一种超快速交会对接近距离制导方法及装置与流程

1.本发明涉及交会对接技术领域，特别涉及一种超快速交会对接近距离制导方法及装置。


背景技术：

2.交会对接策略是地面向国际空间站运送航天员的方式，包括联盟飞船、航天飞机与国际空间站及神舟飞船均采用了此方式，而传统的交会对接方案则需要2～3天，用时更短的超快速交会对接成为当前发展趋势。
3.传统的交会对接方案包括远距离导引段、近距离自主控制段和对接段，且近距离自主控制段设计时必须具备三个功能或三个飞行段，即消除远距离大制导误差段、为最后靠拢提供精确位置段和安全接近段。对于2h超快速对接而言，同样包括这三个阶段，且其飞行时间要求非常严格，相应的近距离自主控制段飞行时间必须短。然而，飞行时间的减少意味着消除远距离导引大误差必须适应性强，且提供精确位置必须快速有效，因此在除去安全接近段所必须的时间外，减小近距离自主控制段的飞行时间是2h超快速交会对接中的一个难题。


技术实现要素：

4.本发明实施例提供了一种超快速交会对接近距离制导方法及装置，该方法能够减少近距离制导的时间，实现2h超快速交会对接。
5.第一方面，本发明实施例提供了一种超快速交会对接近距离制导方法，包括：
6.获取追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点；
7.以所述预设终端锚点为初始条件，追踪航天器采用cw制导和视线制导的策略进入接近段，然后进入包括极速段和安全接近段的平移靠拢段，以完成所述近距离制导；其中，在执行3次所述cw制导后执行所述视线制导。
8.可选地，所述获取追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点，包括：
9.获取所述追踪航天器入轨时的参数信息；
10.根据所述参数信息和预设交会对接时间，确定所述追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点；其中，所述预设交会对接时间不超过2h。
11.可选地，采用等间隔时间脉冲执行3次所述cw制导。
12.可选地，所述执行3次所述cw制导，包括：
13.根据所述追踪航天器采用的cw制导的最大脉冲和标称推力，确定时间间隔；
14.根据所述时间间隔确定所述cw制导的总时间；
15.其中，所述时间间隔和所述总时间通过如下公式确定：
[0016][0017]
t
cw
＝3t
jiange
[0018]
其中，所述t
jiange
用于表示所述时间间隔；所述v
xmax
用于表示所述采用的cw制导在x轴的最大脉冲；所述a
x
用于表示所述采用的cw制导在x轴的标称推力；所述v
ymax
用于表示所述采用的cw制导在y轴的最大脉冲；所述ay用于表示所述采用的cw制导在y轴的标称推力；所述v
zmax
用于表示所述采用的cw制导在z轴的最大脉冲；所述az用于表示所述采用的cw制导在z轴的标称推力；所述t
cw
用于表示所述总时间。
[0019]
可选地，所述平移靠拢段采用直线逼近的标称轨迹控制方法和相平面控制策略；
[0020]
所述极速段在相对测量敏感器的能力下执行，根据所述相对测量敏感器的最大速度测量能力，确定所述极速段的接近速度；其中，所述极速段采用两组异构的相对测量敏感器；
[0021]
所述接近速度为：
[0022]vpingyi
＝0.8
×
max(v
max
)
[0023]
其中，所述v
pingyi
用于表示所述接近速度；所述v
max
用于表示所述相对测量敏感器的最大速度测量能力。
[0024]
可选地，还包括：
[0025]
s1：实时获取所述追踪航天器的天上数据，并根据所述天上数据确定交会对接轨迹；
[0026]
s2：在所述追踪航天器进入所述近距离制导段且执行3次所述cw制导后，确定此时的第一交会对接轨迹，判断所述第一交会对接轨迹是否能安全完成对接任务；若是，则执行步骤s3；否则，向所述追踪航天器发出紧急撤离指令；
[0027]
s3：所述追踪航天器执行所述视线制导，并获取在执行所述视线制导后的第二交会对接轨迹；
[0028]
s4：判断所述第二交会对接轨迹是否能安全完成对接任务；若是，则执行步骤s5；否则，向所述追踪航天器发出紧急撤离指令；
[0029]
s5：所述追踪航天器进入所述极速段，并获取所述追踪航天器在所述极速段中的第三交会对接轨迹；
[0030]
s6：判断所述第三交会对接轨迹是否能安全完成对接任务；若是，所述追踪航天器进入所述安全接近段。
[0031]
第二方面，本发明实施例还提供了一种超快速交会对接近距离制导装置，包括：
[0032]
