一种近距离等离子体羽流空间操控制导方法及系统
本发明属于航天航空，具体涉及一种近距离等离子体羽流空间操控制导方法、系统、设备、介质及程序。
背景技术：
1、半个世纪以来，人类的太空活动对空间环境造成了深远的影响，报废卫星、火箭末级、空间碎片等存留在太空中，严重威胁了其他在轨航天器的安全。截至2023年4月在轨卫星数量已经突破11872颗，但其中仅有7807颗卫星正常工作，其余卫星由于燃料耗尽、元件受损成为了失效卫星，不仅占用了宝贵的轨道资源，在太空中还易引发碰撞而产生更严重的威胁。为保护太空轨道环境，实现空间资源可持续利用，亟需处理在轨失效航天器并移除空间碎片。
2、将失效航天器操控离轨可减少对轨道资源的占用，或进行在轨维修使其恢复功能。但失效航天器的姿态控制系统长期无法正常工作，在重力梯度力矩、太阳光压及失效前自身残余角动量的影响下会进入自旋甚至复杂的翻滚状态。为克服复杂姿态运动对在轨操控造成的困难，有必要利用服务航天器上的设备对失效航天器消旋，以提高在轨操控的安全性并有效降低燃料消耗。
3、消旋操控方法分为接触式与非接触式2类，其中非接触式消旋可在安全距离外进行操控，具有安全性高、容错性强、不易破坏目标结构、操控柔性强等优点，是未来航天器消旋的发展方向。近年来以霍尔效应推进器为代表的电磁式推进器在航天领域的应用愈加广泛，等离子羽流消旋的原理是利用霍尔效应推力器产生的高速等离子羽流喷射至目标航天器表面进而产生消旋力矩。与传统的分子羽流消旋方法相比，其更节省燃料。
4、航天器消旋的本质是利用消旋外力或外力矩，降低目标航天器三轴角速度，使其姿态趋于稳定的过程。消旋系统动力学的建模对象包含：失效目标、服务航天器和消旋媒介三部分，消旋媒介例如电磁场、羽流场等。消旋的任务流程与其他在轨操控基本一致，当任务开始后服务航天器通过变轨机动向目标接近伴飞，而后由星载计算机进行消旋操控的优化配置计算，得到所需要的消旋力矩及施加位置，并由非触式的消旋机构执行操控步骤。
5、如图2所示，空间操作研究为了确保安全，在操控制导规划时给定服务航天始终处于失效目标旋转包络线的外部，这样虽然确保了安全，但是使得喷口位置与目标帆板距离过远，导致羽流冲击力降低，影响消旋效率，因为羽流冲击力的大小随距离呈指数衰减。
技术实现思路
1、针对现有技术中存在的操控制导规划时给定服务航天始终处于失效目标旋转包络线的外部，使得喷口位置与目标帆板距离过远，导致羽流冲击力降低，影响消旋效率的问题。本发明提供了一种近距离等离子体羽流空间操控制导方法，使得服务航天器的喷口进入包络线、更加接近目标帆板，并不与失效目标发生碰撞，羽流冲击力更大，使得效率更高。
2、为了实现上述目的，本发明提供了如下的技术方案。
3、第一方面，本发明提供一种近距离等离子体羽流空间操控制导方法，包括：
4、建立目标航天器的姿态动力学模型；
5、根据目标航天器的姿态动力学模型，获取目标航天器的运行情况；
6、将服务航天器设置在目标航天器的包络线上，并根据目标航天器的运行情况设计近距离羽流操控最优制导律；
7、根据近距离羽流操控最优制导律，确定在目标航天器的包络线上的服务航天器的羽流指向。
8、作为本发明的进一步改进，所述建立目标航天器的姿态动力学模型，具体表现形式如下：
9、
10、式中，[tx，ty，tz]为目标航天器收到的操控力矩；[ix，iy，iz]为目标航天器收到的操控力矩；[ωx，ωy，ωz]为目标航天器姿态角速度。
11、作为本发明的进一步改进，所述根据目标航天器的姿态动力学模型，获取目标航天器的运行情况，包括：
12、根据目标航天器的姿态动力学模型，获得目标航天器在自旋时的章动；
13、根据目标航天器在自旋时的章动，设计目标航天器的章动消旋约束；
14、通过目标航天器的章动消旋约束，获取目标航天器的章动动能；
15、基于目标航天器的章动动能，得到目标航天器的翻滚抑制需要的章动动能变化量。
16、作为本发明的进一步改进，所述将服务航天器设置在目标航天器的包络线上，将携带等离子推进器的机械臂伸入到目标旋转包络线内，并根据目标航天器的运行情况设计近距离羽流操控最优制导律，具体表示如下：
17、u(rtrust)＝urep(rtrust)+uatt-1(rtrust)+uatt-2(rtrust)；
18、式中，u(rtrust)为引力势和斥力势之和；rtrust为服务航天器运行中随机点；urep(rtrust)为服务航天器运行中随机点斥力势；uatt-1(rtrust)为服务航天器喷口接近对应的瞄准点时引力势；uatt-2(rtrust)为消旋效果增强时引力势能。
19、作为本发明的进一步改进，所述服务航天器喷口接近对应的瞄准点时引力势uatt-1(rtrust)，具体表示如下：
20、
21、式中，ζ为引力增益，raim为瞄准点矢量；
22、所述消旋效果增强时引力势能uatt-2(rtrust)，具体表示如下：
23、uatt-2(rtrust)＝λexp(ωxtx+ωyty+ωztz)
24、式中，λ为消旋效果系数；[tx，ty，tz]为目标航天器收到的操控力矩；[ωx，ωy，ωz]为目标航天器姿态角速度。
