一種基于狀態(tài)量反饋的小推力跟蹤制導(dǎo)方法
【專(zhuān)利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種基于狀態(tài)量反饋的小推力跟蹤制導(dǎo)方法，該方法包括有構(gòu)建航天器從初始軌道轉(zhuǎn)移到目標(biāo)軌道的時(shí)間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道步驟；在時(shí)間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)時(shí)間最優(yōu)狀態(tài)量參考軌道的步驟；構(gòu)造單圈內(nèi)最優(yōu)控制問(wèn)題，設(shè)計(jì)出單圈控制律的步驟。本發(fā)明方法是將多圈的連續(xù)推力軌道機(jī)動(dòng)優(yōu)化問(wèn)題轉(zhuǎn)化為一系列單圈的狀態(tài)量參考軌道跟蹤控制問(wèn)題來(lái)解決。通過(guò)構(gòu)造與時(shí)間無(wú)關(guān)的狀態(tài)量參考軌道，設(shè)計(jì)出單圈控制律，從而實(shí)現(xiàn)狀態(tài)量參考軌道的跟蹤。
【專(zhuān)利說(shuō)明】一種基于狀態(tài)量反饋的小推力跟蹤制導(dǎo)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于航天飛行器軌道控制【技術(shù)領(lǐng)域】，尤其是涉及一種基于狀態(tài)量的小推力跟蹤制導(dǎo)方法。
【背景技術(shù)】
[0002]小推力離子發(fā)動(dòng)機(jī)相較于傳統(tǒng)化學(xué)推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)，以其高比沖、長(zhǎng)壽命、高可靠性的特點(diǎn)，在星際航行、軌道提升和軌道轉(zhuǎn)移、地球靜止軌道衛(wèi)星的站位保持等領(lǐng)域有著廣泛的應(yīng)用前景。
[0003]與小推力行星際軌道轉(zhuǎn)移不同，地球靜止軌道轉(zhuǎn)移通常包含上百圈的中途轉(zhuǎn)移軌道，對(duì)最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)和制導(dǎo)都提出了很大的挑戰(zhàn)。最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)通常是以時(shí)間最優(yōu)或燃料最優(yōu)為優(yōu)化目標(biāo)，通過(guò)直接法或間接法求解得到開(kāi)環(huán)的最優(yōu)控制律。如果直接將開(kāi)環(huán)最優(yōu)控制律作用于航天器，由于航天器控制系統(tǒng)本身及外界環(huán)境的不確定性干擾，將導(dǎo)致航天器偏離原來(lái)設(shè)計(jì)的最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道，即便在設(shè)計(jì)最優(yōu)控制律時(shí)考慮精細(xì)的動(dòng)力學(xué)模型，但實(shí)際過(guò)程中必然會(huì)遇到無(wú)法預(yù)知的擾動(dòng)，依然無(wú)法保證最后能到達(dá)預(yù)定的目標(biāo)軌道。對(duì)于長(zhǎng)時(shí)間多圈的地球靜止軌道射入問(wèn)題來(lái)講，該問(wèn)題尤甚，設(shè)計(jì)一套反饋的制導(dǎo)方法尤為必要。
[0004]傳統(tǒng)的跟蹤制導(dǎo)方法都是基于時(shí)間相關(guān)的，即在設(shè)計(jì)參考軌道階段充分考慮推力發(fā)動(dòng)機(jī)的冗余，在制導(dǎo)跟蹤階段跟蹤特定時(shí)間下參考軌道參數(shù)的變化量；傳統(tǒng)跟蹤控制思路簡(jiǎn)單，未全面考慮控制能力約束，且無(wú)法保證最優(yōu)性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]為了解決小推力長(zhǎng)時(shí)間多圈的地球靜止軌道射入問(wèn)題，本發(fā)明提出了一種基于狀態(tài)量反饋的小推力跟蹤制導(dǎo)方法。該方法是將多圈的連續(xù)推力軌道機(jī)動(dòng)優(yōu)化問(wèn)題轉(zhuǎn)化為一系列單圈的參考軌道跟蹤控制問(wèn)題來(lái)解決。通過(guò)構(gòu)造與時(shí)間無(wú)關(guān)的狀態(tài)量參考軌道，設(shè)計(jì)出單圈控制律，從而實(shí)現(xiàn)狀態(tài)量參考軌道的跟蹤。