获取模块，用于获取追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点；
[0033]
制导模块，用于以所述预设终端锚点为初始条件，追踪航天器采用cw制导和视线制导的策略进入接近段，然后进入包括极速段和安全接近段的平移靠拢段，以完成所述近距离制导；其中，在执行3次所述cw制导后执行所述视线制导。
[0034]
可选地，采用等间隔时间脉冲执行3次所述cw制导。
[0035]
第三方面，本发明实施例还提供了一种计算设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现上述任一项所述的超快速交会对接近距离制导方法。
[0036]
第四方面，本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，当所述计算机程序在计算机中执行时，令计算机执行上述任一项所述的超快速交会对接近距离制导方法。
[0037]
本发明实施例提供了一种超快速交会对接近距离制导方法及装置，该方法通过以远距离导引段的预设终端锚点为近距离制导段的接近段的初始条件，将近距离制导段划分为接近段和平移靠拢段，省去了一般交会对接过程中的寻的段，减少了保持点时间等待，通过设计控制策略解决了缩短近距离制导时间的难题，从而极大地缩短了交会对接的时间，并保证了超快速交会对接任务的实现。
附图说明
[0038]
为了更清楚地说明本发明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，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，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。
[0039]
图1是本发明一实施例提供的一种超快速交会对接近距离制导方法的流程图；
[0040]
图2是本发明一实施例提供的一种视线制导角度滞环控制示意图；
[0041]
图3是本发明一实施例提供的近距离接近到对接面内轨迹400米附近的放大示意图；
[0042]
图4是发明一实施例提供的近距离接近到对接面内轨迹平移靠拢段附近的放大示意图；
[0043]
图5是本发明一实施例提供的一种计算设备的硬件架构图；
[0044]
图6是本发明一实施例提供的一种超快速交会对接近距离制导装置结构图。
具体实施方式
[0045]
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0046]
以下为本发明的构思，如图1所示，本发明实施例提供了一种超快速交会对接近距离制导方法，该方法包括：
[0047]
步骤100，获取追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点；
[0048]
步骤102，以所述预设终端锚点为初始条件，追踪航天器采用cw制导和视线制导的策略进入接近段，然后进入包括极速段和安全接近段的平移靠拢段，以完成所述近距离制导；其中，在执行3次所述cw制导后执行所述视线制导。
[0049]
在本发明实施例中，该方法通过以远距离导引段的预设终端锚点为近距离制导段的接近段的初始条件，将近距离制导段划分为接近段和平移靠拢段，省去了一般交会对接过程中的寻的段，减少了保持点时间等待，通过设计控制策略解决了缩短近距离制导时间的难题，从而极大地缩短了交会对接的时间，并保证了超快速交会对接任务的实现。
[0050]
在本发明中，通过精细化设计接近段采用3次cw制导和视线制导，在有效缩短近距离导引段的时间的基础上，降低了追踪航天器的轨迹误差，从而进一步确保超快速交会对接任务的实现。
[0051]
下面描述图1所示的各个步骤的执行方式。
[0052]
在步骤100，获取追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点，包括：
[0053]
获取所述追踪航天器入轨时的参数信息；
[0054]
根据所述参数信息和预设交会对接时间，确定所述追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点；其中，所述预设交会对接时间不超过2h。
[0055]
在一个优选的实施方式中，所述确定所述追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点，包括：
[0056]
根据所述参数信息、远距离两脉冲制导策略和所述预设交会对接时间，初步设置所述追踪航天器在所述终端锚点时所述追踪航天器和所述目标航天器之间的相对高度；
[0057]
