一种微纳卫星在轨自主交会控制的方法及计算机设备与流程

1.本技术涉及航天器轨道控制仿真技术领域，尤其涉及一种微纳卫星在轨自主交会控制的方法及计算机设备。


背景技术：

2.航天器交会对接是20世纪60年代伴随着第一批航天技术的潮流而发展起来的一项空间战略技术，它作为空间民用和军事战略运用的核心构成技术，是载人航天从理论研究成功过渡到实际工程应用的重要标志。航天器交会对接技术不仅代表了一个国家航天技术的发展水平，同时也是一国航天技术实力的综合展现。随着当代社会航天科技水平的不断进步和发展，航天器交会对接技术已经成为国际航天领域的主流和前沿课题，全世界各个军事强国都已把发展航天器交会对接技术和建立永久性空间站作为重中之重的发展目标。
3.航天器交会对接是指两个航天器(追踪航天器和目标航天器)在给定的太空轨道上会合并，通过专门的对接装置在结构上连成一个整体。包含轨道控制、轨迹优化、末端制导等多项关键内容，是一项非常复杂的空间技术，并且对于可靠性和精度都有较高要求。目标航天器在交会对接过程中不做任何机动或做少量机动从而处于被动状态，因此称之为被动航天器；而追踪航天器在此过程中需要通过轨道机动逐渐接近目标航天器以完成对接，因而称之为主动航天器。
4.航天器交会对接通常包括交会和对接两个阶段。其中交会阶段又根据追踪航天器和目标航天器的距离远近分为远距离轨道机动段、近距离导引段以及相对位置保持(绕飞)段，因此属于轨道控制的范畴；对接阶段是指追踪航天器从进入相对位置保持(绕飞)模式开始，到两个航天器对接机构开始接触并使位置、速度和姿态满足对接条件为止，因此属于姿态控制的范畴。航天器自主交会对接在技术上属于多学科交叉课题，与数学、力学、控制、计算机、通信工程等学科紧密相关；同时，航天器自主交会对接的顺利完成对导航、制导控制精度、系统可靠性和状态约束都有很高的要求。
5.目前，传统航天器自主交会对接，通常采用轨道根数差表示相对运动关系，通过控制航天器轨道根数进行相对运动控制，主要考虑长期控制效果，但由于交会对接任务时间较短，因此需要结合航天器间的相对运动状态作为控制目标进行分析更加直观有效。现有的自主交会方法存在的问题是，基于脉冲推力作用的控制方法多采用开环控制方式，通过提前在地面预设进行轨道机动，轨道数据通常来源于绝对导航，容易受到轨道摄动影响，并且很少考虑机动过程中的设备代价。


技术实现要素：

6.本技术解决的技术问题是：针对现有技术中航天器变轨交会对接控制精度较低，本技术提供了一种微纳卫星在轨自主交会控制的方法及计算机设备，本技术实施例所提供的方案中，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，根据相对导航数据以及绝对导航数据计算相对平均轨道根数；即本技术实施例所提供的方案中，分别采用绝对和相对动力学模型，提高实际受摄情况下的航天器变轨交会对接控制精度。
7.第一方面，本技术实施例提供一种微纳卫星在轨自主交会控制的方法，该方法包括：
8.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；
9.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；
10.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。
11.可选地，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。
12.可选地，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。
13.可选地，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。
14.可选地，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。
15.可选地，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。
16.可选地，轨控指令集，包括：通过下式表示轨控指令集：
