[发明专利]航天器相对轨道的控制方法

权利要求书

1.航天器相对轨道的控制方法，其特征在于它通过下述步骤实现：一、追踪航天器进入目标航天器的视线角范围内而且追踪航天器进入二者之间确定的距离范围内；二、计算并确定追踪航天器期望轨道的起点、末点和初始入轨速度，并确定主飘方向；三、追踪航天器在期望轨道的起点，以上述计算并确定的初始入轨速度进入轨道，并在期望轨道的末点脱离轨道，从而完成对目标航天器的掠飞动作。

2.根据权利要求1所述的航天器相对轨道的控制方法，其特征在于步骤二中主飘方向是从Y₀点到Y_f的轨迹；各点的hill方程下的坐标表示计算如下：

Y₀和Y_f的x坐标相同，为

x_f=X₀-Rsinβ    (1)

其中X₀为圆锥体底面中心x坐标，R为底面圆半径，β的计算满足：

β=arctan(e2e1)---(2)]]>

由于Y₀和Y_f两点都在圆锥台的表面上，因此其与原点的连线与目标航天器视线方向l成θ，通过求解如下方程即可确定两点的y方向坐标值，即

arcos((xfe1+yo,fe2+z0z3)/xf2+y0,f2+z02)=θ---(3)]]>

该方程有两个解，其中y_o,f为两点的y方向坐标。