能，甚至涉及到合作或非合作航天器协同，因此相对轨道控制技术起到了决定性作用。

相对轨道机动控制技术可极大程度拓展航天器空间应用前景和任务能力，控制算法上已经发展的比较成熟，但在实际在轨应用层面，却缺乏具有普适性工程可用的轨迹规划方案，主要原因如下：

1)航天器相对轨道机动控制的轨迹基线动态变化范围极大，可从数米到数千公里量级，测量手段难以完整覆盖；

2)相对轨迹由远及近获取的测量信息处于动态变化，测量精度、维度难以在整个轨迹规划过程中完全统一；

3)抵近交会过程中的控制精度随距离逼近逐步提升，对规划轨迹的精度要求也逐步提高，轨迹规划应逐渐收敛且确保有最优解。

已有航天器在轨抵近机动的连续轨迹规划方法总体上可分为连续优化和离散搜索两类。连续优化方法的数值求解依赖于初值猜测，约束越多求解也越困难，而且规划结果有可能是发散的；连续优化方法生成的轨迹比较平滑，但很难直接生成实时轨迹。离散搜索方法，需要对搜索空间正确离散，约束越多求解越容易，理论上可以确保收敛到全局最优解，但所生成的轨迹不平滑。

发明内容

针对现有技术中的上述不足，本发明提供一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法及系统。

为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案为：

一方面，一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法，包括以下步骤：

S1、获取航天器抵近交会机动的相对轨道机动轨迹；

S2、按照作用距离弧段对相对轨道机动轨迹进行分类，得到第一相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第三相对轨道机动轨迹；

S3、利用自然周期轨道轨迹规划法对第三相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第三相对轨道机动轨迹；

S4、利用基于继电型推力的连续最优轨迹线性规划方法对第二相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第二相对轨道机动轨迹；

S5、利用图形化离散轨迹规划法对第一相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第一相对轨道机动轨迹；

S6、根据得到规划后的第三相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第一相对轨道机动轨迹构建全流程相对轨道机动规划轨迹。

另一方面，一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划系统，包括：

相对轨道机动轨迹获取模块，用于获取航天器抵近交会机动的相对轨道机动轨迹；

机动轨迹分类模块，用于按照作用距离弧段对相对轨道机动轨迹进行分类，得到第一相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第三相对轨道机动轨迹；

第三相对轨道机动轨迹规划模块，用于利用自然周期轨道轨迹规划法对第三相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第三相对轨道机动轨迹；

第二相对轨道机动轨迹规划模块，用于利用基于继电型推力的连续最优轨迹线性规划方法对第二相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第二相对轨道机动轨迹；

第一相对轨道机动轨迹规划模块，用于利用图形化离散轨迹规划法对第一相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第一相对轨道机动轨迹；

全流程相对轨道机动规划轨迹构建模块，用于根据得到规划后的第三相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第一相对轨道机动轨迹构建全流程相对轨道机动规划轨迹。

本发明具有以下有益效果：

通过获取航天器抵近交会机动的相对轨道机动轨迹，并按照作用距离弧段对相对轨道机动轨迹进行分类，得到第一相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第三相对轨道机动轨迹；分别采用自然周期轨道轨迹规划法、基于继电型推力的连续最优轨迹线性规划方法以及图形化离散轨迹规划法分别对第三相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第一相对轨道机动轨迹进行规划，得到全流程相对轨道机动规划轨迹；本发明根据测量设备的能力和航天器控制特点分解机动轨迹，最大程度利用动力学特性实现远距离开环轨迹规划，结合控制能力和约束实现中距离线性轨迹规划，利用图形学优化理论实现近距离离散轨迹规划，最终实现全流程轨迹规划，实现对远程相对轨道机动的完整机动过程的轨迹设计和规划，并确保优化结果收敛、燃耗最优、具有普遍使用性。

附图说明

图1为本发明提供的一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法的步骤流程图；

图2为本发明实施例中相对测量设备作用范围分解示意图；

图3为本发明实施例中相对测量设备精度随距离变化趋势图；

图4为本发明实施例中远距离抵近机动自然周期轨道轨迹规划方法示意图；

图5为本发明实施例中近距离图形化离散轨迹规划方法节点扩展示意图；

图6为本发明实施例中应用本发明方法实现的抵近机动全流程轨迹规划结果，其中，图6(a)为远距离下基于本发明方法实现的抵近机动全流程轨迹规划结果，图6(b)为近距离下基于本发明方法实现的抵近机动全流程轨迹规划结果；