17.cis＝[1，t1，δt1；2，t2，δt2；3，t3，δt3；4，t4，δt4；5，t5，δt5；6，t6，δt6；k，t
k
，δt
k
]
[0018]
其中，1、2、3、4、5、6分别表示轨控指令1～轨控指令6的指令字；t1、t2、t3、t4、t5、t6分别表示轨控指令1～轨控指令6的执行时刻；δt1、δt2、δt3、δt4、δt5、δt6分别表示轨控指令1～轨控指令6所对应的开机时长；k表示轨控指令1～轨控指令6中最小执行时刻所对应的指令字；t
k
表示轨控指令1～轨控指令6中最小执行时刻；δt
k
表示轨控指令1～轨控指令6中最小执行时刻指令所对应的开机时长。
[0019]
可选地，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，包括：根据输入的当前测轨参数计算预设时延外推轨道参数，根据所述外推轨道参数计算得到调用轨控指令集时刻所对应的轨道递推数据，其中，预设时延是指接收导航数据到调用轨控指令集之间的时延；根据所述轨道递推数据调用所述轨控指令集，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，直到任一轨控指令到达预设边界阈值，更新所述轨控指令集。
[0020]
第二方面，本技术提供一种计算机设备，该计算机设备，包括：
[0021]
存储器，用于存储至少一个处理器所执行的指令；
[0022]
处理器，用于执行存储器中存储的指令执行第一方面所述的方法。
[0023]
与现有技术相比，本技术实施例所提供的方案至少具有如下有益效果：
[0024]
1、本技术实施例所提供的方案中，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，根据相对导航数据以及绝对导航数据计算相对平均轨道根数；即本技术实施例所提供的方案中，分别采用绝对和相对动力学模型，提高实际受摄情况下的航天器变轨交会对接控制精度。
[0025]
2、本技术实施例所提供的方案中，采用ukf估计非奇异形式的相对轨道根数，避免线性化和计算雅克比矩阵，把相对位置δr和相对速度δv做为随机变量，绝对的位置r和速度v作为确定变量，即通过最小设备代价的相对导航设计提高微纳集群的长期维护性。
附图说明
[0026]
图1为本技术实施例所提供的一种微纳卫星在轨自主交会控制的系统示意图；
[0027]
图2为本技术实施例所提供的一种微纳卫星在轨自主交会控制的方法的流程示意图；
[0028]
图3为本技术实施例所提供的一种计算相对平均轨道根数的流程示意图；
[0029]
图4为本技术实施例所提供的一种相对运动学模型输出相对导航数据的流程示意图；
[0030]
图5为本技术实施例所提供的追踪航天器星与目标航天器之间的间距离示意图；
[0031]
图6为本技术实施例所提供的一种计算机设备的结构示意图。
具体实施方式
[0032]
本技术实施例提供的方案中，所描述的实施例仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提
下所获得的所有其它实施例，都属于本技术保护的范围。
[0033]
为了更好的理解上述技术方案，下面通过附图以及具体实施例对本技术技术方案做详细的说明，应当理解本技术实施例以及实施例中的具体特征是对本技术技术方案的详细的说明，而不是对本技术技术方案的限定，在不冲突的情况下，本技术实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。
[0034]
参见图1，为本技术实施例提供的一种微纳卫星在轨自主交会控制的系统示意图。该系统包括目标航天器和追踪航天器，其中，在交互过程中，追踪航天器通过轨道变化来追踪目标航天器实现交会。在该系统中，可通过追踪航天器上星载计算机构建动力学模型计算并输出相对导航数据和绝对导航数据，以及控制追踪航天器轨控等操作。也可通过单独设置仿真计算机构建动力学模型计算并输出相对导航数据和绝对导航数据，以及控制追踪航天器轨控等操作，在此并不做限定。
[0035]
以下结合说明书附图对本技术实施例所提供的一种微纳卫星在轨自主交会控制的方法做进一步详细的说明，该方法具体实现方式可以包括以下步骤(方法流程如图2所示)：
