一种航天器的主动绕飞控制方法、装置、设备及介质与流程

1.本技术涉及航天器轨道动力学领域，具体而言，涉及一种航天器的主动绕飞控制方法、装置、设备及介质。


背景技术：

2.随着人类对空间研究、开发与应用能力的不断提升，以航天器在轨燃料加注、维护修复、功能更换和升级以及在轨组装等为内容的航天器在轨服务技术逐渐成为研究热点。在航天器在轨服务任务中，经常会使用到“绕飞”技术。
3.绕飞运动分为自然绕飞和主动绕飞，通过对航天器施加主动推力控制，使其在一定距离范围内围绕另一目标航天器周期性相对运动，称为主动绕飞。主动绕飞技术在航天器近距离在轨服务任务中具有重要作用。在主动绕飞过程中，为使伴随航天器围绕目标航天器呈圆或者椭圆轨迹飞行，需要在一个绕飞周期内施加多次控制。而在单个控制周期内，实际绕飞轨迹与设定绕飞轨迹之间存在偏差，工程中通常需要将该偏差限制在一定的误差范围内。


技术实现要素：

4.本技术提供了一种航天器的主动绕飞控制方法、装置、设备及介质，用以在伴随航天器对目标航天器进行动绕飞过程中，将实际绕飞轨迹与设定绕飞轨迹的偏差限制在一定的误差范围内。
5.本技术实施例提供的具体技术方案如下：
6.第一方面，本技术实施例提供一种航天器的主动绕飞控制方法，包括：
7.采用迭代方式设置伴随航天器在绕飞周期内的控制次数，直至最新的控制次数使得所述绕飞周期内的各个目标位置偏差满足第一预设条件，其中，每设置一次控制次数，针对每个控制周期执行以下操作：
8.在偏置参数范围内迭代选择偏置参数，其中，每选择一次偏置参数，基于所述偏置参数确定所述控制周期内的偏置目标位置，确定所述伴随航天器由所述控制周期的起始位置转移至所述偏置目标位置的实际绕飞轨迹，与设定绕飞轨迹的候选位置偏差；
9.从选择的多个偏置参数中，确定候选位置偏差满足第二预设条件的目标偏置参数，将所述目标偏置参数对应的候选位置偏差作为所述控制周期内的目标位置偏差。
10.在一些示例性的实施方式中，所述基于所述偏置参数确定所述控制周期内的偏置目标位置，包括：
11.基于所述设定绕飞轨迹，确定所述控制周期内的设定目标位置；
12.基于所述偏置参数和所述设定目标位置，确定所述控制周期内的偏置目标位置。
13.在一些示例性的实施方式中，所述方法还包括：
14.获取所述伴随航天器的绕飞参数；
15.基于所述绕飞参数，确定所述伴随航天器的所述设定绕飞轨迹。
16.在一些示例性的实施方式中，所述确定所述伴随航天器由所述控制周期的起始位置转移至所述偏置目标位置的实际绕飞轨迹，与设定绕飞轨迹的候选位置偏差，包括：
17.确定所述伴随航天器由所述起始位置转移至所述偏置目标位置的实际绕飞轨迹中的多个位置点，分别与所述设定绕飞轨迹中相应的设定位置点的位置偏差；
18.从确定的多个位置偏差中选择所述候选位置偏差。
19.在一些示例性的实施方式中，所述方法还包括：
20.基于预设的相对运动方程，确定所述伴随航天器由所述起始位置转移至所述偏置目标位置所需的目标速度；
21.基于所述起始位置的起始速度和所述目标速度确定速度控制量。
22.在一些示例性的实施方式中，通过以下方式确定所述绕飞周期内的各个目标位置偏差满足第一预设条件：
23.在最新的控制次数下，确定所述绕飞周期内的各个目标位置偏差中的最大位置偏差；
24.若所述最大位置偏差未超过设定位置偏差，则确定所述绕飞周期内的各个目标位置偏差满足所述第一预设条件。
25.第二方面，本技术实施例提供一种航天器的主动绕飞控制装置，包括：
26.设置模块，用于采用迭代方式设置伴随航天器在绕飞周期内的控制次数，直至最新的控制次数使得所述绕飞周期内的各个目标位置偏差满足第一预设条件；
27.执行模块，用于每设置一次控制次数，针对每个控制周期执行以下操作：
28.在偏置参数范围内迭代选择偏置参数，其中，每选择一次偏置参数，基于所述偏置参数确定所述控制周期内的偏置目标位置，确定所述伴随航天器由所述控制周期的起始位置转移至所述偏置目标位置的实际绕飞轨迹，与设定绕飞轨迹的候选位置偏差；
29.从选择的多个偏置参数中，确定候选位置偏差满足第二预设条件的目标偏置参数，将所述目标偏置参数对应的候选位置偏差作为所述控制周期内的目标位置偏差。
