一種基於狀態量反饋的小推力跟蹤制導方法
2023-06-07 18:59:11 1
一種基於狀態量反饋的小推力跟蹤制導方法
【專利摘要】本發明公開了一種基於狀態量反饋的小推力跟蹤制導方法，該方法包括有構建太空飛行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狀態量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。
【專利說明】一種基於狀態量反饋的小推力跟蹤制導方法
【技術領域】
[0001]本發明屬於航天飛行器軌道控制【技術領域】，尤其是涉及一種基於狀態量的小推力跟蹤制導方法。
【背景技術】
[0002]小推力離子發動機相較於傳統化學推進發動機來，以其高比衝、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。
[0003]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於太空飛行器，由於太空飛行器控制系統本身及外界環境的不確定性幹擾，將導致太空飛行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，依然無法保證最後能到達預定的目標軌道。對於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。
[0004]傳統的跟蹤制導方法都是基於時間相關的，即在設計參考軌道階段充分考慮推力發動機的冗餘，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】
[0005]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於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。
[0006]本發明是一種基於狀態量反饋的小推力跟蹤制導方法，該方法包括有構建太空飛行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。
[0007]本發明基於狀態量反饋的小推力跟蹤制導方法的優點在於:
[0008]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。
[0009]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。
[0010]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。
[0011]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。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0012]圖1是太空飛行器飛行動力學原理中對軌道要素定義的示意圖。
[0013]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。
[0014]圖2A是本發明中軌道偽半長軸與狀態量參考軌道示意圖。
[0015]圖2B是本發明中軌道傾角與狀態量參考軌道示意圖。
[0016]圖2C是本發明中軌道偏心率與狀態量參考軌道示意圖。
[0017]圖3是應用本發明基於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】
[0018]下面將結合附圖和實施例對本發明做進一步的詳細說明。
[0019]在1995年12月第I版《太空飛行器飛行動力學原理》，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。
[0020]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在實際轉移軌道Q下的軌道轉移任務時間記為T 軌道轉移的任意一時刻記為ts。
[0021]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aQ、偏心率eQ、軌道傾角iQ、升交點赤經Ω*3、近地點幅角ω*3和真近點角0'任意一個時刻％下的實際轉移軌道為Q(ts) = {aQ，eQ，iQ，Ω°, ω°, θ Q}，實際轉移軌道的狀態量的橫軸為T
[0022]參見圖3所示，應用本發明提出的基於狀態量反饋的小推力跟蹤制導方法進行軌道轉移的執行步驟為:
[0023](A)依據時間最優的參考軌道T0，獲取狀態量參考軌道TR ；
[0024](B)依據狀態量參考軌道TR設計單圈的最優控制律Uk ；k表示圈數；
[0025](C)航天飛行器按照單圈的最優控制律u進行軌道轉移；
[0026](D)通過當前時刻的實際軌道狀態信息QS和狀態量參考軌道TR計算下一圈的最優控制律uk+1 ；
[0027](E)航天飛行器按照uk+1進行軌道轉移；
[0028](F)重複(D)和(E)步驟，直至軌道狀態設計量Jff為零，完成飛行任務。
