一种基于自适应超扭滑模控制的平动点轨道保持方法技术

本发明专利技术公开了一种基于自适应超扭滑模控制的平动点轨道保持方法，包括：在地月系统旋转坐标系下，建立地月系统中航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程；建立航天器平动点轨道运动的干扰加速度模型；根据干扰加速度模型得到干扰加速度，利用自适应超扭滑模控制方法和航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程，设计航天器平动点轨道保持的控制率。本发明专利技术具有算法简单、鲁棒性和自适应性强的优点。点。

【技术实现步骤摘要】
一种基于自适应超扭滑模控制的平动点轨道保持方法


[0001]本专利技术属于航天器飞行动力学与控制领域，具体涉及一种基于自适应超扭滑模控制的平动点轨道保持方法。

技术介绍

[0002]随着月球探测的新一轮高潮，充分开发地月空间、可持续更经济的利用月球资源成为主要课题之一。由于平动点轨道拥有特殊的动力学特性，其在深空探测领域具有重要的应用价值。然而，平动点轨道固有的不稳定特性要求航天器需要不断进行主动轨道保持，才能在附近长时间工作。轨道保持技术可以分为两大类：基于动力学特性的轨道保持技术和基于控制理论的轨道保持技术。相比于基于动力学特性的轨道保持技术，基于控制理论的轨道保持技术的优势在于它可以保证受控系统受到不确定因素干扰时的性能以及稳定性。但是，基于控制理论的轨道保持技术设计的轨道保持器性能保守、算法复杂、计算效率低，不适合于工程应用。

