[发明专利]一种速度增量最小的交会接近方法

说明书

本发明提供了一种速度增量最小的交会接近方法，包括根据机动卫星和目标卫星的参数，得到停泊轨道和目标轨道的位置和速度；求解所述停泊轨道和所述目标轨道的交线矢量和相关参数；计算所述机动卫星和所述目标卫星的交会点；根据摄动情况下的单脉冲轨道设计，确定最优轨控点；通过闭合轨道控制调整相位，使所述机动卫星和所述目标卫星最终在所述交会点交会接近。

技术领域

本发明涉及航天技术领域，尤其涉及一种机动卫星用最小速度增量交会接近目标卫星的方法。

背景技术

本发明中的交会接近是指通过轨道控制使机动卫星与目标卫星位置相同但对速度无约束。无论是同轨道的交会接近还是异面轨道的交会接近，都可以归结成Lambert问题，也就是空间两点相对引力的位置矢量确定，当给定时间或给定合适半长轴，即能确定过这两点的转移轨道。Lambert问题也常见于导弹/卫星拦截、星际航行、碎片接近等航天活动，是航天领域的研究热点之一。

对于Lambert问题，可以依据有无时间约束确定两种研究方向。前者如张鹏宇博士的《空间拦截最优轨道设计》，就是在给定时间的情况下研究速度增量最小的转移轨道，但这种分析未从机动卫星和目标卫星的轨道特性出发，速度增量也只能是某种时间约束条件下的最小，换一种时间约束又会得到另一种结果，对于一般卫星来说，携带的燃料有限，时间约束反而没有燃料约束重要，因此首要考虑的约束是燃料消耗最小，也就是后一种研究方向，即无时间约束的情况下能量最优问题。在齐映红博士的《小卫星追踪拦截制导问题研究》，初步探讨了这种情况，但只是针对机动卫星和目标卫星是共轨圆轨道的情况下，得出霍曼转移轨道是速度增量最小的转移轨道，对于机动卫星和目标卫星是非圆轨道以及轨道异面等情况，则无法适用。另外，对于交会接近必须考虑摄动、有限推力等因素，若不考虑，会使机动卫星接近目标卫星的精度难以达标。比如以模型差异为例，对于倾角45度、800公里的圆轨道高度，TwoBody模型和HPOP模型在外推一天情况下，两者误差就可达到1000公里量级。

发明内容

有鉴于上述技术问题，本发明提供了一种交会接近方法，包括

机动卫星和目标卫星轨道异面时，根据所述机动卫星和所述目标卫星的参数，得到停泊轨道和目标轨道的位置和速度；

求解所述停泊轨道和所述目标轨道的交线矢量和相关参数；

计算所述停泊轨道和所述目标轨道的交线地心距差并确定所述机动卫星和所述目标卫星的交会点；

根据摄动情况下的单脉冲轨道设计，确定最优轨控点；

通过闭合轨道控制调整相位，使所述机动卫星和所述目标卫星最终在所述交会点交会接近。

进一步地，所述相关参数包括停泊轨道纬度幅角、停泊轨道交线幅角、停泊轨道交线幅角差、目标轨道纬度幅角、目标轨道交线幅角、目标轨道交线幅角差。

进一步地，所述交线地心距差是停泊轨道交点径向距与目标轨道交点径向距的差异。

进一步地，所述交会点是所述目标轨道上对应于较小的交线地心距差的交线点。

进一步地，在所述单脉冲轨道设计中，通过平面投影法克服所述停泊轨道和所述目标轨道的法向偏差。

进一步地，在所述单脉冲轨道设计中，所述交会点采用相应的虚拟交会点，所述虚拟交会点是事先计算出二体模型与精确模型外推后的偏差矢量，然后将所述偏差矢量叠加到当前交会点后形成的交会点。

进一步地，在所述单脉冲轨道设计中，从所述交会点对应时刻回推一轨，通过插值得到360个可能轨控点，每两个所述可能轨控点间隔1度，求解所述交会点和与各所述可能轨控点之间的最小速度增量，从中选择最小值对应的轨控点作为所述最优轨控点。

进一步地，所述闭合轨道控制至少分解成两次控制。