[0036]
步骤201，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。
[0037]
具体的，在本技术实施例所提供的方案中，动力学模型包括绝对动力学模型和相对动力学模型，其中，采用绝对动力学模型计算绝对导航参数，采用相对动力学模型计算相对动力学模型。例如，绝对动力学模型为高精度绝对动力学模型，其精度可根据实际情况进行设置。
[0038]
进一步，对于高精度绝对动力学模型，地球引力势场可以写成如下形式：
[0039][0040]
式中：
[0041][0042][0043]
式中，r为航天器在地心固连坐标系下的位置矢量；r
e
为地球半径；g为万有引力参数；m
e
为地球质量；和λ分别是航天器的地心纬度和地心经度；p
nm
为n阶m次缔合勒让德多项式；c
nm
和s
nm
为重力势系数。
[0044]
进一步，通过下式描述地球内部质量分布关系：
[0045][0046]
[0047]
式中，s为地球内某点的位置矢量，和λ
′
分别为该点对应的地心纬度和地心经度，ρ(s)为该点的密度，d3s为该点的体积，δ
0m
的取值取决于m，有如下关系：
[0048][0049]
因此，地心固连坐标系下的地球引力摄动加速度可以通过v
nm
和w
nm
计算得到：
[0050][0051]
式中：
[0052][0053][0054][0055]
进一步，对于高精度绝对动力学模型，考虑主摄动的j2项，则j2型c
‑
w方程的矩阵形式写作：
[0056][0057]
其中，
[0058]
[0059][0060]
其中，δr为相对距离矢量，s表示sin函数，c表示cos函数，r、u、i、ω分别为目标航天器的矢径、轨道幅角、轨道倾角、轨道升交点赤经，μ为地球引力常数。
[0061]
进一步，在计算并输出相对导航数据和绝对导航数据之后，还需要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。
[0062]
在一种可能实现的方式中，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。
[0063]
具体的，在本技术实施例所提供的方案中，相对平均轨道根数为追踪航天器的平均轨道根数和目标航天器平均轨道根数之差，记为通常情况下，相对轨道根数来源于绝对导航和相对导航，与绝对导航相比相对导航拥有更高的精度。采用卡尔曼滤波(unscented kalman filter，ukf)估计非奇异形式的相对轨道根数，把相对位置δr和相对速度δv做为随机变量，绝对的位置r和速度v作为确定变量。具体计算相对平均轨道根数的流程参见图3。
[0064]
在整个任务执行过程中，追踪航天器始终处于构型维持或者交会的阶段，根据相对动力学模型的输出相对导航数据来触发各种轨控指令。为保证ukf滤波器的快速收敛，采用两种方法：
[0065]
方法1、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。
[0066]
方法2、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。
[0067]
具体的，在本技术实施例所提供的方案中，预设时间段可以根据实际需求进行设置，例如，预设时间段为8000s，在此并不做限定。方法1通过更新轨控后的导航数据(相对导航数据和绝对导航数据)，使滤波器在收敛的初始阶段有误差较小的初值状态量，可以使滤波器快速收敛，属于主动控制方法；方法2通过延迟运动学模型的输出，确保导航数据输出
都是收敛值，属于被动控制方法。具体的，相对动力学模型输出数据的流程参见图4所示。在图4中，接收发动机标志位和发动脉冲指令；根据所述发动机脉冲指令判断发动机标志位是否为1，其中，发动机标志位为1意味着发动机执行轨控，执行脉冲动作后，会自动清零；若不为1，则输出相对导航数据；若为1，则相对动力学模型根据预设的发动机脉冲矢量、轨控前位置和速度计算并更新轨控后状态量；获取计时器的计时数据，判断该计时数据是否大于预设时间长(如8000s)，若不大于预设时长，则重新获取计时器的计时数据，直到其大于预设时长为止；若大于预设时长，则输出相对导航数据。