技术实现思路

[0003]针对现有技术中存在的问题，本专利技术提供了一种基于自适应超扭滑模控制的平动点轨道保持方法，用以解决上述技术问题。
[0004]为了解决上述技术问题，本专利技术通过以下技术方案予以实现：
[0005]一种基于自适应超扭滑模控制的平动点轨道保持方法，包括：
[0006]在地月系统旋转坐标系下，建立地月系统中航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程；
[0007]建立航天器平动点轨道运动的干扰加速度模型；
[0008]根据干扰加速度模型得到干扰加速度，利用自适应超扭滑模控制方法和航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程，设计航天器平动点轨道保持的控制率。
[0009]进一步地，所述建立地月系统中航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程，具体如下：
[0010]定义：r
ref
＝[x
ref y
ref z
ref
]T
表示参考轨迹，δr＝[δx δy δz]T
表示受控轨迹r
c
与参考轨迹r
ref
之间的相对位置矢量，r
c
＝r
ref
+δr；
[0011]航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程为：
[0012][0013][0014][0015]其中，μ为地月系统质量参数；a＝[a
x a
y a
z
]T
为航天器的控制加速度；
[0016][0017]进一步地，所述建立航天器平动点轨道运动的干扰加速度模型具体包括：
[0018]建立月球轨道偏心率扰动引起的干扰加速度模型为：
[0019][0020]其中，d
e
为月球轨道偏心率扰动引起的干扰加速度；r
c
为月球圆轨道圆心与地月系统平动点间的距离；r
e
为月球椭圆轨道近地点与地月系统平动点间的距离；
[0021]建立太阳引力引起的干扰加速度模型为：
[0022][0023]其中，d
s
为太阳引力引起的干扰加速度；μ
s
为太阳的无量纲质量；r
se
为太阳到地球的位置矢量；r
sm
为太阳到月球的位置矢量；r
s
为太阳到航天器的位置矢量。
[0024]进一步地，所述根据干扰加速度模型得到干扰加速度，利用自适应超扭滑模控制方法和航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程，设计航天器平动点轨道保持的控制率，具体为：
[0025]定义自适应超扭滑模控制方法中的滑模变量为：
[0026][0027]其中，k为参考轨迹与受控轨迹之间的位置误差的参数；c为参考轨迹与受控轨迹之间的速度误差的参数；
[0028]根据航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程，并考虑月球轨道偏心率扰动引起的干扰加速度模型和太阳引力引起的干扰加速度模型得到的干扰加速度，滑模变量的一阶导数为：
[0029][0030]其中，
[0031][0032][0033][0034]其中，d＝d
e
+d
s
＝[d
x d
y d
z
]T
为航天器平动点轨道运动的干扰加速度；
[0035]根据自适应超扭滑模控制的基本原理，航天器平动点轨道保持的控制率设计为：
[0036][0037][0038][0039]其中，A
x
,b
x
，A
y
,b
y
和A
z
,b
z
分别为在地月系统旋转坐标系中x,y和z方向三个分量的自适应增益。
[0040]进一步地，A
x
,b
x
，A
y
,b
y
和A
z
,b
z
的求取方法为：
[0041][0042][0043][0044]其中，ε
x
,λ
x
,r
x
,w
x
，ε
y
,λ
y
,r
y
,w
y
和ε
z
,λ
z
,r
z
,w
z
为实数。
[0045]与现有技术相比，本专利技术至少具有以下有益效果：本专利技术相比于其他轨道保持控制器，设计的基于自适应超扭滑模控制器，可以在有干扰的情况下，实现目标轨道的高精度保持且算法收敛速度快；相比于传统滑模方法，本专利技术所设计的控制律可以实现连续控制输入并消除抖振，并具有算法简单、鲁棒性和自适应性强的优点。
[0046]为使本专利技术的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。
附图说明
[0047]为了更清楚地说明本专利技术具体实施方式中的技术方案，下面将对具体实施方式描
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专利技术的一些实施方式，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。
[0048]图1为地月系统旋转坐标系。
具体实施方式
[0049]为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本专利技术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专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0050]作为本专利技术的某一具体实施方式，一种基于自适应超扭滑模控制的平动点轨道保持方法，包括：
[0051]步骤一、在地月系统旋转坐标系下，建立圆型限制性三体问题(CR3BP)地月系统中航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程，具体如下：
...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于自适应超扭滑模控制的平动点轨道保持方法，其特征在于，包括：在地月系统旋转坐标系下，建立地月系统中航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程；建立航天器平动点轨道运动的干扰加速度模型；根据干扰加速度模型得到干扰加速度，利用自适应超扭滑模控制方法和航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程，设计航天器平动点轨道保持的控制率。2.根据权利要求1所述的一种基于自适应超扭滑模控制的平动点轨道保持方法，其特征在于，所述建立地月系统中航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程，具体如下：定义：r
ref
＝[x
ref y
ref z
ref
]
T
表示参考轨迹，δr＝[δx δy δz]
T
表示受控轨迹r
c
与参考轨迹r
ref
之间的相对位置矢量，r
c
＝r
ref
+δr；航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程为：航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程为：航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程为：其中，μ为地月系统质量参数；a＝[a
x a
y a
z
]
T
为航天器的控制加速度；3.根据权利要求2所述的一种基于自适应超扭滑模控制的平动点轨道保持方法，其特征在于，所述建立航天器平动点轨道运动的干扰加速度模型具体包括：建立月球轨道偏心率扰动引起的干扰加速度模型为：其中，d
e
为月球轨道偏心率扰动引起的干扰加速度；r
c
为月球圆轨道圆心与地月系统平动点间的距离；r
e
为月球椭圆轨道近地点与地月系统平动点间的距离；建立太阳引力引起的干扰加速度模型为：其中，d
s
为太阳引力引起的干扰加速度；μ
s
为太阳的无量纲质量；r
se
为太阳到地球的位置矢量；r
sm
为太阳到月球的位置矢量；r
s
为太阳到航天器的位置矢量。4.根据权利要求3所述的一种基于自适应...

【专利技术属性】
技术研发人员：安效民，高琛，袁源，
申请(专利权)人：西北工业大学深圳研究院，
类型：发明
国别省市：