[0006]本發(fā)明是一種基于狀態(tài)量反饋的小推力跟蹤制導(dǎo)方法，該方法包括有構(gòu)建航天器從初始軌道轉(zhuǎn)移到目標(biāo)軌道的時(shí)間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道步驟；在時(shí)間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)時(shí)間最優(yōu)狀態(tài)量參考軌道的步驟；構(gòu)造單圈內(nèi)最優(yōu)控制問(wèn)題，設(shè)計(jì)出單圈控制律的步驟。
[0007]本發(fā)明基于狀態(tài)量反饋的小推力跟蹤制導(dǎo)方法的優(yōu)點(diǎn)在于:
[0008]①本發(fā)明方法消除了傳統(tǒng)跟蹤制導(dǎo)方法與時(shí)間的相關(guān)性，構(gòu)造了與軌道狀態(tài)量相關(guān)的跟蹤參考軌道。
[0009]②本發(fā)明方法將多圈的連續(xù)推力軌道轉(zhuǎn)移問(wèn)題轉(zhuǎn)換成一系列單圈的狀態(tài)量參考軌道跟蹤問(wèn)題，從而實(shí)現(xiàn)了閉環(huán)的軌道跟蹤控制。
[0010]③本發(fā)明通過(guò)跟蹤狀態(tài)量參考軌道，能夠充分考慮推進(jìn)器的變軌能力，保證了跟蹤方案的最優(yōu)性。
[0011]④本發(fā)明在求解單圈跟蹤控制問(wèn)題時(shí)，能夠通過(guò)多種方法找到最優(yōu)控制律，具有跟蹤狀態(tài)量參考軌道多元性和單圈最優(yōu)控制設(shè)計(jì)多樣性的特點(diǎn)。
【專(zhuān)利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0012]圖1是航天器飛行動(dòng)力學(xué)原理中對(duì)軌道要素定義的示意圖。
[0013]圖1A是衛(wèi)星軌道姿態(tài)動(dòng)力學(xué)與控制中對(duì)軌道要素定義的示意圖。
[0014]圖2A是本發(fā)明中軌道偽半長(zhǎng)軸與狀態(tài)量參考軌道示意圖。
[0015]圖2B是本發(fā)明中軌道傾角與狀態(tài)量參考軌道示意圖。
[0016]圖2C是本發(fā)明中軌道偏心率與狀態(tài)量參考軌道示意圖。
[0017]圖3是應(yīng)用本發(fā)明基于狀態(tài)量反饋的小推力跟蹤制導(dǎo)進(jìn)行軌道轉(zhuǎn)移的流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0018]下面將結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步的詳細(xì)說(shuō)明。
[0019]在1995年12月第I版《航天器飛行動(dòng)力學(xué)原理》，肖業(yè)倫編著，第44頁(yè)的圖2_13軌道要素定義中，一般衛(wèi)星軌道包括有六個(gè)要素，即軌道偏心率e、軌道半長(zhǎng)軸a、近地點(diǎn)幅角ω、緯度幅角U、軌道傾角i和軌道升交點(diǎn)赤經(jīng)Ω。
[0020]在本發(fā)明中，在時(shí)間最優(yōu)的參考軌道O下的軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)時(shí)間記為在實(shí)際轉(zhuǎn)移軌道Q下的軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)時(shí)間記為T(mén) 軌道轉(zhuǎn)移的任意一時(shí)刻記為ts。
[0021]實(shí)際轉(zhuǎn)移軌道記為Q，則構(gòu)建所述Q所涉及到的軌道要素分別記為軌道半長(zhǎng)軸aQ、偏心率eQ、軌道傾角iQ、升交點(diǎn)赤經(jīng)Ω*3、近地點(diǎn)幅角ω*3和真近點(diǎn)角0'任意一個(gè)時(shí)刻％下的實(shí)際轉(zhuǎn)移軌道為Q(ts) = {aQ，eQ，iQ，Ω°, ω°, θ Q}，實(shí)際轉(zhuǎn)移軌道的狀態(tài)量的橫軸為T(mén)
[0022]參見(jiàn)圖3所示，應(yīng)用本發(fā)明提出的基于狀態(tài)量反饋的小推力跟蹤制導(dǎo)方法進(jìn)行軌道轉(zhuǎn)移的執(zhí)行步驟為:
[0023](A)依據(jù)時(shí)間最優(yōu)的參考軌道T0，獲取狀態(tài)量參考軌道TR ；
[0024](B)依據(jù)狀態(tài)量參考軌道TR設(shè)計(jì)單圈的最優(yōu)控制律Uk ；k表示圈數(shù)；
[0025](C)航天飛行器按照單圈的最優(yōu)控制律u進(jìn)行軌道轉(zhuǎn)移；
[0026](D)通過(guò)當(dāng)前時(shí)刻的實(shí)際軌道狀態(tài)信息QS和狀態(tài)量參考軌道TR計(jì)算下一圈的最優(yōu)控制律uk+1 ；