根据所述相对高度，确定所述终端锚点的初始值；其中，所述初始值为所述终端锚点相对所述目标航天器的坐标值；
[0058]
将所述初始值作为近距离自主控制段的初始条件，并通过仿真使所述追踪航天器进入所述接近段、所述平移靠拢段以完成与所述目标航天器的对接，得到完成对接时的仿真对接时间；
[0059]
将所述仿真对接时间不超过所述预设交会对接时间的初始值作为分布值；
[0060]
从所述分布值中确定中值，并将所述中值作为所述目标值。
[0061]
在一个更优选的实施方式中，所述终端锚点通过如下公式确定：
[0062]vx
＝-1.5ω0h0[0063][0064]
其中，所述v
x
用于表示所述相对速度；所述ω0用于表示所述目标航天器的轨道角速度；所述h0用于表示相对高度；所述x用于表示所述追踪航天器与所述目标航天器在x方向的相对距离；所述初始值为
[0065]
在本发明实施例中，通过时空折叠原则把整个超快速交会对接任务分为远距离导引段、接近段和平移靠拢段，为了能精准地由远距离导引段进入接近段，需要精确定位远距离导引段的终端锚点位置，因此通过设置多个终端锚点的初始值，并基于设计的包括接近段和平移靠拢段的近距离自主控制段对该超快速交会对接任务进行迭代仿真，并确定每次迭代仿真后的仿真对接时间，若完成对接的仿真对接时间不超过预设交会对接时间，则该仿真对接时间对应的初始值作为分布值并用于确定最终的目标值(即预设终端锚点)。
[0066]
如此，本发明基于超快速交会对接任务，通过对各个终端锚点的初始值进行遍历仿真观测确定其可达性，然后统计具有可达性的初始值，进而确定该终端锚点的目标值，以进一步确保不超过2h的超快速交会对接的顺利完成。同时，还通过迭代仿真，使得终端锚点的目标值既满足远距离导引有限推力下的控制效果，又满足近距离自主控制适应能力弱的特点，具备一定的鲁棒性。
[0067]
具体地，针对2h超快速交会对接任务，追踪航天器的远距离导引段选择两脉冲制导，且在第二脉冲结束后马上进入近距离制导段的400米接近段，以使得追踪航天器位于与目标航天器相对距离400米的保持点。通常400米接近段在正常情况下会提前到达400米保持点，400米接近时间到，若导航正常且位置正常则马上进入平移靠拢段。平移靠拢段采用标称轨迹指标逼近策略，分30米接近(即极速段)和0米接近(安全接近段)两个阶段。
[0068]
更具体地，接近段的cw制导按如下方程描述：
[0069][0070]
其中，x、y、z为cw坐标系下的位置，即追踪航天器与目标航天器的相对位置矢量，ω
ot
为目标航天器的轨道角速度，a
x
、ay、az为追踪航天器三轴的推力加速度；
[0071]
接近段的初始阶段采用cw两脉冲制导，两个脉冲求解如下：
[0072][0073][0074]
其中，t0、tf分别为初始时刻和末端时刻，为cw方程的状态转移矩阵，ρ(t0)、为初始时刻的相对位置和相对速度，ρ(tf)、为末端时刻的相对位置和相对速度。
[0075]
接近段的视线制导按如下方程描述：
[0076][0077]
其中，ρ为追踪航天器与目标航天器之间的视线距离，ω
ξ
ω
η
为视线坐标系两个角度的速度，f
ξ
、f
η
、f
ζ
为视线坐标系三个方向的推力加速度。
[0078]
在一个优选的实施方式中，采用等间隔时间脉冲执行3次所述cw制导。
[0079]
在本发明中，针对2h超快速交会对接任务，远距离导引结束马上执行400米接近段的第一脉冲，由于三轴脉冲分量均可能较大，所以cw制导采用等间隔时间脉冲的策略，以进一步缩短近距离制导的时间。
[0080]
在一个具体的实施方式中，步骤102中执行3次所述cw制导，包括：
[0081]
根据所述追踪航天器采用的cw制导的最大脉冲和标称推力，确定时间间隔；
[0082]
根据所述时间间隔确定所述cw制导的总时间；
[0083]
其中，所述时间间隔和所述总时间通过如下公式确定：
[0084][0085]
t
cw
＝3t
jiange
[0086]
其中，所述t
jiange
用于表示所述时间间隔；所述v
xmax
用于表示所述采用的cw制导在x轴的最大脉冲；所述a
x
用于表示所述采用的cw制导在x轴的标称推力；所述v
ymax
用于表示所述采用的cw制导在y轴的最大脉冲；所述ay用于表示所述采用的cw制导在y轴的标称推力；
所述v
zmax
用于表示所述采用的cw制导在z轴的最大脉冲；所述az用于表示所述采用的cw制导在z轴的标称推力；所述t
cw
用于表示所述总时间。
[0087]
在本发明实施例中，间隔时间的设置需要保证能完成第一脉冲执行，由此根据三轴的最大脉冲和标称推力可以计算得到最大开机时间t
jiange