[0068]
步骤202，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。
[0069]
具体的，在本技术实施例所提供的方案中，使用ukf滤波器进行相对导航，避免线性化和计算雅克比矩阵，解决了相对导航的精度和实时性的问题。在自主轨控策略中，根据动力学模型的输出导航数据(绝对导航数据和相对导航数据)进行若干时间的轨道递推，由轨道递推数据和任务构型进行比对，如果达到构型阈值或者需要交会，就会发出轨控指令。
[0070]
步骤203，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。
[0071]
在一种可能实现的方式中，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。
[0072]
具体的，在本技术实施例所提供的方案中，对于自主交会远程导引，利用两星半长轴之差形成的漂移来接近目标。两星半长轴之差与相对运动x轴方向每个周期漂移量的关系为：
[0073]
δx＝
‑
3πδa
ꢀꢀꢀꢀ
(14)
[0074]
其中，δa表示目标航天器半长轴与追踪航天器半长轴之差。假设漂飞接近过程期望的每个周期漂移量为δx
exp
，则期望的半长轴之差δa
exp
为：
[0075]
δa
exp
＝δx
exp
/3π
ꢀꢀꢀꢀ
(15)
[0076]
如果初始两星半长轴之差为δa0，则追踪航天器需要调整的半长轴量为：
[0077]
δa＝δa0‑
δa
exp
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(16)
[0078]
由经典摄动方程得：
[0079][0080][0081]
其中a为航天器轨道半长轴，e为航天器轨道偏心率，θ为航天器轨道真近点角，r为
航天器轨道矢径，v为航天器轨道速度，ft和fn分别为航天器所受切向力和法向力，μ为地球引力常数。给出追踪航天器调整半长轴δa的脉冲δv
x
：
[0082][0083]
对于自主交会近程导引，考虑相对运动模型。由相对运动状态转移方程可得：
[0084][0085]
其中，x(t0)和v(t0)为时刻t0相对位置与速度，x(t)和v(t)为时刻t相对位置与速度，φ为相对运动状态转移矩阵。将上式转换为如下形式：
[0086][0087]
其中，g为相对运动状态转移矩阵的转换形式。若初始时刻t0位置x(t0)和终端时刻t
f
位置x(t
f
)已经确定，则可以求出需要的初始速度v(t0)和终端速度v(t
f
)。再根据给定的初始速度v
′
(t0)和终端速度v
′
(t
f
)，可以求出初始时刻和终端时刻的两次控制脉冲。
[0088]
初始时刻控制脉冲：
[0089]
δv0＝v(t0)
‑
v
′
(t0)
ꢀꢀꢀꢀ
(22)
[0090]
终点时刻控制脉冲：
[0091]
δv
f
＝v(t
f
)
‑
v
′
(t
f
)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(23)
[0092]
进一步，在一种可能实现的方式中，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。
[0093]
进一步，在一种可能实现的方式中，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。
[0094]
进一步，在一种可能实现的方式中，，轨控指令集，包括：
[0095]
通过下式表示轨控指令集：
[0096]
cis＝[1，t1，δt1；2，t2，δt2；3，t3，δt3；4，t4，δt4；5，t5，δt5；6，t6，δt6；k，t
k
，δt
k
]
[0097]
其中，1、2、3、4、5、6分别表示轨控指令1～轨控指令6的指令字；t1、t2、t3、t4、t5、t6分别表示轨控指令1～轨控指令6的执行时刻；δt1、δt2、δt3、δt4、δt5、δt6分别表示轨控指令1～轨控指令6所对应的开机时长；k表示轨控指令1～轨控指令6中最小执行时刻所对应的指令字；t
