一种基于参数优化的航天器单脉冲水滴形绕飞轨迹悬停控制方法技术

一种基于参数优化的航天器单脉冲水滴形绕飞轨迹悬停控制方法，属于航天器轨道控制技术领域。本发明专利技术解决了现有的定点悬停方法要求控制量是连续的；现有的单脉冲水滴形绕飞方法来实现悬停，没有考虑由于悬停时间较长，悬停在目标航天器轨道平面的追踪航天器的燃料消耗的问题。技术方案为：目标航天器处于圆形高轨轨道，相对位置范围有上下边界，本发明专利技术采用带参数优化的单脉冲水滴形绕飞轨迹方案来实现，在基于hill方程的相对运动坐标系下考虑，只要在使整个水滴形轨迹都满足悬停的位置范围要求基础上，找到使性能指标值即燃料消耗最小的方案即可。本发明专利技术主要用于航天器的轨道控制。

【技术实现步骤摘要】
一种基于参数优化的航天器单脉冲水滴形绕飞轨迹悬停控 制方法
本专利技术涉及航天器的近距离相对轨道运动控制方法，尤其涉及悬停控制方法，属 于航天器轨道控制
。
技术介绍
当今航天领域的一个重要研究热点就是航天器的近距离相对轨道运动控制，航天 器的相对轨道运动是研究一个航天器（追踪航天器）处于另一个航天器（目标航天器）周 围的持续运动规律。常被应用到编队飞行、在轨维护、交会对接、跟踪监视等空间任务。目前 最常用的相对轨道运动形式有悬停（追踪航天器与目标航天器保持相对位置始终不变）、 伴随飞行（追踪航天器围绕目标航天器附近某点进行封闭轨迹飞行）和绕飞（伴随飞行的 一种特殊情况，封闭轨迹的中心是目标航天器）等[1]。 在实际工程中，由于航天器受到各种各样的摄动力的影响，运动规律变得非常复 杂，真正意义上的悬停是不可能实现的。然而如果工程中只要求追踪航天器在一定时间 内其位置限制在某个范围内，而相对速度不作过多的要求，这种广义上的悬停是可以实现 的[2]。 现有的定点悬停多用于航天器的交会对接中，或其他要求两航天器相对位置较严 格地保持不变的场合。从hill方程或两体问题轨道动力学模型出发，可以获得实现定点悬 停的开环控制方案[5_7]，通过运用一些常用的控制方法，如PID控制、最优控制、变结构控制 等，也可以获得相应的闭环控制方案[8<，但无论是开环控制方案还是闭环控制方案，所施 加的控制量都是连续的，连续控制要求发动机连续工作，造成燃料的持续消耗，而且由于姿 态、轨道耦合控制问题的存在，影响航天器同时进行一些姿态指向的空间任务。 现有的单脉冲水滴形绕飞方法多用于局部限制轨迹，所谓局部限制轨迹，是指将 相对运动轨迹限制在目标航天器附近的某个特定区域内[4]。若用该方法来实现一定范围内 的悬停，只需满足轨迹在空间范围约束内即可，不需要考虑燃料消耗的问题。
技术实现思路
本专利技术的目的是提出一种基于参数优化的单脉冲水滴形绕飞轨迹悬停控制方法， 以解决针对现有的定点悬停方法要求控制量是连续的；现有的单脉冲水滴形绕飞方法来实 现悬停，没有考虑由于悬停时间较长，悬停在目标航天器轨道平面的追踪航天器的燃料消 耗的问题。 本专利技术为解决上述技术问题所采用的技术方案是： 本专利技术所述的一种基于参数优化的单脉冲水滴形绕飞轨迹悬停控制方法，是按照 以下步骤实现的： 所述方法中的坐标系进行如下定义：在相对坐标系即轨道坐标系s-xyz中：坐标 原点S与目标航天器的质心固连并随其沿轨道运动，X轴与目标航天器的地心矢量rs重合， 由地心指向S，y轴在目标航天器的轨道面内垂直于x轴，并指向运动方向，z轴与x轴，y轴 组成直角右手坐标系； 其特征在于所述方法包括以下步骤： 步骤一、选取追踪航天器平均燃料消耗形式的性能指标，即如下目标函数，并使如 下目标函数取得极小值本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于参数优化的航天器单脉冲水滴形绕飞轨迹悬停控制方法，对所述方法中的坐标系进行如下定义：在相对坐标系即轨道坐标系s‑xyz中：坐标原点s与目标航天器的质心固连并随其沿轨道运动，x轴与目标航天器的地心矢量rs重合，由地心指向s，y轴在目标航天器的轨道面内垂直于x轴，并指向运动方向，z轴与x轴，y轴组成直角右手坐标系；其特征在于所述方法包括以下步骤：步骤一、选取追踪航天器平均燃料消耗形式的性能指标，即如下目标函数，并使如下目标函数取得极小值J=|Δv|β---(5)]]>其中，Δv——维持水滴形绕飞轨迹所需要施加的速度脉冲增量；β——追踪航天器水滴形绕飞轨迹的周期Tw与目标航天器的轨道周期T的比值；步骤二、选取使步骤一所述目标函数取得极小值的决策变量；具体过程为：追踪航天器在水滴形绕飞轨迹中的x方向位置极限点A满足的绕飞条件如下：x·0=-3πβsinπβ4sinπβ-3πβcosπβnx0y·0=6(πβcosπ&beta;-sinπβ)4sinπβ-3πβcosπβnx0---(3)]]>其中，A点也为速度脉冲施加点，x0,y0——追踪航天器在A点的相对位置分量；——追踪航天器在A点的相对线速度分量；n——目标航天器的平均轨道角速度；每经过周期Tw，维持水滴形绕飞轨迹所需要施加的速度脉冲增量为Δv=2x·0---(4)]]>结合式(3)、式(4)和式(5)，选取A点的相对位置分量x0和β作为决策变量；步骤三、求取使步骤一所述目标函数达到极小值需满足的约束条件；具体过程为：当不施加主动控制时，xy平面内的状态转移方程为xyx·y·=4-3cosnt0sinntn2(1-cosnt)n6(sinnt-nt)12(cosnt-1)n4sinntn-3t3nsinnt0cosnt2sinnt6n(cosnt-1)0-2sinnt4cosnt-3x0y0x·0y·0---(39)]]>其中，x,y——追踪航天器在相对坐标系中的位置分量；——追踪航天器在相对坐标系中的线速度分量；对于除A点之外的另一个x方向的位置极限点C，由式(39)可知x·=3nx0sin nt+x·0cos nt+2y·0sin nt---(43)]]>令式(43)的值为0，解得到达C点的时间tC，将其代入式(39)，求得C点相对位置的分量xC；同理，由(39)也可知y·=6nx0(cos nt-1)-2x·0sin nt+y·0(4cos nt-3)---(44)]]>令式(44)的值为0，解得到达y方向的位置极限点B,D的时间tB,tD，将其代入式(39)，求得B,D点相对位置的分量yB,yD；yB,xC,yD的表达式如下tC=1narccos(3nx0+2y·0(3nx0+2y·0)2+(x·0)2)xC=(4-3cosntC)x0+sinntCnx·0+2(1-cosntC)ny·0tB,D=1n[arccos(6nx0+4y·0(6nx0+4y·0)2+(2x·0)2)±arccos(6nx0+3y·0(6nx0+4y·0)2+(2x·0)2)]yB,D=6(sinntB,D-ntB,D)x0+y0+2(cosntB,D-1)nx·0+(4sinntB,Dn-3tB,D)y·0---(45)]]>综合考虑决策变量的约束条件，所有的约束条件如下：xmin≤x0≤xmax0≤β≤1xmin≤xC≤xmaxymin≤yB≤ymaxymin≤yD≤ymax---(7)]]>其中，xmin,xmax,ymin,ymax——相对位置范围在x,y方向的上下边界分量；步骤四、寻找使步骤一所述目标函数取极小值时的x0和β；步骤五、用步骤四得到的x0和β，实施追踪航天器周期性地沿水滴形轨迹飞行的控制；具体过程为：悬停任务开始时，当追踪航天器到达相对坐标系中的A点，施加速度脉冲，使...

