一种两个航天器近距离安全避碰控制方法

摘要

本发明公开了一种两个航天器近距离安全避碰控制方法，本发明同时考虑到两个航天器上的附件的位置和相对运动规律，设计出连续两个不同方向的机动，在实施第一个机动时，两个航天器按照相对远离的方向运动，避免航天器的附件发生碰撞；第二个机动则考虑轨道的相对运动规律，使两个航天器逐渐远离，避免再次碰撞。通过连续施加两个机动,可以保证两个航天器不发生碰撞。

权利要求

1.一种两个航天器近距离安全避碰控制方法，设两个航天器的飞行方向为+X方向，地心方向为+Z方向；则-X方向为飞行方向的反方向；-Z方向为地心方向的反方向；两个航天器在交会对接过程中，第二航天器(2)伸出的附件在第一航天器(1)的下方；其特征在于，当两个航天器在交会对接过程中发生故障时，两个航天器近距离安全避碰控制方法如下：(1)第二航天器(2)首先进行第一个机动，推力方向沿-X方向的推力器和推力方向沿+Z方向的推力器同时开启，使第二航天器(2)向-X和+Z方向运动；推力方向沿-X方向的推力器和推力方向沿+Z方向的推力器总计开启时间长度为t1，从而保证第二航天器(2)从发生故障时的初始位置运动的距离L大于第二航天器(2)伸出的附件长度的2倍；

(2)第二航天器(2)进行第二个机动，推力方向沿+X方向的推力器和推力方向沿-Z方向的推力器同时开启；推力方向沿+X方向的推力器开启时间长度为tx，保证在第二次机动完成后第二航天器(2)在X方向速度大于零；推力方向沿-Z方向的推力器开启时间长度为tz，能够使第二航天器(2)向第一航天器(1)的后方运动。

说明书

一种两个航天器近距离安全避碰控制方法

技术领域

[0001] 本发明涉及一种两个航天器近距离安全避碰控制方法。

背景技术

[0002] 航天器在空间进行交会，是一个航天器接近另一个航天器的过程，就是在太空飞行中两个或两个以上的航天器通过轨道参数的协调，在同一时间到达空间同一位置的过程。两个航天器相对停靠控制过程中，使用相对测量的敏感器进行测量，获得两航天器相对位置、相对速度等信息，并基于这些测量信息进行相对位置控制。一旦两者之间的相对位置测量失效，就无法获得相对位置信息，此时需要一个航天器进行合适的机动，避免两个航天器发生碰撞。

[0003] 现有方法可以向两个航天器相对运动的反方向施加推力，使两个航天器暂时远离。但是随着航天器在绕地球的轨道上的运动，两个航天器的相对运动是一种周期性运动，这个反方向推力造成的后果会导致两个航天器运动到不期望的相对位置上，并且可能导致两个航天器的相对轨迹在一定时间后会再次相交，再一次发生碰撞。因此，避碰的机动控制需要选择合适的方向。

[0004] 在两个航天器距离较近时，按照相对运动规律设计出来的避碰机动控制，又有可能使得航天器上的附件，如太阳帆板、天线等附件发生碰撞。

发明内容

[0005] 本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种近距离安全避碰的控制方法，可以在两个航天器较近距离上进行相对停靠控制过程中发生故障的情况下，避免两个航天器及航天器上的附件发生碰撞

[0006] 本发明包括如下技术方案：

[0007] 一种两个航天器近距离安全避碰控制方法，设两个航天器的飞行方向为+X方向，地心方向为+Z方向；则-X方向为飞行方向的反方向；-Z方向为地心方向的反方向；两个航天器在交会对接过程中，航天器2伸出的附件在航天器1的下方；当两个航天器在交会对接过程中发生故障时，两个航天器近距离安全避碰控制方法如下：

[0008] (1)航天器2首先进行第一个机动，推力方向沿-X方向的推力器和推力方向沿+Z方向的推力器同时开启，使航天器2向-X和+Z方向运动；推力方向沿-X方向的推力器和推力方向沿+Z方向的推力器总计开启时间长度为t1，从而保证航天器2从发生故障时的初始位置运动的距离L大于航天器2伸出的附件长度的2倍；