k
表示轨控指令1～轨控指令6中最小执行时刻；δt
k
表示轨控指令1～轨控指令6中最小执行时刻指令所对应的开机时长。
[0098]
具体的，在本技术实施例所提供的方案中，轨道控制一般包括星间的相对相位(δu)、相对偏心率矢量(δex和δey)、相对倾角和升交点赤经(δi和δω)，而相对相位通过相对半长轴δa予以控制；考虑到“切向控制偏心率矢量是径向控制效率的两倍”以及“轨控
发动机大多安装在 x或
‑
x面”等事实，偏心率矢量采用双脉冲切向控制。控制指令集由包括6个轨控指令，分别为轨控指令1(ch1)、轨控指令2(ch2)、轨控指令3(ch3、轨控指令4(ch4)、轨控指令5(ch5)以及轨控指令6(ch6)。具体的各个轨控指令的功能如下所示：
[0099]
1、ch1更改相对半长轴差值为正值；
[0100]
2、ch2更改相对半长轴差值为负值；
[0101]
3、双脉冲ch3和ch4更改相对偏心率矢量，且ch3执行时刻早于ch4；
[0102]
4、ch5更改相对升交点赤经差值；
[0103]
5、ch6更改相对倾角差值；
[0104]
进一步，各指令由三部分组成：指令字(i＝1，2，
…
，6)、执行时刻t
i
和发动机开机长度δt
i
。定义控制指令集(cis)如下：
[0105]
cis＝[ch1；ch2；ch3；ch4；ch5；ch6；chk]＝[1，t1，δt1；2，t2，δt2；3，t3，δt3；4，t4，δt4；5，t5，δt5；6，t6，δt6；k，t
k
，δt
k
]
[0106]
其中，chk为ch1～ch6中具有最小执行时刻的指令。
[0107]
进一步，在一种可能实现的方式中，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，包括：根据输入的当前测轨参数计算预设时延外推轨道参数，根据所述外推轨道参数计算得到调用轨控指令集时刻所对应的轨道递推数据，其中，预设时延是指接收导航数据到调用轨控指令集之间的时延；根据所述轨道递推数据调用所述轨控指令集，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，直到任一轨控指令到达预设边界阈值，更新所述轨控指令集。
[0108]
在本技术实施例所提供的方案中，根据热控、姿控、地面管控以及预设时延所对应的时长t，设计轨道递推算法可根据当前测轨输入σ0计算t时刻外推轨道σ
t
；外推过程不需要累积中间数据，且外推需采用解析计算调用轨控指令集时刻瞬时所对应的轨道递推数据。为了便于理解下面对自主交会流程进行简要介绍：
[0109]
首先，由相对导航或定轨软件根据外测敏感器改进控制器输入参数；相对控制软件根据当前外测数据外推t时刻数据并依次调用ch1～ch6所对应的子程序，若某指令达到边界阈值则更新指令集，否则维持指令集不变；将指令集内最小执行时刻的指令传递给姿控软件，并判断是否预执行姿态机动等操作；同时亦将该指令传递给轨控发动机，待指令执行完毕后发动机需向控制软件逆向发送当前执行控制的指令以及关机标识符。
[0110]
进一步，由地面发送的临时指令(gci)不受外推t时刻约束，达到该指令所包含的执行时刻立刻实施；该指令定义为gci＝[k1，t1，k2，t2，δt]，其中k1为待控卫星在整个编队网络内编号，t1为指令上注时刻，k2为待控指令，t2为指令执行时刻，δt为指令执行长度。
[0111]
进一步，交会时序可由地面上注并在线修改，新上注时序将在上注后t时刻生效；交会时序定义为其中，c
n
为构型标识符，t
n
为该构型开启时刻；控制软件内嵌各种构型参数，并可根据标识符进行读取。
[0112]
进一步，追踪航天器交会控制过程中，按照任务规划需要，不同时间段完成构型捕获、构型维持、交会以及故障模块撤离等功能。基于上述功能设计统一架构软件，设计6个指令根据相应的任务标识符来依次完成不同的功能。
[0113]
尽管6个控制指令所实现的功能类似，但各自优先级不同：ch3和ch4为孪生指令且
