[發明專利]一種基于狀態量反饋的小推力跟蹤制導方法

有效

• 申請號: 201410073905.1
• 申請日: 2014-02-28
• 公開（公告）號: CN103853047B
• 公開（公告）日: 2018-01-09
• 發明（設計）人: 韓潮;黃鎬;李鑒;張冉
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 北京永創新實專利事務所11121
• 代理人: 李有浩

技術領域

本發明屬于航天飛行器軌道控制技術領域，尤其是涉及一種基于狀態量的小推力跟蹤制導方法。

背景技術

小推力離子發動機相較于傳統化學推進發動機來，以其高比沖、長壽命、高可靠性的特點，在星際航行、軌道提升和軌道轉移、地球靜止軌道衛星的站位保持等領域有著廣泛的應用前景。

與小推力行星際軌道轉移不同，地球靜止軌道轉移通常包含上百圈的中途轉移軌道，對最優轉移軌道設計和制導都提出了很大的挑戰。最優轉移軌道設計通常是以時間最優或燃料最優為優化目標，通過直接法或間接法求解得到開環的最優控制律。如果直接將開環最優控制律作用于航天器，由于航天器控制系統本身及外界環境的不確定性干擾，將導致航天器偏離原來設計的最優轉移軌道，即便在設計最優控制律時考慮精細的動力學模型，但實際過程中必然會遇到無法預知的擾動，依然無法保證最后能到達預定的目標軌道。對于長時間多圈的地球靜止軌道射入問題來講，該問題尤甚，設計一套反饋的制導方法尤為必要。

傳統的跟蹤制導方法都是基于時間相關的，即在設計參考軌道階段充分考慮推力發動機的冗余，在制導跟蹤階段跟蹤特定時間下參考軌道參數的變化量；傳統跟蹤控制思路簡單，未全面考慮控制能力約束，且無法保證最優性。

發明內容

為了解決小推力長時間多圈的地球靜止軌道射入問題，本發明提出了一種基于狀態量反饋的小推力跟蹤制導方法。該方法是將多圈的連續推力軌道機動優化問題轉化為一系列單圈的參考軌道跟蹤控制問題來解決。通過構造與時間無關的狀態量參考軌道，設計出單圈控制律，從而實現狀態量參考軌道的跟蹤。

本發明是一種基于狀態量反饋的小推力跟蹤制導方法，該方法包括有構建航天器從初始軌道轉移到目標軌道的時間最優轉移軌道步驟；在時間最優轉移軌道基礎上設計時間最優狀態量參考軌道的步驟；構造單圈內最優控制問題，設計出單圈控制律的步驟。

本發明基于狀態量反饋的小推力跟蹤制導方法的優點在于：

①本發明方法消除了傳統跟蹤制導方法與時間的相關性，構造了與軌道狀態量相關的跟蹤參考軌道。

②本發明方法將多圈的連續推力軌道轉移問題轉換成一系列單圈的狀態量參考軌道跟蹤問題，從而實現了閉環的軌道跟蹤控制。

③本發明通過跟蹤狀態量參考軌道，能夠充分考慮推進器的變軌能力，保證了跟蹤方案的最優性。

④本發明在求解單圈跟蹤控制問題時，能夠通過多種方法找到最優控制律，具有跟蹤狀態量參考軌道多元性和單圈最優控制設計多樣性的特點。

附圖說明

圖1是航天器飛行動力學原理中對軌道要素定義的示意圖。

圖1A是衛星軌道姿態動力學與控制中對軌道要素定義的示意圖。

圖2A是本發明中軌道偽半長軸與狀態量參考軌道示意圖。

圖2B是本發明中軌道傾角與狀態量參考軌道示意圖。

圖2C是本發明中軌道偏心率與狀態量參考軌道示意圖。

圖3是應用本發明基于狀態量反饋的小推力跟蹤制導進行軌道轉移的流程圖。

具體實施方式

下面將結合附圖和實施例對本發明做進一步的詳細說明。

在1995年12月第1版《航天器飛行動力學原理》，肖業倫編著，第44頁的圖2-13軌道要素定義中，一般衛星軌道包括有六個要素，即軌道偏心率e、軌道半長軸a、近地點幅角ω、緯度幅角u、軌道傾角i和軌道升交點赤經Ω。

在本發明中，在時間最優的參考軌道O下的軌道轉移任務時間記為T_最優，在實際轉移軌道Q下的軌道轉移任務時間記為T_實際，軌道轉移的任意一時刻記為t_s。

實際轉移軌道記為Q，則構建所述Q所涉及到的軌道要素分別記為軌道半長軸a^Q、偏心率e^Q、軌道傾角i^Q、升交點赤經Ω^Q、近地點幅角ω^Q和真近點角θ^Q；任意一個時刻t_s下的實際轉移軌道為Q(t_s)＝{a^Q,e^Q,i^Q,Ω^Q,ω^Q,θ^Q}，實際轉移軌道的狀態量的橫軸為T_實際。