30.在一些示例性的实施方式中，所述基于所述偏置参数确定所述控制周期内的偏置目标位置时，所述执行模块还用于：
31.基于所述设定绕飞轨迹，确定所述控制周期内的设定目标位置；
32.基于所述偏置参数和所述设定目标位置，确定所述控制周期内的偏置目标位置。
33.在一些示例性的实施方式中，所述装置还包括确定模块，用于：
34.获取所述伴随航天器的绕飞参数；
35.基于所述绕飞参数，确定所述伴随航天器的所述设定绕飞轨迹。
36.在一些示例性的实施方式中，所述确定所述伴随航天器由所述控制周期的起始位置转移至所述偏置目标位置的实际绕飞轨迹，与设定绕飞轨迹的候选位置偏差时，所述执行模块还用于：
37.确定所述伴随航天器由所述起始位置转移至所述偏置目标位置的实际绕飞轨迹中的多个位置点，分别与所述设定绕飞轨迹中相应的设定位置点的位置偏差；
38.从确定的多个位置偏差中选择所述候选位置偏差。
39.在一些示例性的实施方式中，所述装置还包括控制模块，用于：
40.基于预设的相对运动方程，确定所述伴随航天器由所述起始位置转移至所述偏置
目标位置所需的目标速度；
41.基于所述起始位置的起始速度和所述目标速度确定速度控制量。
42.在一些示例性的实施方式中，所述执行模块还用于通过以下方式确定所述绕飞周期内的各个目标位置偏差满足第一预设条件：
43.在最新的控制次数下，确定所述绕飞周期内的各个目标位置偏差中的最大位置偏差；
44.若所述最大位置偏差未超过设定位置偏差，则确定所述绕飞周期内的各个目标位置偏差满足所述第一预设条件。
45.第三方面，本技术提供一种控制设备，包括：
46.存储器，用于存储程序指令；
47.处理器，用于调用所述存储器中存储的程序指令，按照获得的程序指令执行第一方面中任一项所述的方法包括的步骤。
48.第四方面，本技术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，所述计算机程序包括程序指令，所述程序指令当被计算机执行时，使所述计算机执行第一方面中任一项所述的方法。
49.第五方面，本技术提供了一种计算机程序产品，所述计算机程序产品包括：计算机程序代码，当所述计算机程序代码在计算机上运行时，使得计算机执行第一方面中任一项所述的方法。
50.本技术实施例提供的航天器的主动绕飞控制方法至少具有如下有益效果：
51.本技术实施例中，在伴随航天器的一个绕飞周期内，需要对伴随航天器进行多次控制，以实现主动绕飞。为了确定对伴随航天器的控制次数，迭代设置伴随航天器在绕飞周期内的控制次数，直至最新的控制次数使得绕飞周期内的各个目标位置偏差满足第一预设条件；其中，每设置一次控制次数，在该控制次数下的每一次控制中，对目标点进行动态偏置，即：控制目标点不再是设定绕飞轨迹上的某一点，而是通过搜索的目标偏置参数确定偏置目标点，并确定本次控制中的目标位置偏差。这样，通过迭代设置控制次数以及搜索目标偏置参数，使得最终的控制方案将实际绕飞轨迹与设定绕飞轨迹的偏差限制在一定的误差范围内。
附图说明
52.为了更清楚地说明本技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
53.图1为本技术实施例中提供的一种基于c-w运动方程的双脉冲转移示意图；
54.图2为本技术实施例中提供的一种伴随航天器的绕飞坐标系的示意图；
55.图3为本技术实施例中提供的一种航天器的主动绕飞控制方法的流程图；
56.图4为本技术实施例中提供的一种算例的计算结果示意图；
57.图5为本技术实施例中提供的一种航天器的主动绕飞控制装置的结构示意图；
58.图6为本技术实施例中提供的一种控制设备的结构示意图。
具体实施方式
59.为了使本技术领域的人员更好地理解本技术中的技术方案，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分实施例，而不是全部实施例。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他实施例，都应当属于本技术保护的范围。
60.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本技术的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