图7为本发明实施例中应用本发明方法实现的近距离轨迹规划结果。

具体实施方式

下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。

如图1所示，一方面，一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法，包括以下分步骤：

S1、获取航天器抵近交会机动的相对轨道机动轨迹；

S2、按照作用距离弧段对相对轨道机动轨迹进行分类，得到第一相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第三相对轨道机动轨迹；

本发明实施例中，将相对轨道机动轨迹按照导航测量设备的覆盖范围和能力进行划分，根据作用距离弧段分成三类：远距离测量设备、中距离测量设备、近距离测量设备，对应远距离轨迹规划(1km以上)、中距离轨迹规划(1km-100m)、近距离轨迹规划(100m-10m)三个部分；

如图2所示，对于百公里级相对轨道机动转移，可将相对测量设备按照图示中的作用距离弧段分成三类：远距离测量设备、中距离测量设备、近距离测量设备；远距离测量可覆盖距离目标公里级以上的测量距离，通常有地面站报轨、远距离测距相机、远距离探测雷达、星间测距(对合作目标)、GNSS差分测距(对合作目标)等方式；中距离测量可覆盖百米级测量距离，通常为星载视觉相机；近距离测量可覆盖十米级测量距离，通常为星载雷达。将各测量设备的作用范围融合，覆盖整个相对轨道机动弧段；

如图3所示，从相对测量精度变化的角度，由远距离阶段进入到中距离阶段，引导精度尚在百米量级，无需采用闭环控制方法提高精度，结合节省燃料的需求，远距离阶段采用自然轨迹相对机动的方案；中距离阶段，导航交接过程和向近距离逼近的过程，目标航天器都为点目标，应采用沿任意方向直线或类直线逼近的机动方法靠近目标；近距离阶段，机动航天器向目标航天器附近的任意点逼近，距离较近，目标航天器不可再认为是点目标，机动航天器要考虑在起点和终点位置的边界条件下，规避障碍和安全区，实现对随机机动路径的最优轨迹规划。

S3、利用自然周期轨道轨迹规划法对第三相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第三相对轨道机动轨迹；

本发明实施例中，针对1km以上的远距离相对轨道机动控制需求，采用自然周期轨道轨迹规划方法，充分利用轨道动力学特性，建立连续脉冲轨迹设计方法和规划模型，在轨迹边界约束和总机动时间约束下实现燃耗和安全性最优。

优选地，步骤S3具体为：

构建第三规划模型，并利用第三规划模型对第三相对轨道机动轨迹进行规划，使得第三相对轨道机动轨迹的轨迹视界角收敛；其中第三规划模型表示为：

minJ＝ΔV

t

其中，J为目标函数；ΔV

如图4所示，本发明实施例中，机动航天器与目标航天器的轨道差异可以忽略，机动航天器相对于目标航天器位置的指线方向几乎与卫星轨道坐标系V-bar轴重合，机动航天器的机动过程可以看作是在V-bar轴方向上的位置转移。采用冲量(脉冲推力)机动方法产生远距离自然机动轨迹，一般包括径向冲量机动和切向冲量机动两种。机动航天器从原点O出发，目标终点为x

本发明实施例中，远距离情况下，机动航天器与目标航天器的轨道差异可以忽略，机动航天器相对于目标航天器位置的指线方向几乎与卫星轨道坐标系V-bar轴重合，机动航天器的机动过程可以看作是在V-bar轴方向上的位置转移。采用冲量(脉冲推力)机动方法产生远距离自然机动轨迹，主要包括径向冲量机动和切向冲量机动两种。机动航天器从原点O出发，目标终点为x

S4、利用基于继电型推力的连续最优轨迹线性规划方法对第二相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第二相对轨道机动轨迹；

本发明实施例中，针对1km-100m的中距离相对轨道机动控制需求，采用基于继电型推力的连续最优轨迹线性规划方法，结合离散化轨道动力学模型，考虑推力上下界约束、视界约束、安全区约束，将各类约束转化为凸约束，使规划问题简化为线性形式，从而降低规划计算复杂性、提高运算速度。

