阅读说明：本技术 一种基于绳系收放装置的拖曳离轨方法 (Towing and derailing method based on rope system retracting device ) 是由 刘禹 段佳佳 王焕杰 方圆 张召弟 张国柱 于 2019-09-25 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种基于绳系收放装置的拖曳离轨方法,在对目标星的整个拖拽过程中,利用任务星上的绳系收放装置输出恒定的小张力,保持连接于任务星和目标星之间的系绳张紧；具体包括以下步骤：步骤1：建立任务星和目标星各自的质心动力学方程和姿态动力学方程,以及系绳的动力学模型；步骤2：以拖曳方向为目标进行组合体姿态机动；步骤3：任务星通过系绳拖曳目标星离轨,期间控制组合体姿态,使其朝向拖曳方向。本发明基于绳系收放装置的拖曳离轨方法,利用绳系收放装置产生恒小张力,既保证系绳张紧无缠绕风险,也保证系绳张力不会过大无断裂风险,将抓捕目标稳定安全地拖曳至坟墓轨道。(The invention discloses a towing derailing method based on a rope system retracting device, which is characterized in that in the whole towing process of a target satellite, a rope system retracting device on a task satellite is used for outputting constant small tension to keep a tether connected between the task satellite and the target satellite to be tensioned; the method specifically comprises the following steps: step 1: establishing a mass center kinetic equation and an attitude kinetic equation of the task star and the target star respectively, and a tether kinetic model; step 2: performing attitude maneuver of the assembly by taking the dragging direction as a target; and step 3: the mission star drags the target star off-orbit through the tether, and the attitude of the combination body is controlled to be towards the dragging direction. The towing and derailing method based on the rope system retracting device utilizes the rope system retracting device to generate constant and small tension, ensures that the rope system is tensioned without winding risk and also ensures that the rope system is not too large without breaking risk, and stably and safely tows the target to be caught to the tomb track.)

一种基于绳系收放装置的拖曳离轨方法

技术领域

本发明涉及绳系组合体拖曳离轨控制技术，具体涉及一种基于绳系收放装置的拖曳离轨方法。

背景技术

地球同步轨道(Geostationary Earth Orbit，GEO)因其相对地面静止的特殊性具有广泛的应用价值，是一项非常重要的稀缺资源，在各航天国的空间战略中具有举足轻重的地位。随着各国对通信、广播、气象、导航等领域需求的增长，进入这一有限空间内的飞行器越来越多，愈加拥挤，GEO轨道垃圾清除的需求显得尤为迫切。

空间碎片的存在严重地威胁着在轨运行航天器的安全，它们和航天器的碰撞将改变航天器的性能，造成表面器件损伤，导致航天器系统故障，影响航天器寿命。通过飞网捕获目标并将目标拖曳至坟墓轨道，是一种新兴的清理轨道垃圾的方案，并且由于其适应性强，可重复使用等特点受到了广泛的关注和研究。

绳网捕获目标后，操控飞行器和目标飞行器构成以系绳为连接介质的柔性组合体，该组合体在空间的运动涉及到组合体质心的轨道运动、操控飞行器和目标飞行器的两体相对运动以及二者之间的耦合动力学，如何高效安全地将柔性组合体移除成为研究重点。由于系绳具有阻尼小、柔性大的特点，其动力学及控制问题非常复杂，当它被置于空间环境并与航天器耦合时极易产生一系列复杂的摆动及振动。在进行拖曳移除控制方案设计时，需在考虑安全因素的基础上，保证实际工程应用上的可行性并满足相关控制性能指标。

发明内容

本发明的目的是提供一种基于绳系收放装置的拖曳离轨方法，以通过绳系收放装置产生恒小张力，将抓捕目标稳定安全地拖曳至坟墓轨道。

为达到上述目的，本发明提供了一种基于绳系收放装置的拖曳离轨方法，其中，在对目标星的整个拖拽过程中，利用任务星上的绳系收放装置输出恒定的小张力，保持连接于任务星和目标星之间的系绳张紧；具体包括以下步骤：

