[发明专利]一种微纳卫星在轨自主交会控制的方法及计算机设备

权利要求书

1.一种微纳卫星在轨自主交会控制的方法，其特征在于，包括：

构建自主交互的绝对动力学模型和相对动力学模型，根据所述相对动力学模型计算并输出相对导航数据以及根据所述绝对动力学模型计算得到绝对导航数据，根据所述相对导航数据以及所述绝对导航数据计算相对平均轨道根数，其中，相对平均轨道根数是指追踪航天器和目标航天器之间平均轨道根数之差；

根据相对导航数据、绝对导航数据以及相对平均轨道根数进行预设时间段内的轨道递推得到轨道递推数据；根据轨道递推数据判断是否达到预设交会条件；

若达到，则生成轨控指令集，计算追踪航天器在初始时刻和终点时刻的两次控制脉冲，根据轨控指令集以及两次控制脉冲对追踪航天器和目标航天器的相对轨道参数进行调整，以使得追踪航天器和目标航天器进行自主交会。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述相对导航数据以及所述绝对导航数据计算相对平均轨道根数，包括：

根据绝对导航数据计算追踪航天器的位置和速度，根据所述位置和速度计算追踪航天器的密切轨道根数，根据所述密切轨道根数计算得到追踪航天器的平均轨道根数；

根据所述相对导航数据、所述密切轨道根数以及平均轨道根数采用卡尔曼滤波UKF估计得到相对平均轨道根数。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，根据所述绝对动力学模型计算得到绝对导航数据，包括：

确定轨控后的脉冲速度与轨控前的速度之和，根据该速度之和计算轨控后的状态量，根据所述状态量对预设初始相对导航数据进行更新，输出更新后的相对导航数据；或

控制运动学模型在轨控后预设时间长范围内不输出相对导航数据，直到确保UKF滤波器的达到预设收敛效果为止，输出相对导航数据。

4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，计算追踪航天器在初始时刻和终点时刻的两次控制脉冲，包括：

确定追踪航天器和目标航天器之间初始半长轴之差，以及根据预设期望的每个周期半长轴漂移量计算得到期望半长轴之差；根据所述初始半长轴之差和所述期望半长轴之差计算得到追踪航天器所需调整的半长轴值；

根据所述半长轴值以及预设摄动方程计算得到追踪航天器所需调整的脉冲值，根据所述半长轴和所述脉冲值确定相对运动状态转移矩阵；

根据所述相对运动状态转移矩阵、预设相对运动模型以及预设初始时刻和终点时刻的位置计算得到初始速度和终点速度；

根据预设初始速度和终点速度、所述初始速度和终点速度计算得到追踪航天器在初始时刻和终点时刻的两次控制脉冲。

5.如权利要求4任一项所述的方法，其特征在于，轨控指令集，包括：轨控指令1、轨控指令2、轨控指令3、轨控指令4、轨控指令5以及轨控指令6；其中，

轨控指令1用于控制更改相对半轴差值为正值；

轨控指令2用于控制更改相对半轴差值为负值；

轨控指令3和轨控指令4分别用于控制更改初始时刻和终点时刻轨控相对偏心率矢量；

轨控指令5用于控制更改相对升交点赤经差值；

轨控指令6用于控制更改相对倾角差值。

6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，所述轨控指令1、所述轨控指令2、所述轨控指令3、所述轨控指令4、所述轨控指令5以及所述轨控指令6，均包括：指令字、执行时刻以及开机时长。