。同时，为了保证cw制导能执行3次，为视线制导提供合适的初始条件，cw制导总时间不能太长，cw制导总时间的区间范围为[3t
jiange
，4t
jiange
)，优选为3t
jiange
+40s，否则视线制导的时间也会太短甚至会导致无法完成2h超快速交会对接任务。
[0088]
在步骤102中，所述平移靠拢段采用直线逼近的标称轨迹控制方法和相平面控制策略；
[0089]
所述极速段在相对测量敏感器的能力下执行，根据所述相对测量敏感器的最大速度测量能力，确定所述极速段的接近速度；其中，所述极速段采用两组异构的相对测量敏感器；
[0090]
所述接近速度为：
[0091]vpingyi
＝0.8
×
max(v
max
)
[0092]
其中，所述v
pingyi
用于表示所述接近速度；所述v
max
用于表示所述相对测量敏感器的最大速度测量能力。
[0093]
在本发明实施例中，采用直线逼近的标称轨迹控制方法，控制策略采用相平面控制，并分两段设计直线逼近速度，即极速段和安全接近段。其中，极速段速度设计在相对测量敏感器能力下执行，通过采用两组异构的相对测量敏感器，并通过上述公式确定最大接近速度v
pingyi
，能在保证安全性的高精度下进一步缩短极速段的飞行时间。其中，安全接近段则与现有的一般交会对接任务一致，保证了系统的可靠性。
[0094]
针对2h超快速交会对接任务，其每个飞行段基本是无缝衔接的，整个过程中某个环节和位置的超差都可能导致任务失败。追踪航天器上的软件本身具备判断和紧急撤离的能力，为了保证偏离正常工况不大的情况下也能完成任务，且追踪航天器上安全自主能力相对弱些，主要由地面完成安全判断。
[0095]
因此，在一个优选的实施方式中，还包括对近距离制导段的安全策略设计：
[0096]
s1：实时获取所述追踪航天器的天上数据，并根据所述天上数据确定交会对接轨迹；
[0097]
s2：在所述追踪航天器进入所述近距离制导段且执行3次所述cw制导后，确定此时的第一交会对接轨迹，判断所述第一交会对接轨迹是否能安全完成对接任务；若是，则执行步骤s3；否则，向所述追踪航天器发出紧急撤离指令；
[0098]
s3：所述追踪航天器执行所述视线制导，并获取在执行所述视线制导后的第二交会对接轨迹；
[0099]
s4：判断所述第二交会对接轨迹是否能安全完成对接任务；若是，则执行步骤s5；否则，向所述追踪航天器发出紧急撤离指令；
[0100]
s5：所述追踪航天器进入所述极速段，并获取所述追踪航天器在所述极速段中的第三交会对接轨迹；
[0101]
s6：判断所述第三交会对接轨迹是否能安全完成对接任务；若是，所述追踪航天器进入所述安全接近段。
[0102]
在本发明实施例中，地面控制系统实时遥测追踪航天器的天上数据，并根据该天上数据外推其交会对接轨迹，在追踪航天器进入近距离制导段后，若初始条件超差严重，且三个cw脉冲执行后，地面控制系统仍预示交会对接轨迹无法完成任务或有不安全隐患的，地面发紧急撤离指令。若此时交会对接轨迹正常，则进行视线制导，视线制导过程中若出现非正常连续制导和控制，则由地面发紧急撤离指令。若此时交会对接轨迹正常，则进入极速段。若极速段的相对测量敏感器无法提供相对测量或预设交会对接轨迹偏离标称轨迹过多，由地面发紧急撤离指令。
[0103]
举例说明如下：以某任务2h超快速交会对接近距离制导和轨迹设计为例。其近距离制导段分为400米接近段、30米极速段和0米安全接近段。
[0104]
追踪航天器进入近距离制导段，先采用cw制导执行三个脉冲，其中第一个脉冲为主脉冲，第二、第三脉冲为修正脉冲。第三脉冲结束根据位置和时间判断进入视线制导，视线制导采用开关控制，角度控制如图2所示，该追踪航天器在400米附近的轨迹放大图如图3所示。平移靠拢段采用标称轨迹跟踪策略，采用相平面进行控制，分30米极速段和0米安全接近段，追踪航天器在安全接近段结束后进入最终的对接阶段，完成2h超快速交会对接，其中最后对接阶段的轨迹放大图如图4所示。
[0105]
如图5、图6所示，本发明实施例提供了一种超快速交会对接近距离制导装置。装置实施例可以通过软件实现，也可以通过硬件或者软硬件结合的方式实现。从硬件层面而言，如图5所示，为本发明实施例提供的一种超快速交会对接近距离制导装置所在计算设备的一种硬件架构图，除了图5所示的处理器、内存、网络接口、以及非易失性存储器之外，实施例中装置所在的计算设备通常还可以包括其他硬件，如负责处理报文的转发芯片等等。以软件实现为例，如图6所示，作为一个逻辑意义上的装置，是通过其所在计算设备的cpu将非易失性存储器中对应的计算机程序读取到内存中运行形成的。本实施例提供的一种超快速交会对接近距离制导装置，包括：
[0106]