优选地，步骤S4具体为：

B1、将利用继电型推力等效替代第二相对轨道机动轨迹上的脉冲推力，并根据继电型推力构建离散化轨道动力学状态方程，其离散化轨道动力学状态方程表示为：

X(k+1)＝AX(k)+Bu(k)

其中，u(k)为当前离散周期k下状态变量X(k)所对应的控制变量；A、B分别为状态方程的系数矩阵；X(k+1)为下一离散周期k+1的状态变量；

B2、根据离散化轨道动力学状态方程构建第二规划模型；其中第二规划模型表示为：

s.t.[A

Γ[u(0) … u(k-1)]

其中，J

B3、将第二规划模型中约束条件优化为凸约束边界，得到优化后的第二规划模型；

本发明实施例中，轨迹约束在特定区域内的为凸约束，而排除在特定区域外的为非凸约束。从提高运算速度、减小计算资源消耗的角度而言，避免引入非凸约束，将非凸约束转化在特定区域内的凸约束来处理。主要方法为用多个半平面空间相交来围绕成一个空间多面体，构成非凸约束边界；并根据非凸约束边界构建凸约束的表达式。

优选地，步骤B3具体为：

B31、根据第二规划模型中约束条件所在半平面空间构建凸约束边界，其中，凸约束边界的计算式表示为：

其中，a

B32、根据凸约束边界构建系数矩阵；

其中，M、D分别为系数矩阵；C为状态转换矩阵；

B33、根据系数矩阵构建凸约束边界，得到优化后的第二规划模型，其中，凸约束边界计算式表示为：

MCX(k)≤D

其中，X(k)为当前离散周期k的状态变量。

本发明实施例中，中距离情况下，机动的距离较近、对控制量的要求也更为精细，轨迹误差应逐步收敛，实现从任意初始状态到任意终端状态的路径规划。以符合工程实际的继电型推力代替等效的脉冲推力，将轨迹规划问题转变为基于继电型推力的最优轨迹规划问题，将机动过程中的各项约束转化为凸约束，应用线性规划模型(LP)的连续优化方法对规划问题求解，给定初始和终端条件、机动时长和边界等约束条件，实现从起点到终点的燃耗最优轨迹。

B4、利用优化后的第二规划模型对第二相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第二相对轨道机动轨迹。

S5、利用图形化离散轨迹规划法对第一相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第一相对轨道机动轨迹；

本发明实施例中，针对100m-10m的近距离相对轨道机动控制需求，采用图形化离散轨迹规划方法，对于任意参考轨道条件，将近距离规划空间离散为网格形式寻找路径最短和代价最优解，实现智能避障且保证优化结果收敛。

优选地，步骤S5具体为：

C1、根据第一相对轨道机动轨迹构建网格空间；

C2、按照网格空间，对各网格节点进行节点拓展，得到各网格节点的待扩展节点；

C3、根据各网格节点的待扩展节点计算代价评估函数，并选择最小代价评估函数值所对应的待扩展节点作为该网格节点的下一个节点；其中代价评估函数表示为：

f(n)＝g(n)+h(n)

其中，f(n)为当前节点n的代价评估函数值；g(n)为从起始点到当前节点n的实际代价值；h(n)为当前节点n到目标节点的代价估计值；

本发明实施例中，h(n)为当前节点n到目标节点的代价估计值，可以使轨迹更快地向目标点逼近，而跳过无需遍历的节点。

C4、遍历网格空间上各节点，得到规划后的第一相对轨道机动轨迹。

本发明实施例中，采用图形化离散轨迹规划方法，将机动起点、目标位置以及可能的转移轨迹所在的空间包络组成一个网格空间，按照描述障碍物(或安全区)以及轨迹的精细度划分网格。从起点开始，逐次进行节点扩展，每个节点周围的26个节点为待扩展节点，如图5所示，每种向相邻节点的扩展方式都有对应的权值(即代价)，对每个待扩展节点按照其扩展方式计算代价评估函数值，选取函数值最小(即使代价最有利的方向)的点作为轨迹的下一个节点，直至达到终点。在规划环境网格化的基础上，设定代价函数，搜索状态空间中两点之间的最小代价路径。