执行间隔为半个轨道周期；ch1和ch2为互异指令，即两者不可能同时出现且执行间隔至少大于准备时间t；ch5和ch6亦为互异指令；此外，ch1(ch2)、ch3(ch4)、ch5(ch6)生成过程要求相互独立，故程序设计需满足如下准则：
[0114]
(1)、待ch1～ch6指令生成后不允许修改直至该指令执行完毕，尽管在此期间控制边界逐渐接近阈值；
[0115]
(2)、ch3和ch4指令同时生成，即ch4指令需要根据ch3触发条件予以生成；
[0116]
(3)、由于偏心率矢量调整期间将引起相位变化，即ch3和ch4指令从生成至执行期间禁止触发ch1或ch2指令；
[0117]
(4)、ch1(ch2)指令从生成到执行期间允许触发ch3(ch4)或ch5(ch6)指令；
[0118]
(5)、ch5(ch6)令从生成到执行期间允许触发ch3(ch4)或ch1(ch2)指令。
[0119]
准则(1)可通过增加各指令触发条件予以实现：若|δt
k
|＜ε(其中ε为规避计算误差而设定的小量，例如1
×
10
‑5)，则调用该指令轨控业务进程以判断外推轨道是否达到阈值，以及达到阈值后的执行时刻t
k
和执行量δt
k
；若|δt
k
|＞ε，说明该指令已产生指令但尚未执行，故直接忽略轨控进程。准则(2)可通过触发轨控指令3时予以实现：t4＝t3 t
orb
/2和δt4＝δt3(其中t
orb
为轨道周期)。准则(3)可通过指令执行后处理实现：ch3执行完毕后由发动机反馈执行标识符，随后对指令集内ch1、ch2和ch3予以清空；ch4执行完毕后由发动机反馈执行标识符，随后对指令集内ch1、ch2和ch4予以清空。准则(4)和(5)可通过指令执行后处理实现：待获取发动机反馈执行标识符后，分别清空ch1、ch2、ch5和ch6。
[0120]
构型维持阶段各指令轨控业务进程所产生执行时刻和执行量的计算方法如下：
[0121]
ch1：其中，v为目标星当前速度，a为目标星轨道半长轴，da1为相对半长轴的期望值，da2为相对半长轴的实际值，da1按经验值15m给定；考虑到编队机动尽可能在中国境内执行，执行位置选在维度幅角等于30
°
的位置进行，根据当前维度幅角计算出卫星到达该位置所需时间加上轨道外推时间t，记为ch1的执行时间为t1；
[0122]
ch2：计算方法同ch1；
[0123]
ch3：其中，||de||＝||δe
t
‑
δe||；执行位置为其中根据当前维度幅角计算出到达纬度幅角u1所需时间加上轨道外推时间t，记为ch3的执行时间为t3；
[0124]
ch4：执行位置为u2＝u1 π，u1为ch3计算出的纬度幅角，根据当前维度幅角计算出到达u2所需时间加上轨道外推时间t，记为ch4的执行时间为t4；
[0125]
ch5：δv5＝v
×
dω
×
sin i，其中，i为目标星当前的轨道倾角；执行位置为纬度幅角根据当前维度幅角计算出到达该位置所需时间加上轨道外推时间t，记为ch5的执行时间为t5；
[0126]
ch6：δv6＝v
×
||di||；执行位置为纬度幅角u＝0，根据当前维度幅角计算出到达
该位置所需时间加上轨道外推时间t，记为ch6的执行时间为t6。
[0127]
交会阶段各指令轨控业务进程所产生执行时刻和执行量的计算方法如下：
[0128]
ch1：其中，v为目标星当前速度，a为目标星轨道半长轴，da1为相对半长轴的期望值，da2为相对半长轴的实际值，da1按经验值25m给定；考虑到编队机动尽可能在中国境内执行，执行位置选在维度幅角等于30
°
的位置进行，根据当前维度幅角计算出卫星到达该位置所需时间加上轨道外推时间t，记为ch1的执行时间为t1；
[0129]
ch2：计算方法同ch1；
[0130]
ch3：其中，||de||＝||δe
t
‑
δe||；执行位置为其中根据当前维度幅角计算出到达纬度幅角u1所需时间加上轨道外推时间t，记为ch3的执行时间为t3；
[0131]
ch4：执行位置为u2＝u1 π，u1为ch3计算出的纬度幅角，根据当前维度幅角计算出到达u2所需时间加上轨道外推时间t，记为ch4的执行时间为t4；
[0132]
ch5：δv5＝v
×
dω
×
sin i，其中i为目标星当前的轨道倾角；执行位置为纬度幅角根据当前维度幅角计算出到达该位置所需时间加上轨道外推时间t，记为ch5的执行时间为t5；