获取模块600，用于获取追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点；
[0107]
制导模块602，用于以所述预设终端锚点为初始条件，追踪航天器采用cw制导和视线制导的策略进入接近段，然后进入包括极速段和安全接近段的平移靠拢段，以完成所述近距离制导；其中，在执行3次所述cw制导后执行所述视线制导。
[0108]
在一些具体的实施方式中，获取模块600可用于执行上述步骤100，制导模块602可用于执行上述步骤102。
[0109]
在一些具体的实施方式中，采用等间隔时间脉冲执行3次所述cw制导。
[0110]
在一些具体的实施方式中，获取模块600还用于执行如下操作：
[0111]
获取所述追踪航天器入轨时的参数信息；
[0112]
根据所述参数信息和预设交会对接时间，确定所述追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点；其中，所述预设交会对接时间不超过2h。
[0113]
在一些具体的实施方式中，制导模块602还用于执行如下操作：
[0114]
根据所述追踪航天器采用的cw制导的最大脉冲和标称推力，确定时间间隔；
[0115]
根据所述时间间隔确定所述cw制导的总时间；
[0116]
其中，所述时间间隔和所述总时间通过如下公式确定：
[0117][0118]
t
cw
＝3t
jiange
[0119]
其中，所述t
jiange
用于表示所述时间间隔；所述v
xmax
用于表示所述采用的cw制导在x轴的最大脉冲；所述a
x
用于表示所述采用的cw制导在x轴的标称推力；所述v
ymax
用于表示所述采用的cw制导在y轴的最大脉冲；所述ay用于表示所述采用的cw制导在y轴的标称推力；所述v
zmax
用于表示所述采用的cw制导在z轴的最大脉冲；所述az用于表示所述采用的cw制导在z轴的标称推力；所述t
cw
用于表示所述总时间。
[0120]
在一些具体的实施方式中，制导模块602还用于执行如下操作：
[0121]
所述平移靠拢段采用直线逼近的标称轨迹控制方法和相平面控制策略；
[0122]
所述极速段在相对测量敏感器的能力下执行，根据所述相对测量敏感器的最大速度测量能力，确定所述极速段的接近速度；其中，所述极速段采用两组异构的相对测量敏感器；
[0123]
所述接近速度为：
[0124]vpingyi
＝0.8
×
max(v
max
)
[0125]
其中，所述v
pingyi
用于表示所述接近速度；所述v
max
用于表示所述相对测量敏感器的最大速度测量能力。
[0126]
在一些具体的实施方式中，该装置还包括安全模块，安全模块用于执行如下操作：
[0127]
s1：实时获取所述追踪航天器的天上数据，并根据所述天上数据确定交会对接轨迹；
[0128]
s2：在所述追踪航天器进入所述近距离制导段且执行3次所述cw制导后，确定此时的第一交会对接轨迹，判断所述第一交会对接轨迹是否能安全完成对接任务；若是，则执行步骤s3；否则，向所述追踪航天器发出紧急撤离指令；
[0129]
s3：所述追踪航天器执行所述视线制导，并获取在执行所述视线制导后的第二交会对接轨迹；
[0130]
s4：判断所述第二交会对接轨迹是否能安全完成对接任务；若是，则执行步骤s5；否则，向所述追踪航天器发出紧急撤离指令；
[0131]
s5：所述追踪航天器进入所述极速段，并获取所述追踪航天器在所述极速段中的第三交会对接轨迹；
[0132]
s6：判断所述第三交会对接轨迹是否能安全完成对接任务；若是，所述追踪航天器进入所述安全接近段。
[0133]
可以理解的是，本发明实施例示意的结构并不构成对一种超快速交会对接近距离制导装置的具体限定。在本发明的另一些实施例中，一种超快速交会对接近距离制导装置可以包括比图示更多或者更少的部件，或者组合某些部件，或者拆分某些部件，或者不同的部件布置。图示的部件可以以硬件、软件或者软件和硬件的组合来实现。
[0134]
上述装置内的各模块之间的信息交互、执行过程等内容，由于与本发明方法实施例基于同一构思，具体内容可参见本发明方法实施例中的叙述，此处不再赘述。
[0135]
本发明实施例还提供了一种计算设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储
有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现本发明任一实施例中的一种超快速交会对接近距离制导方法。
[0136]
本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序在被处理器执行时，使所述处理器执行本发明任一实施例中的一种超快速交会对接近距离制导方法。