【技术特征摘要】
1. 一种基于参数优化的航天器单脉冲水滴形绕飞轨迹悬停控制方法，对所述方法中的 坐标系进行如下定义：在相对坐标系即轨道坐标系S-Xyz中：坐标原点s与目标航天器的 质心固连并随其沿轨道运动,X轴与目标航天器的地心矢量匕重合，由地心指向s,y轴在目 标航天器的轨道面内垂直于X轴，并指向运动方向，Z轴与X轴，y轴组成直角右手坐标系； 其特征在于所述方法包括以下步骤： 步骤一、选取追踪航天器平均燃料消耗形式的性能指标，即如下目标函数，并使如下目 标函数取得极小值其中，Av--维持水滴形绕飞轨迹所需要施加的速度脉冲增量；β--追踪航天器水滴形绕飞轨迹的周期Tw与目标航天器的轨道周期T的比值； 步骤二、选取使步骤一所述目标函数取得极小值的决策变量； 具体过程为：追踪航天器在水滴形绕飞轨迹中的X方向位置极限点A满足的绕飞条件 如下：其中，A点也为速度脉冲施加点，Xci,Ytl-追踪航天器在A点的相对位置分量； '，鳥--追踪航天器在A点的相对线速度分量；η--目标航天器的平均轨道角速 度； 每经过周期Tw,维持水滴形绕飞轨迹所需要施加的速度脉冲增量为Δν=2χυ (4) 结合式（3)、式（4)和式（5)，选取A点的相对位置分量Xtl和β作为决策变量； 步骤三、求取使步骤一所述目标函数达到极小值需满足的约束条件； 具体过程为：当不施加主动控制时，xy平面内的状态转移方程为其中，X，y--追踪航天器在相对坐标系中的位置分量； -tf--追踪航天器在相对坐标系中的线速度分量； 对于除A点之外的另一个X方向的位置极限点C，由式（39)可知X = 3ηχ? sin ...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙延超，凌惠祥，李传江，马广富，刘昱晗，李东禹，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江;23