步骤1：建立任务星和目标星各自的质心动力学方程和姿态动力学方程，以及系绳的动力学模型；

步骤2：以拖曳方向为目标进行组合体姿态机动；

步骤3：任务星通过系绳拖曳目标星离轨，期间控制组合体姿态，使其朝向拖曳方向。

上述的基于绳系收放装置的拖曳离轨方法，其中，步骤1中，地心惯性系下任务星和目标星各自的质心动力学方程为：

其中，μ为地球引力常数，r_m为任务星质心在惯性系中的矢量，r_t为目标星质心在惯性系中的矢量，M_m为任务星质量，M_t为目标星质量，F_th为任务星上施加的轨控推力，F_T为系绳张力。

上述的基于绳系收放装置的拖曳离轨方法，其中，步骤1中，任务星与目标星各自的姿态动力学方程为：

其中，I_m为任务星的转动惯量矩阵，I_t为目标星的转动惯量矩阵，ω_m为任务星角速度在任务星本体系下的投影，ω_t为目标星角速度在目标星本体系下的投影，C_mbi为地心惯性系到任务星本体系的姿态转移矩阵，C_tbi为地心惯性系到目标星本体系的姿态转移矩阵，T_c为任务星的姿态控制力矩，F_T为系绳张力，p_m为任务星本体系下任务星系绳牵挂点矢量，p_t为目标星本体系下目标星系绳牵挂点矢量。

上述的基于绳系收放装置的拖曳离轨方法，其中，步骤1中，建立系绳的动力学模型中，定义任务星系绳牵挂点和目标星系绳牵挂点的连线矢量为L_tm，方向由目标星系绳牵挂点指向任务星系绳牵挂点，则有：

其中，C_mbi为地心惯性系到任务星本体系的姿态转移矩阵，C_tbi为地心惯性系到目标星本体系的姿态转移矩阵，p_m为任务星本体系下任务星系绳牵挂点矢量，p_t为目标星本体系下目标星系绳牵挂点矢量，r_m为任务星质心在惯性系中的矢量，r_t为目标星质心在惯性系中的矢量；则有：

其中，F_T为系绳张力，L为系绳松弛时的原长，系绳长度形变量ΔL＝|L_tm|-L，D为系绳直径，E为系绳弹性模量，η为系绳阻尼系数，系绳张紧方向为系绳张力方向。

上述的基于绳系收放装置的拖曳离轨方法，其中，步骤2中，由机动时刻两星相对位置方向为r₁和两星最终相对位置方向r₀＝[1 0 0]确定一个平面，使得在该平面内任务星的喷气方向和机动时刻两星相对位置方向相垂直，且平面法线n＝r₁×r₀；设定任务星的喷气方向为dir，则有dir⊥r₁和dir⊥n；组合体姿态机动过程中任务星的喷气方向由下式计算得到：dir＝r₁×n；姿态机动完成后，设定两星相对速度为V，则姿态机动完成后任务星的喷气方向xc_dir为：

其中，||V||为两星相对速度的模值。

上述的基于绳系收放装置的拖曳离轨方法，其中，步骤3中，当两星之间距离小于安全距离后，任务星喷气远离；当两星之间距离达到远离阈值后，任务星停止喷气。

相对于现有技术，本发明具有以下有益效果：

本发明所提供的基于绳系收放装置的拖曳离轨方法，可应用于空间飞网抓捕目标后的拖曳移除任务。对于空间操控失稳目标，在用飞网捕获目标后，可通过绳系收放装置控制系绳张力，通过控制系绳张力来稳定拖曳目标。保证系绳张力存在则系绳不会松弛，也就没有系绳缠绕目标星的风险；通过绳系收放装置输出小张力则系绳没有断裂的风险。利用系绳收放装置产生张力的能力，保持绳系输出恒小张力，通过小张力拉扯目标逐步抬高目标轨道。本发明通过对绳系收放装置的有效利用，设计了从组合体姿态转向到稳定拖曳离轨，以及拖曳离轨期间的组合体姿态稳定的一系列控制方案。

附图说明

图1为基于绳系收放装置的拖曳离轨示意图；

图2为绳系组合体姿态机动喷气方向示意图；

图3为绳系组合体拖曳离轨方法施行示意图。

具体实施方式

以下结合附图通过具体实施例对本发明作进一步的描述，这些实施例仅用于说明本发明，并不是对本发明保护范围的限制。

如图1所示，本发明提供了一种基于绳系收放装置3的拖曳离轨方法，其中，在对目标星1的整个拖拽过程中，利用任务星2上的绳系收放装置3输出恒定的小张力，保持连接于任务星2和目标星1之间的系绳4张紧；具体包括以下步骤：

