远距离轨道接近及绕飞控制技术研究

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1、2010年2月中国空间科学技术25第1期ChineseSpaceScienceandTechnology远距离轨道接近及绕飞控制技术研究昊会英陈宏宇余勇赵灵峰(上海微小卫星工程中心，上海200050)摘要文章对半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经相近的两航天器的远距离轨控接近方案进行了理论分析。首先研究了通过改变轨道半长轴调整航天器升交点赤经变化率，进而控制轨道法向振幅的方法；其次给出控制点的选择时机与相对绕飞椭圆大小的定量关系；然后提出采用径向矢径模之差估计远距离相对运动参数方法；最后通过“神舟七号”伴星与轨道舱的远距离

2、接近及绕飞控制仿真对理论推导进行了验证。关键词轨道控制绕飞相对运动小卫星仿真1引言随着小卫星应用领域的日益广阔和小卫星数量的不断增长，对小卫星轨道控制技术的要求也越来越高【1]。本文以“神舟七号”(SZ一7)飞船伴星轨控为例来探讨轨道控制策略问题。2008年9月25日，“神舟七号”飞船顺利升空，9月27日伴星成功在轨释放后，对轨道舱拍摄不同角度不同距离的清晰照片(其中包括视频)，这是我国首次在太空得到飞船轨道舱的照片和视频。之后伴星通过6次轨道机动控制后，于10月5日形成了相对SZ一7飞船轨道舱的绕飞椭圆，并连续保持了

3、25圈。SZ一7伴随卫星试验首次实现了中国在载人航天器上释放微小卫星，首次获得了航天器释放过程和载人飞船在轨飞行全景图像和视频，首次突破了对空间目标的轨道接近和绕飞技术。在伴星完成三大试验任务(在轨释放、照相、接近绕飞)后，由于大气摄动的长期影响，伴星与轨道舱不仅在轨道相位上相差甚远，法向的周期性振荡也越来越大。关于共面轨道卫星近距离轨控策略，文献[2]中已经给出，有关近距离航天器交会对接以及控制算法的研究，文献Is]中也有较多相关描述。本文为了进一步研究远距离轨道接近及绕飞控制技术，在2008年12月至2009年2月

4、期间对在轨的伴星和轨道舱设计了轨控试验，实现伴星对目标轨道舱的再次接近和绕飞，本文给出了仿真算例。升交点赤经变化率的控制轨道调整是利用推力来消除轨道根数的微小偏差，所用的速度增量较小，相应的小推力加速度可视为摄动加速度，因此可以用轨道摄动的方法进行研究。当发动机按冲量方式工作时，设冲量使航天器获得速度增量，在轨道径向、横向(对于近圆轨道，为沿迹向)和法向的分量分别为△珥、Av。、△仉【4]，可得冲量使轨道根数产生的瞬时变化为1△口=——兰=；Eesinf·△口，+(1+ecosf)Av,](1)砣~／1一e‘收稿B期：

5、2009—04—27。收修改穑日期：2009—07—27』生————————一．主垦窒!里整兰堇查!!!!竺!旦舻譬[sin，咄+(co。mosE№，](2)缸一孑a署争e％7z‘~／J～‘醐2万急△仇如2_~／r]-孑ie2[一s厂*AVr-+-(z+砉)sin厂·△奶--cosi*们删2一I御m。e2。U(2P芳一cos寸觚+(z+砉)sin厂山]式中口为轨道半长轴；P为偏心率；i为倾角；力为升交点赤经；∞为近地点幅角，角；f为真近点角；r为地心距；挖为平均角速度，“为纬度幅角，且竹：／丛“～n3P=口(1一e2)

6、U=ccJ+，(3)(4)(5)(6)M为平近点式中卢为地球引力常数，户=3．98600436×1014m3／s2。对于小偏心率卫星，若航天器仅能提供沿迹方向的速度增量，式(1)可以简化为△口="Z．Art=—Za74-a△奶(7)H～耻通过直接施加法向的速度增量来调整倾角i和升交点赤经n需要耗费大量推进能力，因此需要考虑改变其他轨道根数间接调整轨道面的方法。由于地球并非标准球体，导致地球引力场为非均匀引力场，其中的J。项摄动引起升交点赤经长期变化，其表达式‘53为五=一9．97×(詈)3～c。sic8，基于升交点赤经

7、变化率力与半长轴口的相关性，可以通过改变伴星的半长轴口来改变升交点变化率n(这在文献[6]中已有所应用)，利用时间的累积效应达到消除伴星与轨道舱升交点赤经的差异，减小法向振荡振幅。轨道平面内的绕飞控制为实现伴星近距离对目标拍照观测，要求最终形成的绕飞椭圆越小越好，结果，可得到Hill7y程(c-w方程)的解以及相关参数的表达式。轨道面内的相对椭圆方程为一(X--zcO)2+止掣32：。矿(26)2一1根据文献[4]的推导式中z为径向朝天的方向；3，轴在轨道面内垂直于z轴，并指向运动方向，且：‰=4zo+2丝蛳一Yo一2

8、丝6=√(警恤。)2+(鲁)2=√(譬恤)2+(音)2(9)(10)(11)(12)2010年2月中国宅间科学技术式中z。，Y。，‰，主。，多。，乏。分别为运动的初始条件。在仅有沿迹方向速度增量的前提下，对于近圆轨道，对公式(12)求微分，可得：△6=△√(警+3z)2+(寺)2=喜×(譬+3z)△多将文献[4]中得到的Hill方