[0009] (2)航天器2进行第二个机动，推力方向沿+X方向的推力器和推力方向沿-Z方向的推力器同时开启；推力方向沿+X方向的推力器开启时间长度为tx，保证在第二次机动完成后航天器2在X方向速度大于零；推力方向沿-Z方向的推力器开启时间长度为tz，能够使航天器2向航天器1的后方运动。

[0010] 本发明与现有技术相比的优点在于：

[0011] 本发明同时考虑到两个航天器上的附件的位置和相对运动规律，设计出连续两个不同方向的机动，在实施第一个机动时，两个航天器按照相对远离的方向运动，避免航天器的附件发生碰撞；第二个机动则考虑轨道的相对运动规律，使两个航天器逐渐远离，避免再次碰撞。通过连续施加两个机动,可以保证两个航天器不发生碰撞。

附图说明

[0012] 图1为两个航天器的示意图。

[0013] 图2为实施两个机动的运动方向示意图。

具体实施方式

[0014] 如图1所示，两个航天器在较近距离上发生故障需要进行避免碰撞的机动，航天器2伸出的附件在航天器1的下方。

[0015] 按照两个航天器的相对运动规律，航天器2向飞行方向(+X方向)施加推力会使其轨道抬高，航天器2相对地球的速度变小，航天器2会在航天器1的后方越来越远。航天器2向飞行方向的反方向(-X方向)施加推力会使其轨道降低，航天器2相对地球的速度变大，航天器2会在航天器1的前方越来越远。如果航天器2沿地心方向(+Z方向)施加推力，航天器2会向地心方向运动，在一个轨道周期之内会从航天器1前方绕行一圈回到初始位置上。如果航天器2沿地心方向的反方向(-Z方向)施加推力，航天器2会背离地心方向运动，在一个轨道周期之内会从航天器1后方绕行一圈回到初始位置上。

[0016] 为了后续便于在故障得到排除之后，航天器2能从航天器1的后方再次进行接近。希望避碰机动实施之后，航天器2运动到航天器1的后方。根据以上运动规律，需要航天器
2向飞行方向(+X方向)和向背离地心方向(-Z方向)两个方向施加推力。而如果按照这两个方向施加推力，在航天器2相对航天器1运动的初始阶段为向飞行方向和背离地心方向运动，此时航天器2及航天器2上的附件会撞到航天器1。

[0017] 因此本发明设计两个机动。第一个机动沿-X方向和+Z方向，机动量较小。保证航天器2在初始阶段与航天器1远离。第二个机动沿+X方向和-Z方向，保证航天器2在航天器1的后方越来越远。

[0018] 本发明的方法，具体包括如下步骤：

[0019] (1)航天器2首先进行第一个机动，推力方向沿-X方向的推力器和推力方向沿+Z方向的推力器开启，使航天器2向-X和+Z方向运动。如图2所示，航天器2的附件向+X方向伸展，航天器2从初始位置运动向位置1的方向运动。推力器的开启时间主要根据附件伸展方向长度、X方向初始速度v0、-X方向推力器推力F-x、航天器质量m进行估算。推力器开启时长为t1时，航天器沿推力方向走过的距离近似为 开启时长t1应该足够长，使L大于附件的长度。为保险起见，可以使L大于附件长度的2倍。

[0020] (2)航天器2紧接着进行第二个机动，推力方向沿+X方向和-Z方向的两组推力器同时开启。+X方向推力器开启tx秒，-Z方向的推力器开启tz秒，使航天器2主要向-Z方向运动，同时向+X方向略微运动一段距离。-Z方向推力器的长期作用是使航天器2向航天器1的后方运动。+X方向推力的作用是使航天器2的轨道抬高，相对地球的速度变小。这样航天器2的轨道就一直落后于航天器1，即保持在航天器1的后方越来越远。

[0021] +X方向推力器开启时长tx的具体设计，需要考虑到第一个机动之后，航天器2有一个向-X方向的速度 为了保证第二次机动完成后，航天器2在X方向速度大于零，+X方向推力器开启时长需要满足 其中F+x是+X方向的推力大小。

[0022] -Z方向的推力器开启时长tz只需要足够大就可以保证航天器2向位置2的方向运动。例如t1＝10秒，tx＝15秒，则设置tz＝100秒。

[0023] 本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。