步骤1：建立任务星2和目标星1各自的质心动力学方程和姿态动力学方程，以及系绳4的动力学模型。

(1)地心惯性系下任务星2和目标星1各自的质心动力学方程为：

其中，μ为地球引力常数，r_m为任务星2质心在惯性系中的矢量，r_t为目标星1质心在惯性系中的矢量，M_m为任务星2质量，M_t为目标星1质量，F_th为任务星2上施加的轨控推力，F_T为系绳4张力。

(2)忽略任务星2与目标星1的柔性，将其视为刚体，则可采用动量矩定律建立任务星2与目标星1各自的姿态动力学方程为：

其中，I_m为任务星2的转动惯量矩阵，I_t为目标星1的转动惯量矩阵，ω_m为任务星2角速度在任务星2本体系下的投影，ω_t为目标星1角速度在目标星1本体系下的投影，C_mbi为地心惯性系到任务星2本体系的姿态转移矩阵，C_tbi为地心惯性系到目标星1本体系的姿态转移矩阵，T_c为任务星2的姿态控制力矩，F_T为系绳4张力，p_m为任务星2本体系下任务星2系绳4牵挂点矢量，p_t为目标星1本体系下目标星1系绳4牵挂点矢量。

(3)建模中采用无抗压能力的弹性杆模型，不计系绳4的质量，只考虑系绳4的纵向弹性变形，且系绳4不能抗压，只存在拉应力。系绳4张力只与系绳4长度形变量ΔL相关。定义任务星2系绳4牵挂点和目标星1系绳4牵挂点的连线矢量为L_tm，方向由目标星1系绳4牵挂点指向任务星2系绳4牵挂点，则有：

其中，C_mbi为地心惯性系到任务星2本体系的姿态转移矩阵，C_tbi为地心惯性系到目标星1本体系的姿态转移矩阵，p_m为任务星2本体系下任务星2系绳4牵挂点矢量，p_t为目标星1本体系下目标星1系绳4牵挂点矢量，r_m为任务星2质心在惯性系中的矢量，r_t为目标星1质心在惯性系中的矢量；则有：

其中，F_T为系绳4张力，L为系绳4松弛时的原长，系绳4长度形变量ΔL＝|L_tm|-L，D为系绳4直径，E为系绳4弹性模量，η为系绳4阻尼系数，系绳4张紧方向为系绳4张力方向。

步骤2：以拖曳方向即轨道x轴方向为目标进行组合体姿态机动。

如图2所示，假设机动时刻两星相对位置方向(即目标星轨道系下任务星的位置矢量归一化后的矢量)为r₁，那么由两星最终相对位置方向r₀＝[1 0 0]，可以确定一个平面，在该平面内使得任务星2的喷气方向和机动时刻两星相对位置方向相垂直，且平面法线n＝r₁×r₀；设定任务星2的喷气方向为dir＝[x y z]，则有dir⊥r₁和dir⊥n；组合体姿态机动过程中任务星2的喷气方向由下式计算得到：

dir＝r₁×n；

由上式计算喷气方向时，为保证任务星2机动后向轨道x轴靠拢，取x>0。

姿态机动完成后，消除非轨道x轴方向速度，设定两星相对速度为V，则姿态机动完成后任务星的喷气方向xc_dir为：

其中，||V||为两星相对速度的模值。

组合体姿态机动期间利用绳系收放装置3，产生恒小张力，保持系绳4张紧。

步骤3：任务星2通过系绳4拖曳目标星1离轨，期间控制组合体姿态，使其朝向拖曳方向即轨道x轴方向。

该步骤包括绳系组合姿态稳定和绳系组合体拖曳离轨策略设计，具体的步骤如下：

组合体姿态稳定即小幅度的组合体姿态机动，机动方向为上述的dir方向，组合体姿态到位后，消除非轨道x轴方向速度，任务星2喷气方向为上述的xc_dir方向。

绳系组合体拖曳离轨策略为控制绳系收放装置3产生恒小张力，两星之间的距离随着张力作用变小，当两星之间距离小于安全距离后，任务星2喷气远离，两星之间距离达到远离阈值后，任务星2停止喷气，组合体拖曳离轨过程如图3所示。

综上所述，本发明基于绳系收放装置的拖曳离轨方法，利用绳系收放装置产生恒小张力，既保证系绳张紧无缠绕风险，也保证系绳张力不会过大无断裂风险。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。