本发明实施例中，近距离情况下，目标航天器在机动航天器的测量视场中已经较大，不能再简化成一个点目标(特别是距离目标航天器很近的情况下)，而是一个空间几何体。考虑目标航天器为非合作目标，表面特性未知，直接应用连续轨迹优化方法会变得非常繁琐，甚至可能会出现规划问题无可行性解的情况。因此采用具备较强鲁棒性和智能性的图形化离散轨迹搜索算法，将环境空间网格化，规划出一条从起点到终点的网格点连线的最优路径，能够规避随机出现的障碍点，确保得到全局最优轨迹，再通过闭环控制方法保证机动轨迹收敛到这条最优轨迹上。

S6、根据得到规划后的第一相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第三相对轨道机动轨迹构建全流程相对轨道机动规划轨迹。

另一方面，本发明实施例提供一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划系统，其特征在于，包括：

相对轨道机动轨迹获取模块，用于获取航天器抵近交会机动的相对轨道机动轨迹；

机动轨迹分类模块，用于按照作用距离弧段对相对轨道机动轨迹进行分类，得到第一相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第三相对轨道机动轨迹；

第三相对轨道机动轨迹规划模块，用于利用自然周期轨道轨迹规划法对第三相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第三相对轨道机动轨迹；

第二相对轨道机动轨迹规划模块，用于利用基于继电型推力的连续最优轨迹线性规划方法对第二相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第二相对轨道机动轨迹；

第一相对轨道机动轨迹规划模块，用于利用图形化离散轨迹规划法对第一相对轨道机动轨迹进行规划，得到规划后的第一相对轨道机动轨迹；

全流程相对轨道机动规划轨迹构建模块，用于根据得到规划后的第三相对轨道机动轨迹、第二相对轨道机动轨迹以及第一相对轨道机动轨迹构建全流程相对轨道机动规划轨迹。

本发明实施例中提供的一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划系统包含上述一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法的全部有益效果。

本发明实施例中提供的一种航天器抵近交会机动的全流程连续轨迹规划方法及系统，针对航天器交会抵近相对轨道机动问题，将机动过程按照导航输入信息的不同划分为远距离、中距离、近距离三个阶段，并对应采用自然周期轨迹规划、基于继电型推力的连续最优轨迹线性规划方法、图形化离散轨迹规划方法，实现对远程相对轨道机动的完整机动过程的轨迹设计和规划，并确保优化结果收敛、燃耗最优、具有普遍使用性。

本发明与现有技术相比具有的有益效果：

1)本发明提出的方法不再依赖唯一导航测量设备，或过度追求导航测量设备的性能，采用多测量设备融合的方式实现全流程轨迹规划；

2)轨迹规划全流程以燃耗最优作为轨迹规划的目标，远距离阶段充分利用轨道动力学特性实施脉冲控制降低燃耗，中距离阶段以总燃耗作为求解规划模型的目标函数，近距离阶段求解最优路径配合闭环控制方法降低发动机开机时间；

3)通过对远程相对轨道机动轨迹规划问题的分阶段划分，由远距离至近距离随机动阶段逐步规划轨迹，实现了对全机动流程的连续规划，并渐进提升轨迹精度，保证了转移终点位置精度和轨迹最优性；

4)本发明提出的方法对星上计算资源占用很小，完全可以采用星上自主规划方法生成机动轨迹，不需要过度依赖地面系统配合完成。

本发明实施例中如图6所示，可知卫星机动过程中星上自主计算的规划轨迹，整个轨迹包络在约束边界内，图7所示，可知卫星近距离阶段规划出的从起点至终点的最优轨迹，路径最短且避开目标航天器的安全区；且依照本发明中的方法编制的控制轨迹规划算法，已实践于二十一号卫星试验子星的控制系统中并发射入轨开展试验，其算法完全由星上自主完成，在轨实现从30公里到30米的抵近机动，一次性转移精度优于1米，所需总速度增量优于15米/秒。

本发明是参照根据本发明实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。

这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。

这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。

本发明中应用了具体实施例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

本领域的普通技术人员将会意识到，这里所述的实施例是为了帮助读者理解本发明的原理，应被理解为本发明的保护范围并不局限于这样的特别陈述和实施例。本领域的普通技术人员可以根据本发明公开的这些技术启示做出各种不脱离本发明实质的其它各种具体变形和组合，这些变形和组合仍然在本发明的保护范围内。