[0133]
ch6：δv6＝v
×
||di||；执行位置为纬度幅角u＝0，根据当前维度幅角计算出到达该位置所需时间加上轨道外推时间t，记为ch6的执行时间为t6。ch4：执行位置为u2＝u1 π，u1为ch3计算出的纬度幅角，根据当前维度幅角计算出到达u2所需时间加上轨道外推时间t，记为ch4的执行时间为t4；
[0134]
ch5：δv5＝v
×
dω
×
sin i，其中，i为目标星当前的轨道倾角；执行位置为纬度幅角根据当前维度幅角计算出到达该位置所需时间加上轨道外推时间t，记为ch5的执行时间为t5；
[0135]
ch6：δv6＝v
×
||di||；执行位置为纬度幅角u＝0，根据当前维度幅角计算出到达该位置所需时间加上轨道外推时间t，记为ch6的执行时间为t6。
[0136]
进一步，在本技术实施例所提供的方案中，若根据轨道递推数据判断未达到预设交会条件，则重新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，直到轨道递推数据判断达到预设交会条件为止。
[0137]
为了便于理解本技术实施例所提供的微纳卫星在轨自主交会控制的方法的有益效果，下面以举例的形式进行说明。
[0138]
例如，考虑跟踪星和目标星都在同一轨道平面内，相位相差90度，远距离转移周期为10个轨道周期。跟踪星初始轨道要素为：轨道半长轴a
s
＝6735000m，偏心率e
s
＝0，轨道倾角i
s
＝0.8727，升交点赤经ω
s
＝5.9341，近地点幅角ω
s
＝0，纬度幅角m
s
＝1.6484。目标星
初始轨道要素为：轨道半长轴a
t
＝6735000m，偏心率e
t
＝0，轨道倾角i
t
＝0.8727，升交点赤经ω
t
＝5.9341，近地点幅角ω
t
＝0，纬度幅角m
t
＝0.0784。
[0139]
应用本技术实施例提出的微纳卫星在轨自主交会控制仿真分析方法，得到结果如下：图5给出追踪航天器星与目标航天器之间的间距离示意图。远距离第一次机动时刻为输入状态的10分钟后，机动量为62.508米每秒，第二次机动时刻为同年同月次日四时48分4秒，机动量为39.072米每秒。两次机动一共消耗燃料1.0154千克。
[0140]
本技术实施例所提供的方案中，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，根据相对导航数据以及绝对导航数据计算相对平均轨道根数；即本技术实施例所提供的方案中，分别采用绝对和相对动力学模型，提高实际受摄情况下的航天器变轨交会对接控制精度。
[0141]
参见图6，本技术实施例提供的一种计算机设备，该计算机设备，包括：
[0142]
存储器601，用于存储至少一个处理器所执行的指令；
[0143]
处理器602，用于执行存储器中存储的指令执行如图2所述的方法。
[0144]
本领域内的技术人员应明白，本技术的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本技术可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本技术可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器和光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
[0145]
本技术是参照根据本技术实施例的方法、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。
[0146]
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。
[0147]
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。
[0148]
显然，本领域的技术人员可以对本技术进行各种改动和变型而不脱离本技术的精神和范围。这样，倘若本技术的这些修改和变型属于本技术权利要求及其等同技术的范围之内，则本技术也意图包含这些改动和变型在内。