61.在主动绕飞过程中，为使伴随航天器围绕目标航天器呈圆或者椭圆轨迹飞行，需要在一个绕飞周期内施加多次控制。而在单个控制周期内，实际绕飞轨迹与设定绕飞轨迹之间存在偏差，工程中通常需要将该偏差限制在一定的误差范围内。有鉴于此，本技术实施例提供一种航天器的主动绕飞控制方法、装置、设备及介质，可以在伴随航天器对目标航天器进行动绕飞过程中，将实际绕飞轨迹与设定绕飞轨迹的偏差限制在一定的误差范围内。
62.下面对伴随航天器的相对运动方程以及绕飞轨迹进行介绍。
63.针对伴随航天器和目标航天器的近距离(例如几米至几十公里)的相对运动情况，其相对运动方程可简化为描述卫星相对运动的clohessy-wiltshire(c-w)方程。下面对基于c-w方程的双脉冲转移方法进行介绍。
64.轨道系(z轴指向地心，y轴垂直于轨道面，x轴与y、z轴成右手系)下初始时刻位置、速度和加速度分别为r0、和a。当a为定值ac时，c-w方程有解析解，如以下式(1)所示：
[0065][0066]
其中，
[0067][0068]
[0069][0070][0071][0072][0073]
假设伴随航天器的初始位置记为r0，速度记为为使伴随航天器在t＝t时刻到达指定位置r
t
，其所需的初始速度为：
[0074][0075]
初始时刻应施加的速度脉冲为
[0076]
t时刻的速度为：
[0077][0078]
若在r
t
处所需的速度为则t时刻施加的脉冲为：
[0079]
如图1所示，通过在初始时刻和t时刻施加脉冲δv0、δv
t
可以实现在t时间内伴随航天器从到的双脉冲转移。
[0080]
假设伴随航天器绕目标航天器飞行的轨道呈椭圆形，如图2所示，对于任意椭圆轨道的主动绕飞问题，可建立绕飞坐标系ox
′y′z′
，其中，目标航天器绕飞轨道面为ox
′z′
，x
′
轴和z
′
轴分别为绕飞椭圆的两个主轴。按312转序(即zxy)，从轨道系转至绕飞坐标系的欧拉角设为θz，θ
x
，θy，则旋转矩阵c如以下式(10)所示：
[0081]
c＝cy(θy)c
x
(θ
x
)cz(θz)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(10)
[0082]
在ox
′y′z′
坐标系下，伴随航天器的初始位置(t＝0)的离心角为0，绕飞周期为t，绕飞角速度ωc＝2π/t，绕飞椭圆的主轴长度分别为a、b，假设顺时针绕飞，则在轨道系下的设定绕飞轨迹如以下式(11)所示：
[0083][0084]
为使伴随航天器围绕目标航天器呈椭圆轨道飞行，需要在一个绕飞周期内施加多次控制。假设两次控制之间的时间间隔为δt，起始点(t＝t0)和目标点(t＝t0+δt)位置均在绕飞椭圆上，基于c-w方程双脉冲转移方法求解控制量，可知伴随航天器的实际绕飞轨迹如以下式(12)所示：
[0085][0086]
其中，
[0087][0088]
对比式(12)描述的实际绕飞轨迹与式(11)描述的设定绕飞轨迹，两者之间存在偏差。为使整个绕飞过程中，实际绕飞轨迹与设定绕飞轨迹之间的偏差满足工程误差精度要求，采用本技术实施例的航天器的主动绕飞控制方法确定伴随航天器的控制方案。
[0089]
下面结合附图和具体实施例对本技术的航天器的主动绕飞控制方法进行详细说明。
[0090]
如图3所示，本技术实施例提供一种航天器的主动绕飞控制方法，包括以下步骤s301-s303：
[0091]
步骤s301，采用迭代方式设置伴随航天器在绕飞周期内的控制次数，直至最新的控制次数使得绕飞周期内的各个目标位置偏差满足第一预设条件，其中，每设置一次控制次数，针对每个控制周期执行以下步骤s302-s303。
[0092]
其中，每次设置伴随航天器在绕飞周期内的控制次数，即将一个绕飞周期分为多个控制周期，例如：将一个绕飞周期等间隔分为n份，每个控制周期为1/n个绕飞周期，根据以下步骤s302-s303确定每个控制周期的目标位置偏差，获得绕飞周期内的多个目标位置偏差。
[0093]