[0027](E)航天飛行器按照uk+1進(jìn)行軌道轉(zhuǎn)移；
[0028](F)重復(fù)(D)和(E)步驟，直至軌道狀態(tài)設(shè)計(jì)量Jff為零，完成飛行任務(wù)。
[0029]本發(fā)明是一種基于狀態(tài)量反饋的小推力跟蹤制導(dǎo)方法，該方法包括有下列步驟:
[0030]步驟1:構(gòu)建航天器從初始軌道轉(zhuǎn)移到目標(biāo)軌道的時(shí)間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道；
[0031]參見(jiàn)圖1、圖1A所示，航天器的軌道要素通常包括有軌道半長(zhǎng)軸a (單位為千米)、偏心率e (單位為無(wú)量綱)、軌道傾角i (單位為度)、升交點(diǎn)赤經(jīng)Ω (單位為度)、近地點(diǎn)幅角ω (單位為度)和真近點(diǎn)角Θ (單位為度)。軌道半長(zhǎng)軸a和偏心率e的定義參見(jiàn)1998年8月第I版《衛(wèi)星軌道姿態(tài)動(dòng)力學(xué)與控制》，章仁為編著，第4頁(yè)圖1.1-4相關(guān)內(nèi)容。
[0032]在本發(fā)明中，目標(biāo)軌道則為地球靜止軌道E，所述目標(biāo)軌道軌道要素包括有軌道半長(zhǎng)軸aE、偏心率eE、軌道傾角iE、升交點(diǎn)赤經(jīng)ΩΕ、近地點(diǎn)幅角ωΕ和真近點(diǎn)角ΘΕ;由于不考慮所述目標(biāo)軌道的定點(diǎn)問(wèn)題，則ΩΕ、ωΕ和ΘΕ的變量取值自由，無(wú)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(zhǎng)軸a1、偏心率e1、軌道傾角i1、升交點(diǎn)赤經(jīng)Ω1、近地點(diǎn)幅角ω1和真近點(diǎn)角Θ1。
[0034]在小推力控制律U作用下，航天器從初始軌道I轉(zhuǎn)移到目標(biāo)軌道(即地球靜止軌道
Ε)上，并且轉(zhuǎn)移時(shí)間最短(單位為秒)的轉(zhuǎn)移軌道記為時(shí)間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道Τ0。所述時(shí)
間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道TO所涉及到的軌道要素分別是軌道半長(zhǎng)軸aT°、偏心率eT°、軌道傾角iT°、升交點(diǎn)赤經(jīng)Ω?、近地點(diǎn)幅角ω?和真近點(diǎn)角Θ?;任意一個(gè)時(shí)刻ts下的時(shí)間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道的軌道要素為 TO (ts) = {aT0, eT0, iT0, Ωτο, ωτο, θ τ。}。
[0035]在任務(wù)軌道轉(zhuǎn)移時(shí)間范圍內(nèi)的第一個(gè)時(shí)刻記為&，第二個(gè)時(shí)刻記為t2，……，最后一個(gè)時(shí)刻記為ts，s表不時(shí)刻的標(biāo)識(shí)號(hào),為了方便說(shuō)明ts也稱(chēng)為任意一個(gè)時(shí)刻。
[0036]本發(fā)明中初始軌道I到目標(biāo)軌道地球靜止軌道E的時(shí)間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道的構(gòu)造可以通過(guò)直接法或間接法進(jìn)行設(shè)計(jì)。直接法和間接法的相關(guān)理論參見(jiàn)《航天器軌跡優(yōu)化理論，方法及應(yīng)用》，唐國(guó)金著。
[0037]步驟2:在時(shí)間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)時(shí)間最優(yōu)狀態(tài)量參考軌道；
[0038]在時(shí)間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道TO上，以任意一個(gè)時(shí)刻ts下的軌道狀態(tài)設(shè)計(jì)量X?(ts )作
為橫軸，以跟蹤量AA為縱軸，構(gòu)造與軌道狀態(tài)量相關(guān)的時(shí)間最優(yōu)狀態(tài)量最優(yōu)軌道T0S，如圖2A、圖2B、圖2C所示。


[0039]所述軌道狀態(tài)設(shè)計(jì)量
【權(quán)利要求】