25、作为本发明的进一步改进，所述根据近距离羽流操控最优制导律，在不与失效目标发生碰撞的前提下，获得最优服务航天器喷口位置及相应的羽流瞄准点，从而在消旋过程中，确定在目标航天器的包络线上的服务航天器的羽流指向。
26、第二方面，本发明提供一种近距离等离子体羽流空间操控制导系统，包括：
27、建立姿态模型模块：用于建立目标航天器的姿态动力学模型；
28、获取目标情况模块：用于根据目标航天器的姿态动力学模型，获取目标航天器的运行情况；
29、设计制导优化模块：用于将服务航天器设置在目标航天器的包络线上，并根据目标航天器的运行情况设计近距离羽流操控最优制导律；
30、确定羽流指向模块：用于根据近距离羽流操控最优制导律，确定在目标航天器的包络线上的服务航天器的羽流指向。
31、第三方面，本发明提供一种电子设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现所述一种近距离等离子体羽流空间操控制导方法的步骤。
32、第四方面，本发明提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现所述一种近距离等离子体羽流空间操控制导方法的步骤。
33、第五方面，本发明提供一种计算机程序产品，其特征在于，包括计算机指令，该计算机指令被处理器执行时实现所述一种近距离等离子体羽流空间操控制导方法的步骤。
34、与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
35、本发明通过在目标航天器的包络线内进行消旋操控，推力器距离目标帆板更近，使得羽流冲击力更大，从而显著提升了消旋效率。与传统的包络线外消旋方法相比，这种近距离操控策略能更快地使目标航天器达到稳定状态。由于消旋效率的提高，服务航天器在进行消旋操作时所需的推力和时间减少，从而降低了服务航天器的燃耗。这对于延长服务航天器的使用寿命和降低任务成本具有重要意义。同时，本发明不仅保障了机械臂在包络线内的运动，还实现了对翻滚目标的章动与自旋的协同抑制。这种协同抑制策略能够更有效地稳定目标航天器的姿态，提高任务的可靠性和安全性。并且，本发明适用于不同形状和尺寸的航天器，具有较强的任务适应性。无论是大型航天器还是小型卫星，只要能够建立准确的姿态动力学模型，就可以采用这种方法进行消旋操控。
技术特征：
1.一种近距离等离子体羽流空间操控制导方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的一种近距离等离子体羽流空间操控制导方法，其特征在于，所述建立目标航天器的姿态动力学模型，具体表现形式如下：
3.根据权利要求1所述的一种近距离等离子体羽流空间操控制导方法，其特征在于，所述根据目标航天器的姿态动力学模型，获取目标航天器的运行情况，包括：
4.根据权利要求1所述的一种近距离等离子体羽流空间操控制导方法，其特征在于，所述将服务航天器设置在目标航天器的包络线上，将携带等离子推进器的机械臂伸入到目标旋转包络线内，并根据目标航天器的运行情况设计近距离羽流操控最优制导律，具体表示如下：
5.根据权利要求4所述的一种近距离等离子体羽流空间操控制导方法，其特征在于，所述服务航天器喷口接近对应的瞄准点时引力势uatt-1(rtrust)，具体表示如下：
6.根据权利要求1所述的一种近距离等离子体羽流空间操控制导方法，其特征在于，所述根据近距离羽流操控最优制导律，在不与失效目标发生碰撞的前提下，获得最优服务航天器喷口位置及相应的羽流瞄准点，从而在消旋过程中，确定在目标航天器的包络线上的服务航天器的羽流指向。
7.一种近距离等离子体羽流空间操控制导系统，其特征在于，包括：
8.一种电子设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1-6任一项所述一种近距离等离子体羽流空间操控制导方法的步骤。
9.一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1-6任一项所述一种近距离等离子体羽流空间操控制导方法的步骤。
10.一种计算机程序产品，其特征在于，包括计算机指令，该计算机指令被处理器执行时实现如权利要求1-6任一项所述一种近距离等离子体羽流空间操控制导方法的步骤。
技术总结
本发明公开了一种近距离等离子体羽流空间操控制导方法、系统、设备、介质及程序，属于航天航空技术领域。方法包括建立目标航天器的姿态动力学模型；根据目标航天器的姿态动力学模型，获取目标航天器的运行情况；将服务航天器设置在目标航天器的包络线上，并根据目标航天器的运行情况设计近距离羽流操控最优制导律；根据近距离羽流操控最优制导律，确定在目标航天器的包络线上的服务航天器的羽流指向。本方法使得服务航天器的喷口进入目标航天器的包络线、更加接近目标帆板，并不与失效目标发生碰撞，羽流冲击力更大，使得效率更高。
技术研发人员：代洪华,赵弘骞,岳晓奎,王宏伟,杨海涛,王崇任
受保护的技术使用者：西北工业大学
技术研发日：
技术公布日：2024/9/23