当设置一个控制次数后，如果获得的各个目标位置偏差满足第一预设条件时，则停止迭代设置控制次数；如果获得的各个目标位置偏差不满足第一预设条件时，则继续迭代设置下一次控制次数，具体的，下一次设置的控制次数可以在上一次设置的控制次数的基础上递增，也就是说，迭代设置伴随航天器在绕飞周期内的控制次数时，可以使控制次数逐次递增，例如，初始设置的控制次数为10，后面逐次递增后的控制次数依次为11、12......，以此类推，直至最新设置的控制次数使得获得的各个目标位置偏差满足第一预设条件。
[0094]
在一些示例性的实施方式中，在确定绕飞周期内的各个目标位置偏差满足第一预设条件时，可以执行以下步骤a1-a2：
[0095]
a1、在最新的控制次数下，确定绕飞周期内的各个目标位置偏差中的最大位置偏差。
[0096]
其中，在最新的控制次数下，针对每个控制周期计算一个目标位置偏差，一个绕飞周期包括多个控制周期，即包含多个目标位置偏差，从多个目标位置偏差中选择最大位置偏差。
[0097]
a2、若最大位置偏差未超过设定位置偏差，则确定绕飞周期内的各个目标位置偏差满足第一预设条件。
[0098]
其中，设定位置偏差可以根据需要设置，在此不作限定。
[0099]
步骤s302，在偏置参数范围内迭代选择偏置参数，其中，每选择一次偏置参数，基于偏置参数确定控制周期内的偏置目标位置，确定伴随航天器由控制周期的起始位置转移至偏置目标位置的实际绕飞轨迹，与设定绕飞轨迹的候选位置偏差。
[0100]
步骤s303，从选择的多个偏置参数中，确定候选位置偏差满足第二预设条件的目标偏置参数，将目标偏置参数对应的候选位置偏差作为控制周期内的目标位置偏差。
[0101]
在上述步骤s302中，偏置参数范围可以根据需要设置，例如：设置偏置参数的上界和下界，将上下界之间的偏置参数作为偏置参数范围，如0.9-1.1，在此不作限定。在从偏置参数范围中选择偏置参数时，为了提高效率，可以采用设定方式进行选择，例如：采用二分法从偏置参数范围中搜索偏置参数，最终选择的偏置参数使得控制周期内的目标位置偏差最小，也就是说，在上述步骤s303中，第二预设条件可以是：多个候选位置偏差中的最小候选位置偏差，将最小候选位置偏差对应的偏置参数作为目标偏置参数，并将该最小候选位置偏差作为控制周期内的目标位置偏差。
[0102]
在上述步骤s302中，在每一次选择偏置参数后，基于偏置参数确定控制周期内的偏置目标位置，可以包括以下步骤b1-b2：
[0103]
b1、基于设定绕飞轨迹，确定控制周期内的设定目标位置。
[0104]
b2、基于偏置参数和设定目标位置，确定控制周期内的偏置目标位置。
[0105]
本技术实施例中，设定绕飞轨迹可以通过以下方式确定：获取伴随航天器的绕飞参数；基于伴随航天器的绕飞参数，确定伴随航天器的设定绕飞轨迹。
[0106]
其中，伴随航天器的绕飞参数可以根据需要设定，绕飞参数可以包括绕飞周期、绕飞椭圆的长半轴以及短半轴、绕飞角速度等，绕飞周期可以与目标航天器的飞行周期相同，也可以不同。
[0107]
具体的，基于伴随航天器的绕飞参数，可以根据上述实施例中的式(11)确定伴随航天器的设定绕飞轨迹。
[0108]
在上述步骤b1中，基于该控制周期内的设定起始位置(该设定起始位置为上一控制周期内的设定目标位置)结合设定绕飞轨迹，可以确定该控制周期内的设定目标位置。其中，每个控制周期对应设定绕飞轨迹中的一段轨迹，包括该控制周期内的设定起始位置和设定目标位置。
[0109]
在上述步骤b2中，可以将偏置参数和设定目标位置的乘积，作为控制周期内的偏置目标位置。
[0110]
进一步地，上述步骤s302中确定伴随航天器由控制周期的起始位置转移至偏置目标位置的实际绕飞轨迹，与设定绕飞轨迹的候选位置偏差，可以包括以下步骤c1-c2：
[0111]
c1、确定伴随航天器由控制周期的起始位置转移至偏置目标位置的实际绕飞轨迹中的多个位置点，分别与设定绕飞轨迹中相应的设定位置点的位置偏差。
[0112]
其中，多个位置点可以根据需要选择，例如在时刻的位置点，δt为控制周期。
[0113]
c2、从确定的多个位置偏差中选择候选位置偏差。
[0114]
可选的，从确定的多个位置偏差中选择最小位置偏差作为候选位置偏差。
[0115]
