一种微小航天器抵近观测任务中的自主路径规划方法与流程

本发涉及针对空间目标抵近探测领域，尤其是涉及一种微小航天器抵近观测任务中的自主路径规划方法。

背景技术：

1、对空间目标进行抵近探测，是获取空间目标在轨状态、形貌特征等信息的重要手段。相比于一般的轨迹规划，航天器的近距离观测任务的轨迹规划需要考虑的影响因素和约束条件更多，不仅需要考虑整体任务的安全性和规划算法的快速性，还进一步强调了星上自主运行。

2、现有的航天器器近距离相对运动路径规划方法主要分为连续优化和离散搜索两大类：连续优化方法生成的轨迹平滑，但是其数值解法求解依赖初值猜想，算法复杂，星上求解困难，且不能确保收敛；离散搜索方法在理论上可以得到全局较优解，但是需要对搜索空间进行合理离散，且生成的轨迹不平滑。为了确保微小航天器抵近观测任务的可行性和安全性，同时满足星上自主规划需求，必须结合不同任务的背景，针对具体任务的特点和需求，研究任务轨迹的设计与优化问题。

技术实现思路

1、本发明解决的技术问题是：针对微小航天器抵近观测任务中的自主规划需求，为了解决传统轨迹规划计算复杂、星上求解困难等问题，本发明的目的在于提出了一种基于人工势函数和多项式拟合的自主路径规划方法。利用本发明提高了微小航天器抵近观测任务的安全性和自主性，满足了微小航天器在轨自主规划观测路径需求。

2、本发明的技术方案是：

3、一种微小航天器抵近观测任务中的自主路径规划方法，其特征在于，包括：

4、步骤1，根据微小航天器观测能力和安全性要求，设定相对观测目标的抵近距离和观测时长；

5、步骤2，根据抵近距离设定抵近观测点的分布球面，采用球面栅格法对分布球面进行建模，并采用极坐标法对栅格进行编码；

6、步骤3，计算当前时刻的太阳位置，并结合步骤2所得的抵近观测点初始分布球面，判断顺光观测方位；

7、步骤4，计算当前时刻的月球位置，并结合步骤2所得的抵近观测点初始分布球面，判断月球干扰光规避方位；

8、步骤5，根据当前时刻的目标绝对位置，并结合步骤2所得的抵近观测点初始分布球面，判断地气干扰光规避方位；

9、步骤6，运用人工势场法理论，使顺光观测方位产生引力，逆光规避方位产生斥力，计算当前栅格所受的势场合力；

10、步骤7，若为首次计算，则遍历所有栅格寻找最优观测位置，否则遍历当前位置相邻栅格寻找最优观测位置；

11、步骤8，更新观测时刻，重复步骤3～7确定新的满足观测要求的栅格，直至观测结束；

12、步骤9，对相邻栅格在球面上扫过角度采用多项式拟合，使得微小航天器在各个栅格内平滑过渡，将各相邻栅格之间轨迹相连，便得到微小航天器抵近观测过程中相对平滑转移路径。

13、进一步的是，所述步骤1中，微小航天器抵近观测任务受安全性约束，抵近观测轨迹应始终处在目标飞行禁区外；同时受微小航天器星载设备观测能力约束，抵近探测距离需要处于星载设备最佳观测距离范围，因此需要合理评估确定微小航天器的抵近距离，此外结合任务目标按需设计观测时长。

14、进一步的是，所述步骤2中，兼顾安全性和观测需求，将微小航天器抵近观测的运动轨迹约束在距离目标中心固定距离的球面上，为固定球面上分布多段圆弧拼接轨迹，采用球面栅格法对该球面进行网格化建模，并采用极坐标法进行编码。

15、进一步的是，所述步骤3中，采用解析公式计算当前时刻的j2000惯性系中的太阳位置矢量，并通过目标的绝对位置速度矢量计算j2000惯性系到目标vvlh轨道系的转换矩阵，则目标轨道系中顺光观测方位通过矢量做差和坐标转换计算得到，其中计算太阳相对位置矢量的解析公式为：

16、as＝1.00000102

17、es＝0.01670862-0.00004204t-0.00000124t2

18、is＝23.439291°-0.01300417°t-0.00000016°t2

19、ωs＝0°

20、ωs＝282.937347°+0.32256206°t-0.00015757°t2

21、ms＝357.5291°+0.98556200804°d-0.0007734°t2

22、fs＝mtof(es,ms)

