一种弱稳定边界区域内航天器编队飞行方法技术

本发明专利技术一种弱稳定边界区域内航天器编队飞行方法，1)在日‑地‑月‑航天器四体模型下求解基于弱稳定边界性质的主航天器地‑月低能转移轨道；2)推导日‑地‑月‑航天器四体模型下伴飞航天器的相对动力学方程；3)设计哈密顿结构保型控制器；4)求解得到伴飞航天器的有界相对飞行轨道；5)结合步骤1)得到的主航天器地‑月低能转移轨道，实现主航天器与伴飞航天器编队飞行轨道的规划。本发明专利技术提升编队飞行基本动力学模型精度，在编队控制时考虑引力环境变化的因素；同时提出一个基于哈密顿结构保型控制器编队飞行控制方法用于生成地‑月低能转移过程中的有界相对飞行轨道。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种在限制性日-地-月-航天器四体模型下基于不稳定边界域内地月低能转移轨道的航天器编队飞行方法，特别是基于哈密顿结构保型控制器的多航天器编队控制方法。
技术介绍
航天器编队飞行是指通过利用多颗小型航天器之间的相互通信和协同工作，实现一个大型空间飞行器的功能，甚至完成一些传统大型航天器所无法实现的复杂空间任务。相比于普通的单航天器，多航天器编队技术具有以下四方面的重要优势：优化航天器系统的整体性；提升航天器系统的可靠性；增强航天器系统的适应性；降低航天器系统的设计成本。多航天器编队飞行在深空探测、导航定位、电子侦察、立体成像等领域都具有广泛的应用前景。利用弱稳定边界的性质设计地-月之间的低能转移轨道或太阳系内的星际低能转移轨道是近年来天体动力学领域研究的一项热点。区别于传统的霍曼转移轨道，基于弱稳定边界性质的低能转移轨道最突出的优势即在于达到相同的飞行任务要求时其对应的燃料消耗更小，此外，它还可以为飞行任务提供更长的发射周期和轨道转移时间，优化环月轨道设计。基于弱稳定边界性质的地-月低能转移轨道已被成功应用于美国宇航局(NASA)2011年的“重力场还原和内部实验室”任务(GRAIL)，该任务的主要目标是通过两颗航天器在环月轨道附近的编队飞行和在轨测量，分析月壳到月核的结构进而加深对月球非对称性热演化过程的理解。但是在该任务中长达近三个月的转移时间里，两颗航天器只是进行了相互独立的地-月转移飞行，并没有进行其他任何有关编队飞行的测量活动。而如果将传统的编队飞行方法利用到地-月转移过程中，也存在以下的几方面问题：(1)传统编队方法对应的基本动力学模型难以满足地-月转移的需要。传统编队方法更多建立在二体问题中的开普勒轨道和限制性三体问题中的非开普勒轨道，通过线性化模型的方式达到理想的控制精度。而基于弱稳定边界性质的地-月低能转移轨道其设计和推导是基于日-地-月-航天器的四体问题模型，非线性度进一步增加，编队难度和控制精度的要求也进一步增加。(2)传统编队方法难以适应地-月转移过程复杂的引力和空间环境变化。传统的编队方法更多实现在近星体的飞行轨道(如环地球轨道和环月轨道)，其轨道对应特点是引力变化范围较小、空间环境(包括空间的电磁环境、热环境、行星的大气环境)变化不复杂。而基于弱稳定边界性质的地-月低能转移轨道其平均轨道半径达到了4个地-月距离，对应的引力环境变化和电磁环境变化都超出了传统的近地编队飞行模型可承受的变化范围。传统的编队控制方法对于地-月转移过程中的编队控制效果不理想。传统的编队控制方法更多时基于经典的比例-积分-微分控制器(PID)，虽然其在工程控制实践中有较广泛的应用，但是由于其误差积分反馈的引入有很多副作用，同时其给出的控制量是误差在过去、现在和未来三个状态下的线性组合，这一线形组合在基于弱稳定边界性质的地-月低能转移编队飞行这一典型的非线性四体问题中的组合效果有待进一步探讨。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：克服以上缺点，提供一种弱稳定边界域内的航天器编队飞行方法，提升编队飞行基本动力学模型精度，在编队控制时考虑引力环境变化的因素；同时提出一个基于哈密顿结构保型控制器编队飞行控制方法用于生成地-月低能转移过程中的有界相对飞行轨道。本专利技术的技术方案是：一种弱稳定边界区域内航天器编队飞行方法，步骤如下：1)在日-地-月-航天器四体模型下求解基于弱稳定边界性质的主航天器地-月低能转移轨道；2)推导日-地-月-航天器四体模型下伴飞航天器的相对动力学方程；3)设计哈密顿结构保型控制器；4)求解得到伴飞航天器的有界相对飞行轨道；5)结合步骤1)得到的主航天器地-月低能转移轨道，实现主航天器与伴飞航天器编队飞行轨道的规划。步骤1)中求解基于弱稳定边界性质的主航天器地-月低能转移轨道的具体方法如下：11)在地-月旋转坐标系内建立日-地-月-航天器四体模型，利用分析力学或经典力学的方法建立下该四体模型下的主航天器动力学方程，形式如下： r ·· - 2 J r · = ∂ U ∂ r ; ]]>其中，为主航天器位置矢量r的二阶导数，J为辛矩阵，为主航天器位置矢量r的一阶导数，U为地-月旋转坐标系内日-地-月-航天器四体模型的拟势函数。