在一些实施例中，上述步骤s302中伴随航天器由起始位置转移至偏置目标位置时，可以根据上述实施例中的基于c-w方程的双脉冲转移方法，确定需要施加的控制量，具体的，可以基于以下步骤e1-e2确定需要施加的控制量：
[0116]
e1、基于预设的相对运动方程，确定伴随航天器由起始位置转移至偏置目标位置所需的目标速度。
[0117]
其中，预设的相对运动方程可以是上述实施例中的c-w方程，基于上述实施例中的式(1)-式(9)，可以计算伴随航天器在该控制周期的起始位置的起始速度，以及由起始位置转移至偏置目标位置所需的目标速度。
[0118]
e2、基于起始位置的起始速度和目标速度确定速度控制量。
[0119]
其中，目标速度减去起始速度等于速度控制量。
[0120]
本技术实施例中，为了确定对伴随航天器的控制次数，迭代设置伴随航天器在绕飞周期内的控制次数，直至最新的控制次数使得绕飞周期内的各个目标位置偏差满足第一预设条件；其中，每设置一次控制次数，在该控制次数下的每一次控制中，对目标点进行动态偏置，即：控制目标点不再是设定绕飞轨迹上的某一点，而是通过搜索的目标偏置参数确定偏置目标点，并确定本次控制中的目标位置偏差。这样，通过迭代设置控制次数以及搜索目标偏置参数，使得最终的控制方案将实际绕飞轨迹与设定绕飞轨迹的偏差限制在一定的误差范围内。
[0121]
下面结合具体的例子，对本技术实施例的航天器的主动绕飞控制方法进行示例性介绍。
[0122]
本技术实施例的航天器的主动绕飞控制方法，可以包括以下步骤：
[0123]
步骤1：初始化目标航天器轨道半长轴、伴随航天器的绕飞椭圆长半轴为a及短半轴为b、绕飞周期t、位置偏差指标ε、控制次数n；计算控制周期δt＝t/n，根据上述实施例中的式(10)初始化起点位置初始化偏置参数w的上下界w
l
、wu。
[0124]
其中，目标航天器轨道半长轴用于确定目标航天器的旋转角速度ω，以便确定上述实施例中的c-w方程，用于后续的速度双脉冲转移计算。
[0125]
步骤2：针对每个控制周期，采用二分法搜索w，得到最终的w＝w
opt
使得在该控制周期内的最小；其中，通过以下步骤3计算得到；转到步骤4。
[0126]
步骤3：根据上述实施例中的式(11)计算设定目标点的位置则偏置目标点的位置为采用上述实施例中的速度双脉冲转移方法，即上述实施例中的式(1)-式(9)，计算由该控制周期的初始点转移至偏置目标点的控制量δvi；计算施加控制量δvi后，
在时刻伴随航天器的位置偏差，并得到这100个点的位置偏差最大值
[0127]
步骤4：若i＝n，转到步骤5；否则，返回步骤2；
[0128]
步骤5：计算整个绕飞周期内的最大位置偏差若δr
max
大于位置偏差指标，则返回步骤2；否则，输出n、δvi、
[0129]
本技术实施例中，为使整个绕飞过程中，实际绕飞轨迹与设定绕飞轨迹之间的位置偏差满足工程误差精度要求，即：(为给定的位置偏差指标)，设计如下动态偏置的控制方法：将一个绕飞周期等间隔分成n份，控制周期为1/n个绕飞周期。对每一次控制，对控制目标进行动态偏置，即：控制目标点不再是标称绕飞椭圆上的某一点，而是通过一定的偏置参数使得该次控制过程中的最大位置偏差有所降低。对每一次控制，搜索最优偏置参数，并得到位置偏差的最大值。若整个绕飞周期位置偏差的最大值不满足给定的指标要求，增大n的值并重新计算。当位置偏差满足指标要求时，得到最终的控制方案。
[0130]
下面对采用本技术实施例的方法的计算算例进行示例性介绍。
[0131]
以对轨道半长轴为6751959.068的圆轨道的目标航天器进行椭圆绕飞为例，将误差门限设置为2m，绕飞周期设为一个目标航天器轨道周期，绕飞椭圆的其它参数设置以及仿真计算结果如下表1所示：
[0132]
表1
[0133]
算例名称绕飞椭圆参数(m)旋转欧拉角(
°
)算例1a＝b＝200θ
x
＝θy＝θz＝0
°
算例2a＝200，b＝250θ
x
＝θy＝θz＝0
°
算例3a＝200，b＝250θ
x
＝90
°
，θy＝θz＝0
°
算例4a＝200，b＝250θy＝90
°
，θ
x
＝θz＝0
°
算例5a＝200，b＝250θz＝90
°
，θ
x
＝θy＝0
°
算例6a＝200，b＝250θ
x