23、rs＝coetorv(as,es,is,ωs,ωs,fs)                           (1)

24、式中，as为太阳距离地球的平均距离，单位为au，es为偏心率，is为轨道倾角，ωs为升交点赤经，ωs为近地点幅角，ms和fs分别为平近点角和真近点角，t、d分别为自j2000算的儒略世纪数和天数，rs为j2000坐标系中太阳位置矢量，mtof()为平近点角转真近点角函数，coetorv()为轨道根数转位置速度函数；

25、计算j2000坐标系到目标vvlh轨道系的转换矩阵公式为：

26、

27、式中，rtar为目标器在地心j2000惯性系下的位置矢量，vtar为目标器在地心j2000惯性系下的速度矢量；

28、于是目标vvlh轨道系中的顺光观测方位用单位向量表示为：

29、

30、进一步的是，所述步骤4中，采用解析公式计算当前时刻的j2000惯性系中的月球位置矢量，并通过目标的绝对位置速度矢量计算j2000惯性系到目标vvlh轨道系的转换矩阵，则目标轨道系中月球干扰光规避方位通过矢量做差和坐标转换计算得到，其中计算月球在地心j2000惯性系下的位置矢量的解析公式为：

31、λecliptic＝218.32°+481267.883°t+6.29°sin(134.9°+477198.85°t)

32、-1.27°sin(259.2°-413335.38°t)+0.66°sin(235.7°+890534.23°t)

33、+0.21°sin(269.9°+954397.70°t)-0.19°sin(357.5°+35999.05°t)

34、-0.11°sin(186.6°+966404.05°t)

35、

36、

37、ε＝23.439291°-0.0130042°t

38、

39、式中，λecliptic为月球黄经，为月球黄纬，为地球相对月心的半张角，ε为黄赤交角，ae为地球赤道半径，rm为月球在地心j2000惯性系下的位置矢量，t为自j2000.0起算的儒略世纪数，

40、于是，目标vvlh轨道系中的月球干扰光规避方位用单位向量表示为：

41、

42、进一步的是，所述步骤5中，地气干扰光规避方位用单位向量表示为：

43、ve ＝ tr×rtar  (6)。

44、进一步的是，所述步骤6中，运用人工势场法理论，使顺光观测方位产生引力，逆光规避方位产生斥力，计算当前栅格所受的势场合力，具体过程为：将栅格的极坐标编码转化为单位向量v，然后依次计算该向量与顺光观测向量vs、月球干扰光规避向量vm以及地气干扰光规避向量ve之间的夹角：

45、

46、

47、

48、采用反正切函数表示顺光观测向量的吸引力势场函数：

49、

50、于是顺光观测向量产生的吸引力函数为：

51、

52、式中吸引力fs为有界值，当栅格表示的单位向量与顺光观测向量夹角较大时，所有吸引力趋近阈值kt，

53、引入一个光滑的阶跃函数来表示月球干扰光和地起干扰光规避向量的排斥力函数：

54、

55、

56、式中km、ke为排斥力控制参数，α0、β0为临界排斥角度，

57、于是，当前栅格所受的整体势场合力为：

58、f＝fs+fm+fe (14)。

59、进一步的是，所述步骤7中，所述最优观测位置是指与势场合力夹角最小的栅格。

60、进一步的是，所述步骤8中，微小航天抵近观测任务对观测时长也有要求，为了保证微小航天器在观测时间段内观测条件始终良好，会不断调整观测方位，从而将观测时间离散化，计算多个观测时间点的观测方位。

61、进一步的是，所述步骤9中，依据步骤3～8确定不同时间点观测方位对应的栅格，然后对相邻栅格在球面上扫过角度采用多项式拟合。

62、与现有技术相比，本发明的技术有益效果如下：

63、本发明提出的一种微小航天器抵近观测任务中的自主路径规划方法，首先通过人工势场法确定关键观测时间点的良好观测位置，然后采用多项式对相邻观测点进行轨迹拟合，进而可获得抵近观测过程中相对平滑的转移路径。本发明提出的方法综合了连续优化方法和离散搜索方法的优点，解决了传统轨迹规划算法复杂，无法实现在航天器上自主规划和实施的问题，可满足微小航天器抵近探测任务的自主路径规划需求。