[0137]
具体地，可以提供配有存储介质的系统或者装置，在该存储介质上存储着实现上述实施例中任一实施例的功能的软件程序代码，且使该系统或者装置的计算机(或cpu或mpu)读出并执行存储在存储介质中的程序代码。
[0138]
在这种情况下，从存储介质读取的程序代码本身可实现上述实施例中任何一项实施例的功能，因此程序代码和存储程序代码的存储介质构成了本发明的一部分。
[0139]
用于提供程序代码的存储介质实施例包括软盘、硬盘、磁光盘、光盘(如cd-rom、cd-r、cd-rw、dvd-rom、dvd-ram、dvd-rw、dvd+rw)、磁带、非易失性存储卡和rom。可选择地，可以由通信网络从服务器计算机上下载程序代码。
[0140]
计算机可读的信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了计算机可读的程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。计算机可读的信号介质还可以是计算机可读存储介质以外的任何计算机可读介质，该计算机可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、系统或者器件使用或者与其结合使用的程序。
[0141]
计算机可读介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括、但不限于无线、电线、光缆、rf等等，或者上述的任意合适的组合。
[0142]
可以以一种或多种程序设计语言或其组合来编写用于执行本发明操作的计算机程序代码，所述程序设计语言包括面向对象的程序设计语言—诸如java、smalltalk、c++，还包括常规的过程式程序设计语言—诸如“c”语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户计算机上执行、部分地在用户计算机上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算机上部分在远程计算机上执行、或者完全在远程计算机或服务器上执行。在涉及远程计算机的情形中，远程计算机可以通过任意种类的网络，包括局域网(lan)或广域网(wan)，连接到用户计算机，或者，可以连接到外部计算机(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。
[0143]
此外，应该清楚的是，不仅可以通过执行计算机所读出的程序代码，而且可以通过基于程序代码的指令使计算机上操作的操作系统等来完成部分或者全部的实际操作，从而实现上述实施例中任意一项实施例的功能。
[0144]
此外，可以理解的是，将由存储介质读出的程序代码写到插入计算机内的扩展板中所设置的存储器中或者写到与计算机相连接的扩展模块中设置的存储器中，随后基于程序代码的指令使安装在扩展板或者扩展模块上的cpu等来执行部分和全部实际操作，从而实现上述实施例中任一实施例的功能。
[0145]
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，
而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
…”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同因素。
[0146]
本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储在计算机可读取的存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：rom、ram、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质中。
[0147]
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

技术特征：