＝θy＝θz＝45
°
[0134]
采用动态偏置绕飞控制策略，得到的动态偏置主动绕飞控制的计算结果如以下表2所示，得到的上述各个算例在确定的控制次数下的最大位置偏差(即最大偏差)如图4所示。
[0135]
表2
[0136]
算例名称控制次数燃耗(m/s)算例1302.4485算例2363.6120算例3332.4752算例4261.9576算例5415.8052算例6342.6963
[0137]
基于同一发明构思，本技术实施例提供一种航天器的主动绕飞控制装置，如图5所示，航天器的主动绕飞控制装置包括设置模块51和执行模块52。
[0138]
设置模块51，用于采用迭代方式设置伴随航天器在绕飞周期内的控制次数，直至最新的控制次数使得绕飞周期内的各个目标位置偏差满足第一预设条件；
[0139]
执行模块52，用于每设置一次控制次数，针对每个控制周期执行以下操作：
[0140]
在偏置参数范围内迭代选择偏置参数，其中，每选择一次偏置参数，基于偏置参数确定控制周期内的偏置目标位置，确定伴随航天器由控制周期的起始位置转移至偏置目标位置的实际绕飞轨迹，与设定绕飞轨迹的候选位置偏差；
[0141]
从选择的多个偏置参数中，确定候选位置偏差满足第二预设条件的目标偏置参数，将目标偏置参数对应的候选位置偏差作为控制周期内的目标位置偏差。
[0142]
本技术实施例中，为了确定对伴随航天器的控制次数，迭代设置伴随航天器在绕飞周期内的控制次数，直至最新的控制次数使得绕飞周期内的各个目标位置偏差满足第一预设条件；其中，每设置一次控制次数，在该控制次数下的每一次控制中，对目标点进行动态偏置，即：控制目标点不再是设定绕飞轨迹上的某一点，而是通过搜索的目标偏置参数确定偏置目标点，并确定本次控制中的目标位置偏差。这样，通过迭代设置控制次数以及搜索目标偏置参数，使得最终的控制方案将实际绕飞轨迹与设定绕飞轨迹的偏差限制在一定的误差范围内。
[0143]
在一些示例性的实施方式中，基于偏置参数确定控制周期内的偏置目标位置时，执行模块52还用于：
[0144]
基于设定绕飞轨迹，确定控制周期内的设定目标位置；
[0145]
基于偏置参数和设定目标位置，确定控制周期内的偏置目标位置。
[0146]
在一些示例性的实施方式中，装置还包括确定模块，用于：
[0147]
获取伴随航天器的绕飞参数；
[0148]
基于绕飞参数，确定伴随航天器的设定绕飞轨迹。
[0149]
在一些示例性的实施方式中，确定伴随航天器由控制周期的起始位置转移至偏置目标位置的实际绕飞轨迹，与设定绕飞轨迹的候选位置偏差时，执行模块52还用于：
[0150]
确定伴随航天器由控制周期的起始位置转移至偏置目标位置的实际绕飞轨迹中的多个位置点，分别与设定绕飞轨迹中相应的设定位置点的位置偏差；
[0151]
从确定的多个位置偏差中选择候选位置偏差。
[0152]
在一些示例性的实施方式中，装置还包括控制模块，用于：
[0153]
基于预设的相对运动方程，确定伴随航天器由起始位置转移至偏置目标位置所需的目标速度；
[0154]
基于起始位置的起始速度和目标速度确定速度控制量。
[0155]
在一些示例性的实施方式中，执行模块52还用于通过以下方式确定绕飞周期内的各个目标位置偏差满足第一预设条件：
[0156]
在最新的控制次数下，确定绕飞周期内的各个目标位置偏差中的最大位置偏差；
[0157]
若最大位置偏差未超过设定位置偏差，则确定绕飞周期内的各个目标位置偏差满足第一预设条件。
[0158]
基于同一发明构思，本技术实施例提供一种控制设备，该设备可以实现前文论述的航天器的主动绕飞控制装置的功能，请参照图6，该设备包括处理器601和存储器602，存储器602用于存储程序指令；处理器601用于调用存储器602中存储的程序指令，按照获得的
程序指令执行上述实施例中的任一航天器的主动绕飞控制方法包括的步骤。
[0159]
本技术实施例中不限定上述存储器602和处理器601之间的具体连接介质。例如，存储器602和处理器601之间通过总线连接，总线可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。
[0160]