12)以可以被月球引力场弹道捕获的位置和相应速度作为积分初值，对步骤11)获得的主航天器动力学方程关于时间进行逆向积分，获得可以到达地球附近的月-地转移轨迹；13)利用微分修正的方法，以步骤12)中逆向积分的初值为已知量，积分终点位置与地球的距离为修正量，修正步骤12)获得的月-地转移轨迹，使转移轨道终点与地球的距离小于0.026个长度单位，记录经过微分修正后的月-地转移轨迹终点的位置和速度；14)将经过微分修正后的月-地转移轨迹终点的位置和速度作为积分初值，对步骤11)得到主航天器动力学方程关于时间进行正向积分，获得基于弱稳定边界性质的主航天器地-月低能转移轨道。步骤2)中日-地-月-航天器四体模型下伴飞航天器的相对动力学方程的形式如下： Δ r · Δ r ·· = 0 I U r r 2 J Δ r Δ r · 本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种弱稳定边界区域内航天器编队飞行方法，其特征在于步骤如下：1)在日‑地‑月‑航天器四体模型下求解基于弱稳定边界性质的主航天器地‑月低能转移轨道；2)推导日‑地‑月‑航天器四体模型下伴飞航天器的相对动力学方程；3)设计哈密顿结构保型控制器；4)求解得到伴飞航天器的有界相对飞行轨道；5)结合步骤1)得到的主航天器地‑月低能转移轨道，实现主航天器与伴飞航天器编队飞行轨道的规划。

【技术特征摘要】
1.一种弱稳定边界区域内航天器编队飞行方法，其特征在于步骤如下：1)在日-地-月-航天器四体模型下求解基于弱稳定边界性质的主航天器地-月低能转移轨道；2)推导日-地-月-航天器四体模型下伴飞航天器的相对动力学方程；3)设计哈密顿结构保型控制器；4)求解得到伴飞航天器的有界相对飞行轨道；5)结合步骤1)得到的主航天器地-月低能转移轨道，实现主航天器与伴飞航天器编队飞行轨道的规划。2.根据权利要求1所述的一种弱稳定边界区域内航天器编队飞行方法，其特征在于：步骤1)中求解基于弱稳定边界性质的主航天器地-月低能转移轨道的具体方法如下：11)在地-月旋转坐标系内建立日-地-月-航天器四体模型，利用分析力学或经典力学的方法建立下该四体模型下的主航天器动力学方程，形式如下： r ·· - 2 J r · = ∂ U ∂ r ; ]]>其中，为主航天器位置矢量r的二阶导数，J为辛矩阵，为主航天器位置矢量r的一阶导数，U为地-月旋转坐标系内日-地-月-航天器四体模型的拟势函数。12)以可以被月球引力场弹道捕获的位置和相应速度作为积分初值，对步骤11)获得的主航天器动力学方程关于时间进行逆向积分，获得可以到达地球附近的月-地转移轨迹；13)利用微分修正的方法，以步骤12)中逆向积分的初值为已知量，积分终点位置与地球的距离为修正量，修正步骤12)获得的月-地转移轨迹，使转移轨道终点与地球的距离小于0.026个长度单位，1长度单位＝384400km；记录经过微分修正后的月-地转移轨迹终点的位置和速度；14)将经过微分修正后的月-地转移轨迹终点的位置和速度作为积分初值，对步骤11)得到主航天器动力学方程关于时间进行正向积分，获得基于弱稳定边界性质的主航天器地-月低能转移轨道。3.根据权利要求1所述的一种弱稳定边界区域内航天器编队飞行方法，其特征在于：步骤2)中日-地-月-航天器四体模型下伴飞航天器的相对动力学方程的形式如下： Δ r · Δ r ·· = 0 I U r r 2 J Δ r Δ r · + 0 o ( Δ r ) ; ]]>其中，为从主航天器到伴飞航天器的位置矢量Δr的二阶导数，J为辛矩阵，为从主航天器到伴飞航天器的位置矢量Δr的一阶导数，o(Δr)为从主航天器到伴飞航天器的位置矢量Δr的高阶项，Urr为日-地-月-航天器四体模型下拟势函数的雅可比矩阵。4.根据权利要求3所述的一种弱稳定边界区域内航天器编队飞行方法，其特征在于：步骤3)中哈密顿结构保型控制器的具体设计方法为：31)略去伴飞航天器相对动力学方程中的高阶项，得到线性化的相对动力学方程，形式如下： Δ r · Δ r ·· = 0 I U r r 2 J Δ r Δ r · ; ]]>32)上述线性化相对动力学方程对应了一个非受控的动力学系统，此系统的状态转移时段为步骤1)求得的主航天器地-月低能转移轨道对应的时段，将此非受控动力学系统的状态转移矩阵记为Φ，其形式如下： Φ = 0 I U r r 2 J ; ]]>计算获得此非受控系统在其状态转移时段内每个时间点的状态转移矩阵的6个特征值及这6个特征值分别对应的特征向量；33)将步骤32)中求出的每个时间点状态转移矩阵的6个特征值按其共轭情况分组，两两一组，分为三组；三个特征值组按照其分别对应的平衡点的类
\t型进行排序，对应中心点型平衡点的特征值组在后，对应非中心点型平衡点的特征值组在前，对应同一类型平衡点的特征值组的先后顺序无要求；每个特征值组内按照虚部的正负情况进行排序，虚部为正的特征值在前，虚部为负的特征值在后，完成每个时间点状态转移矩阵的特征值和特征值组的排序，将排序后的特征值依次记为特征值1至特征值6，排序后的特征值组对应的平衡点依次记为平衡点1至平衡点3；34)根据步骤32)中非受控动力学系统的状态转移时段内各分时段对应的平衡点类型的不同，将主航天器地-月转移过程分为五个阶段，按时间先后顺序排列如下：第一阶段：靠近地球的、平衡点为1个鞍点+2个中心点的...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐明，付小宇，林名培，贾向华，马越辰，王召辉，潘晓，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11