1.一種基于狀態(tài)量反饋的小推力跟蹤制導(dǎo)方法，其特征在于:該方法包括有構(gòu)建航天器從初始軌道轉(zhuǎn)移到目標(biāo)軌道的時(shí)間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道步驟；在時(shí)間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)時(shí)間最優(yōu)狀態(tài)量參考軌道的步驟；構(gòu)造單圈內(nèi)最優(yōu)控制問(wèn)題，設(shè)計(jì)出單圈控制律的步驟。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于狀態(tài)量反饋的小推力跟蹤制導(dǎo)方法，其特征在于:構(gòu)建航天器從初始軌道轉(zhuǎn)移到目標(biāo)軌道的時(shí)間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道，即在小推力控制律u作用下，航天器從初始軌道I轉(zhuǎn)移到目標(biāo)軌道E上，并且轉(zhuǎn)移時(shí)間最短的時(shí)間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道TO ； 所述時(shí)間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道TO所涉及到的軌道要素分別是軌道半長(zhǎng)軸aT°、偏心率eT°、軌道傾角i?、升交點(diǎn)赤經(jīng)Ω?、近地點(diǎn)幅角ωτ°和真近點(diǎn)角θτ°; 任意一個(gè)時(shí)刻ts下的時(shí)間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道的軌道要素為T(mén)O (ts)={aT0, eT0, iT0, Ωτο, ωτο, θ το}。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于狀態(tài)量反饋的小推力跟蹤制導(dǎo)方法，其特征在于:在時(shí)間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)時(shí)間最優(yōu)狀態(tài)量參考軌道的步驟是指，在時(shí)間最優(yōu)轉(zhuǎn)移軌道TO上，以任意一個(gè)時(shí)刻ts下的設(shè)計(jì)量xf (X:H乍為橫軸，以跟蹤量AA為縱軸，構(gòu)造與軌道狀態(tài)量相關(guān)的時(shí)間最優(yōu)狀態(tài)量最優(yōu)軌道TOS ；


所述設(shè)計(jì)量
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于狀態(tài)量反饋的小推力跟蹤制導(dǎo)方法，其特征在于:構(gòu)造單圈內(nèi)最優(yōu)控制問(wèn)題，設(shè)計(jì)出單圈控制律的步驟是指，航天器軌道中的單圈軌道要素記為X，X= {a, e, i, Ω, ω, θ }，對(duì)于軌道轉(zhuǎn)移過(guò)程中任意一圈軌道標(biāo)識(shí)號(hào)記為k，第k圈的軌道要素通用表達(dá)記為Xk，Xk = {ak, ek, ik, Ω\ αΛ Θ k};第k圈的軌道狀態(tài)量偽半長(zhǎng)軸記為bk，與半長(zhǎng)軸和偏心率相關(guān)的狀態(tài)設(shè)計(jì)量記為k所述
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于狀態(tài)量反饋的小推力跟蹤制導(dǎo)方法，其特征在于:應(yīng)用所述的基于狀態(tài)量反饋的小推力跟蹤制導(dǎo)方法進(jìn)行軌道轉(zhuǎn)移的執(zhí)行步驟為: (A)依據(jù)時(shí)間最優(yōu)的參考軌道T0，獲取狀態(tài)量參考軌道TR； (B)依據(jù)狀態(tài)量參考軌道TR設(shè)計(jì)單圈的最優(yōu)控制律Uk；k表示圈數(shù)； (C)航天飛行器按照單圈的最優(yōu)控制律u進(jìn)行軌道轉(zhuǎn)移； (D)通過(guò)當(dāng)前時(shí)刻的實(shí)際軌道狀態(tài)信息QS和狀態(tài)量參考軌道TR計(jì)算下一圈的最優(yōu)控制律uk+1 ; (E)航天飛行器按照uk+1進(jìn)行軌道轉(zhuǎn)移； (F)重復(fù)(D)和(E)步驟，直至設(shè)計(jì)量xf為零，完成飛行任務(wù)。
【文檔編號(hào)】G05B13/04GK103853047SQ201410073905
【公開(kāi)日】2014年6月11日 申請(qǐng)日期:2014年2月28日 優(yōu)先權(quán)日:2014年2月28日
【發(fā)明者】韓潮, 黃鎬, 李鑒, 張冉 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)