存储器602可以包括只读存储器(read-only memory，rom)和随机存取存储器(random access memory，ram)，还可以包括非易失性存储器(non-volatile memory，nvm)，例如至少一个磁盘存储器。可选地，存储器还可以是至少一个位于远离前述处理器的存储装置。
[0161]
上述处理器601可以是通用处理器，包括中央处理器、网络处理器(network processor，np)等；还可以是数字指令处理器(digital signal processing，dsp)、专用集成电路、现场可编程门陈列或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。
[0162]
基于同一发明构思，本技术实施例提供一种计算机可读存储介质，计算机程序产品包括：计算机程序代码，当计算机程序代码在计算机上运行时，使得计算机执行如前文论述任一的单据生成方法。由于上述计算机可读存储介质解决问题的原理与航天器的主动绕飞控制方法相似，因此上述计算机可读存储介质的实施可以参见方法的实施，重复之处不再赘述。
[0163]
在具体的实施过程中，计算机存储介质可以包括：通用串行总线闪存盘(usb，universal serial bus flash drive)、移动硬盘、只读存储器(rom，read-only memory)、随机存取存储器(ram，random access memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的存储介质。
[0164]
基于同一发明构思，本技术实施例还提供了一种计算机程序产品，该计算机程序产品包括：计算机程序代码，当该计算机程序代码在计算机上运行时，使得计算机执行如前文论述任一的单据生成方法。由于上述计算机程序产品解决问题的原理与航天器的主动绕飞控制方法相似，因此上述计算机程序产品的实施可以参见方法的实施，重复之处不再赘述。
[0165]
计算机程序产品可以采用一个或多个可读介质的任意组合。可读介质可以是可读信号介质或者可读存储介质。可读存储介质例如可以是但不限于电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。可读存储介质的更具体的例子(非穷举的列表)包括：具有一个或多个导线的电连接、便携式盘、硬盘、随机存取存储器(ram)、只读存储器(rom)、可擦式可编程只读存储器(eprom或闪存)、光纤、便携式紧凑盘只读存储器(cd-rom)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。
[0166]
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、cd-rom、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
[0167]
本技术是参照根据本技术的方法、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。
[0168]
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。
[0169]
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用户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。
[0170]
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。

技术特征：
