一种地月系统中航天器光照阴影规避控制方法技术方案

本发明专利技术公开的一种地月系统中航天器光照阴影规避控制方法，属于航空航天领域。本发明专利技术实现方法为：在圆型限制性三体模型下通过地月系统阴影约束条件分析得到航天器的地球自然光照规律及阴影情况；针对航天器在轨道上的轨迹是否会进入阴影区域进行预测判断，在检测到预测区间位于阴影区域时，将主动机动划分为“规避

【技术实现步骤摘要】
一种地月系统中航天器光照阴影规避控制方法


[0001]本专利技术涉及一种航天器光照规避控制方法，属于航空航天领域。

技术介绍

[0002]地月空间轨道设计是人类航天活动的主要内容。在地球月球空间部署大型月球轨道站可以显著降低月球开发成本，甚至可以作为其他向着更远的深空探索任务的中转站。考虑到设计的航天器轨道不同，部分航天器在航天任务过程中会频繁穿梭于自然天体的阴影部分，如地球、月球的阴影区域，这将给航天器活动带来一系列不利影响。针对航天器可能频繁进入地球阴影这一问题，本说明对地月空间轨道的航天器规避地影的主动轨控问题进行研究，分析满足光照阴影约束的最小燃耗代价，提出一种“预测+执行”闭环脉冲轨控策略，可以有效解决航天器轨道设计阴影规避问题。
[0003]针对共振轨道的特性，先技术[1](参见Minimizing eclipses via synodic resonant orbits with applications to EQUULEUS and MMX[J]. Acta Astronautica, CHIKAZAWA T, BAR本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种地月系统中航天器光照阴影规避控制方法，其特征在于：包括如下步骤，步骤一：在圆型限制性三体模型下通过地月系统阴影约束条件分析得到航天器的地球自然光照规律及阴影情况；根据指定轨道初值的航天器轨道进行阴影情况分析，针对航天器在轨道上的轨迹进行地影约束临界状态判定，初步判断所述轨迹是否会进入阴影区域；步骤二：当步骤一检测到航天器轨迹预测区间位于阴影区域时，以修正轨道离地心最近点为划分点设定安全距离，根据划分点将阴影规避问题划分为“规避
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返回”两个阶段；在规避阶段推导最小燃耗代价的脉冲规避解析解，根据所述脉冲规避解析解主动施加规避脉冲以修正航天器轨迹，避免实际任务中的误差干扰，保证航天器在规避阶段中保持更多的相对稳定工作状态；步骤三：在航天器到达划分点后，针对返回阶段进行最小燃耗代价的双脉冲轨迹设计，通过所述双脉冲轨迹设计主动控制保证航天器返回原轨道过程中避免进入阴影区域，进而保证航天器在返回阶段中也能够保持更多的相对稳定工作状态。2.如权利要求1所述的一种地月系统中航天器光照阴影规避控制方法，其特征在于：步骤一实现方法为，圆型限制性三体系统下地月旋转坐标系的航天器动力学方程表示为：（1）式中， 代表航天器在地月旋转系下的加速度矢量， 代表航天器在地月旋转系下的加速度矢量， 代表航天器在地月旋转系下的位置矢量； 代表系统势能， 代表系统有效势能：在地月系统中，为引力常数，分别代表质点到主天体1和主天体2的距离，其表达式为：为了考察原轨道的光照阴影关系，对定义轨道的坐标系进行关系转换；先通过坐标平移，将地月旋转系的坐标原点平移至地心地月旋转系，平移向量，对于地心地月旋转系与地心日地旋转系，坐标系间的转换矩阵为：
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（2）
其中为地月旋转系向地心惯性系的旋转角，是一个时变量，为地月系统中原轨道平面与太阳光入射角的角度；设原航天器的位置坐标为 ，此时日地旋转坐标系的 平面内，航天器的位置坐标变为：
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（3）航天器地心距为，当航天器地心距小于地球半径且位于x轴正半轴时，即判定航天器进入地球阴影区域；对于航天器原轨道，定义投影矩阵和矩阵分别为：
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（4）定义航天器在t时刻的轨道参数为；航天器进入地球阴影的条件为式（5），航天器离开地球阴影范围的条件为式（6），而飞行轨迹距离地心最近点C需满足式（7）；通过对航天器原轨道的地影约束初步判断所述轨迹是否会进入阴影区域；
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（5）
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（6）
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（7）。3.如权利要求2所述的一种地月系统中航天器光照阴影规避...

【专利技术属性】
技术研发人员：温昶煊，尚雨秾，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：