1.一种超快速交会对接近距离制导方法，其特征在于，包括：获取追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点；以所述预设终端锚点为初始条件，追踪航天器采用cw制导和视线制导的策略进入接近段，然后进入包括极速段和安全接近段的平移靠拢段，以完成所述近距离制导；其中，在执行3次所述cw制导后执行所述视线制导。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点，包括：获取所述追踪航天器入轨时的参数信息；根据所述参数信息和预设交会对接时间，确定所述追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点；其中，所述预设交会对接时间不超过2h。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，采用等间隔时间脉冲执行3次所述cw制导。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述执行3次所述cw制导，包括：根据所述追踪航天器采用的cw制导的最大脉冲和标称推力，确定时间间隔；根据所述时间间隔确定所述cw制导的总时间；其中，所述时间间隔和所述总时间通过如下公式确定：t
cw
＝3t
jiange
其中，所述t
jiange
用于表示所述时间间隔；所述v
xmax
用于表示所述采用的cw制导在x轴的最大脉冲；所述a
x
用于表示所述采用的cw制导在x轴的标称推力；所述v
ymax
用于表示所述采用的cw制导在y轴的最大脉冲；所述a
y
用于表示所述采用的cw制导在y轴的标称推力；所述v
zmax
用于表示所述采用的cw制导在z轴的最大脉冲；所述a
z
用于表示所述采用的cw制导在z轴的标称推力；所述t
cw
用于表示所述总时间。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述平移靠拢段采用直线逼近的标称轨迹控制方法和相平面控制策略；所述极速段在相对测量敏感器的能力下执行，根据所述相对测量敏感器的最大速度测量能力，确定所述极速段的接近速度；其中，所述极速段采用两组异构的相对测量敏感器；所述接近速度为：v
pingyi
＝0.8
×
max(v
max
)其中，所述v
pingyi
用于表示所述接近速度；所述v
max
用于表示所述相对测量敏感器的最大速度测量能力。6.根据权利要求1至5中任一所述的方法，其特征在于，还包括：s1：实时获取所述追踪航天器的天上数据，并根据所述天上数据确定交会对接轨迹；s2：在所述追踪航天器进入所述近距离制导段且执行3次所述cw制导后，确定此时的第一交会对接轨迹，判断所述第一交会对接轨迹是否能安全完成对接任务；若是，则执行步骤s3；否则，向所述追踪航天器发出紧急撤离指令；s3：所述追踪航天器执行所述视线制导，并获取在执行所述视线制导后的第二交会对接轨迹；
s4：判断所述第二交会对接轨迹是否能安全完成对接任务；若是，则执行步骤s5；否则，向所述追踪航天器发出紧急撤离指令；s5：所述追踪航天器进入所述极速段，并获取所述追踪航天器在所述极速段中的第三交会对接轨迹；s6：判断所述第三交会对接轨迹是否能安全完成对接任务；若是，所述追踪航天器进入所述安全接近段。7.一种超快速交会对接近距离制导装置，其特征在于，包括：获取模块，用于获取追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点；制导模块，用于以所述预设终端锚点为初始条件，追踪航天器采用cw制导和视线制导的策略进入接近段，然后进入包括极速段和安全接近段的平移靠拢段，以完成所述近距离制导；其中，在执行3次所述cw制导后执行所述视线制导。8.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，采用等间隔时间脉冲执行3次所述cw制导。9.一种计算设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现如权利要求1-6中任一项所述的方法。10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，当所述计算机程序在计算机中执行时，令计算机执行权利要求1-6中任一项所述的方法。

技术总结
本发明提供了一种超快速交会对接近距离制导方法及装置，该方法包括：获取追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点；以预设终端锚点为初始条件，追踪航天器采用CW制导和视线制导的策略进入接近段，然后进入包括极速段和安全接近段的平移靠拢段，以完成近距离制导；其中，在执行3次CW制导后执行视线制导。本方案提供的超快速交会对接近距离制导方法省去了寻的段，减少了近距离制导时间，能实现2h超快速交会对接。交会对接。交会对接。


技术研发人员：陈长青 张强 刘宗玉 解永春 胡海霞 苏晏
受保护的技术使用者：北京控制工程研究所
技术研发日：2023.06.13
技术公布日：2023/8/5