1.一种航天器的主动绕飞控制方法，其特征在于，包括：采用迭代方式设置伴随航天器在绕飞周期内的控制次数，直至最新的控制次数使得所述绕飞周期内的各个目标位置偏差满足第一预设条件，其中，每设置一次控制次数，针对每个控制周期执行以下操作：在偏置参数范围内迭代选择偏置参数，其中，每选择一次偏置参数，基于所述偏置参数确定所述控制周期内的偏置目标位置，确定所述伴随航天器由所述控制周期的起始位置转移至所述偏置目标位置的实际绕飞轨迹，与设定绕飞轨迹的候选位置偏差；从选择的多个偏置参数中，确定候选位置偏差满足第二预设条件的目标偏置参数，将所述目标偏置参数对应的候选位置偏差作为所述控制周期内的目标位置偏差。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述偏置参数确定所述控制周期内的偏置目标位置，包括：基于所述设定绕飞轨迹，确定所述控制周期内的设定目标位置；基于所述偏置参数和所述设定目标位置，确定所述控制周期内的偏置目标位置。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：获取所述伴随航天器的绕飞参数；基于所述绕飞参数，确定所述伴随航天器的所述设定绕飞轨迹。4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述确定所述伴随航天器由所述控制周期的起始位置转移至所述偏置目标位置的实际绕飞轨迹，与设定绕飞轨迹的候选位置偏差，包括：确定所述伴随航天器由所述起始位置转移至所述偏置目标位置的实际绕飞轨迹中的多个位置点，分别与所述设定绕飞轨迹中相应的设定位置点的位置偏差；从确定的多个位置偏差中选择所述候选位置偏差。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：基于预设的相对运动方程，确定所述伴随航天器由所述起始位置转移至所述偏置目标位置所需的目标速度；基于所述起始位置的起始速度和所述目标速度确定速度控制量。6.根据权利要求1至4任一项所述的方法，其特征在于，通过以下方式确定所述绕飞周期内的各个目标位置偏差满足第一预设条件：在最新的控制次数下，确定所述绕飞周期内的各个目标位置偏差中的最大位置偏差；若所述最大位置偏差未超过设定位置偏差，则确定所述绕飞周期内的各个目标位置偏差满足所述第一预设条件。7.一种航天器的主动绕飞控制装置，其特征在于，包括：设置模块，用于采用迭代方式设置伴随航天器在绕飞周期内的控制次数，直至最新的控制次数使得所述绕飞周期内的各个目标位置偏差满足第一预设条件；执行模块，用于每设置一次控制次数，针对每个控制周期执行以下操作：在偏置参数范围内迭代选择偏置参数，其中，每选择一次偏置参数，基于所述偏置参数确定所述控制周期内的偏置目标位置，确定所述伴随航天器由所述控制周期的起始位置转移至所述偏置目标位置的实际绕飞轨迹，与设定绕飞轨迹的候选位置偏差；从选择的多个偏置参数中，确定候选位置偏差满足第二预设条件的目标偏置参数，将
所述目标偏置参数对应的候选位置偏差作为所述控制周期内的目标位置偏差。8.一种控制设备，其特征在于，包括：存储器，用于存储程序指令；处理器，用于调用所述存储器中存储的程序指令，按照获得的程序指令执行权利要求1-6中任一项所述的方法包括的步骤。9.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序包括程序指令，所述程序指令当被计算机执行时，使所述计算机执行如权利要求1-6中任一项所述的方法。10.一种计算机程序产品，其特征在于，所述计算机程序产品包括：计算机程序代码，当所述计算机程序代码在计算机上运行时，使得计算机执行上述如权利要求1-6中任一项所述的方法。

技术总结
本申请涉及航天器轨道动力学领域，具体涉及一种航天器的主动绕飞控制方法、装置、设备及介质，迭代设置伴随航天器在绕飞周期内的控制次数，直至最新的控制次数使得绕飞周期内的各个目标位置偏差满足第一预设条件，每设置一次控制次数，针对每个控制周期，在偏置参数范围内迭代选择偏置参数，基于每次选择的偏置参数确定偏置目标位置，确定伴随航天器由控制周期的起始位置转移至偏置目标位置的实际绕飞轨迹，与设定绕飞轨迹的候选位置偏差；确定候选位置偏差满足第二预设条件的目标偏置参数，将其对应的候选位置偏差作为控制周期内的目标位置偏差。本申请可以将伴随航天器的实际绕飞轨迹与设定绕飞轨迹的偏差限制在一定的误差范围内。差范围内。差范围内。


技术研发人员：欧阳琦 李革非 盛庆轩 马传令 李皓皓 宋辰
受保护的技术使用者：北京航天飞行控制中心
技术研发日：2022.08.16
技术公布日：2023/6/27