[0029]本發明是一種基於狀態量反饋的小推力跟蹤制導方法，該方法包括有下列步驟:
[0030]步驟1:構建太空飛行器從初始軌道轉移到目標軌道的時間最優轉移軌道；
[0031]參見圖1、圖1A所示，太空飛行器的軌道要素通常包括有軌道半長軸a (單位為千米)、偏心率e (單位為無量綱)、軌道傾角i (單位為度)、升交點赤經Ω (單位為度)、近地點幅角ω (單位為度)和真近點角Θ (單位為度)。軌道半長軸a和偏心率e的定義參見1998年8月第I版《衛星軌道姿態動力學與控制》，章仁為編著，第4頁圖1.1-4相關內容。
[0032]在本發明中，目標軌道則為地球靜止軌道E，所述目標軌道軌道要素包括有軌道半長軸aE、偏心率eE、軌道傾角iE、升交點赤經ΩΕ、近地點幅角ωΕ和真近點角ΘΕ;由於不考慮所述目標軌道的定點問題，則ΩΕ、ωΕ和ΘΕ的變量取值自由，無約束；而aE取值為42165km, eE取值為0，iE取值為O度。[0033]初始軌道I的軌道要素包括有軌道半長軸a1、偏心率e1、軌道傾角i1、升交點赤經Ω1、近地點幅角ω1和真近點角Θ1。
[0034]在小推力控制律U作用下，太空飛行器從初始軌道I轉移到目標軌道(即地球靜止軌道
Ε)上，並且轉移時間最短(單位為秒)的轉移軌道記為時間最優轉移軌道Τ0。所述時
間最優轉移軌道TO所涉及到的軌道要素分別是軌道半長軸aT°、偏心率eT°、軌道傾角iT°、升交點赤經Ω?、近地點幅角ω?和真近點角Θ?;任意一個時刻ts下的時間最優轉移軌道的軌道要素為 TO (ts) = {aT0, eT0, iT0, Ωτο, ωτο, θ τ。}。
[0035]在任務軌道轉移時間範圍內的第一個時刻記為&，第二個時刻記為t2，……，最後一個時刻記為ts，s表不時刻的標識號,為了方便說明ts也稱為任意一個時刻。
[0036]本發明中初始軌道I到目標軌道地球靜止軌道E的時間最優轉移軌道的構造可以通過直接法或間接法進行設計。直接法和間接法的相關理論參見《太空飛行器軌跡優化理論，方法及應用》，唐國金著。
[0037]步驟2: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；
[0038]在時間最優轉移軌道TO上，以任意一個時刻ts下的軌道狀態設計量X?(ts )作
為橫軸，以跟蹤量AA為縱軸，構造與軌道狀態量相關的時間最優狀態量最優軌道T0S，如圖2A、圖2B、圖2C所示。
[0039]所述軌道狀態設計量
【權利要求】
1.一種基於狀態量反饋的小推力跟蹤制導方法，其特徵在於:該方法包括有構建太空飛行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。
2.根據權利要求1所述的基於狀態量反饋的小推力跟蹤制導方法，其特徵在於:構建太空飛行器從初始軌道轉移到目標軌道的時間最優轉移軌道，即在小推力控制律u作用下，太空飛行器從初始軌道I轉移到目標軌道E上，並且轉移時間最短的時間最優轉移軌道TO ； 所述時間最優轉移軌道TO所涉及到的軌道要素分別是軌道半長軸aT°、偏心率eT°、軌道傾角i?、升交點赤經Ω?、近地點幅角ωτ°和真近點角θτ°; 任意一個時刻ts下的時間最優轉移軌道的軌道要素為TO (ts)={aT0, eT0, iT0, Ωτο, ωτο, θ το}。
3.根據權利要求1所述的基於狀態量反饋的小推力跟蹤制導方法，其特徵在於: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是指，在時間最優轉移軌道TO上，以任意一個時刻ts下的設計量xf (X:H乍為橫軸，以跟蹤量AA為縱軸，構造與軌道狀態量相關的時間最優狀態量最優軌道TOS ；
所述設計量
4.根據權利要求1所述的基於狀態量反饋的小推力跟蹤制導方法，其特徵在於:構造單圈內最優控制問題，設計出單圈控制律的步驟是指，太空飛行器軌道中的單圈軌道要素記為X，X= {a, e, i, Ω, ω, θ }，對於軌道轉移過程中任意一圈軌道標識號記為k，第k圈的軌道要素通用表達記為Xk，Xk = {ak, ek, ik, Ω\ αΛ Θ k};第k圈的軌道狀態量偽半長軸記為bk，與半長軸和偏心率相關的狀態設計量記為k所述
5.根據權利要求1所述的基於狀態量反饋的小推力跟蹤制導方法，其特徵在於:應用所述的基於狀態量反饋的小推力跟蹤制導方法進行軌道轉移的執行步驟為: (A)依據時間最優的參考軌道T0，獲取狀態量參考軌道TR； (B)依據狀態量參考軌道TR設計單圈的最優控制律Uk；k表示圈數； (C)航天飛行器按照單圈的最優控制律u進行軌道轉移； (D)通過當前時刻的實際軌道狀態信息QS和狀態量參考軌道TR計算下一圈的最優控制律uk+1 ; (E)航天飛行器按照uk+1進行軌道轉移； (F)重複(D)和(E)步驟，直至設計量xf為零，完成飛行任務。
【文檔編號】G05B13/04GK103853047SQ201410073905
【公開日】2014年6月11日 申請日期:2014年2月28日 優先權日:2014年2月28日
【發明者】韓潮, 黃鎬, 李鑑, 張冉 申請人:北京航空航天大學