[发明专利]一种采用相对导航信息的J2摄动下最优连续推力控制方法

权利要求书

1.一种采用相对导航信息的J2摄动下最优连续推力控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

(1)追踪航天器的导航敏感器实时获取目标航天器相对于本航天器的相对位置和相对速度；

(2)求解黎卡提方程，获得满足终端条件的黎卡提矩阵的解析解P(x,t)；

(3)通过黎卡提矩阵P(x,t)计算最优连续推力，按照最优连续推力控制追踪航天器的飞行轨迹，逐渐接近目标航天器。

2.如权利要求1采用相对导航信息的J2摄动下最优连续推力控制方法，其特征在于：通过追踪航天器相对目标航天器的相对位置x和相对速度计算获得与动力学方程相关的系数矩阵A(x)。

3.如权利要求2采用相对导航信息的J2摄动下最优连续推力控制方法，其特征在于：终端条件为：P(x,t_f)＝S

t_f为给定的交会时刻，S为I_3×3为3阶单位阵。

4.如权利要求3采用相对导航信息的J2摄动下最优连续推力控制方法，其特征在于：求黎卡提方程的具体方法为：

(4.1)求解黎卡提方程的正定解P_n(x)；黎卡提方程如下：

-P_n(x)A(x)-A^TP_n(x)-P_n(x)BR^-1(x)P_n(x)+Q＝0

其中Q为权重矩阵R＝I_6×6×10⁶，I_3×3和I_6×6分别为3阶和6阶的单位阵，0_3×3为3阶零矩阵；

(4.2)计算其中

(4.3)把A(x)固定为当前时刻的值计算李雅普诺夫方程的解E；李雅普诺夫方程如下：

(4.4)计算

(4.5)计算黎卡提矩阵的解析解t为时间。

5.如权利要求4采用相对导航信息的J2摄动下最优连续推力控制方法，其特征在于：

其中x，y，z分别为追踪航天器相对目标航天器的相对位置x的分量，ω_c为目标航天器的轨道角速度，μ为地球引力常数，为J2摄动的梯度矩阵。

6.如权利要求5采用相对导航信息的J2摄动下最优连续推力控制方法，其特征在于：

其中r_c，i_c和θ_c分别为目标航天器的轨道半径，轨道倾角和纬度幅角；r_d为追踪航天器的轨道半径。

7.如权利要求6采用相对导航信息的J2摄动下最优连续推力控制方法，其特征在于：r_c，i_c，θ_c，ω_c和α由星上计算机通过x和解算获得。

8.如权利要求7采用相对导航信息的J2摄动下最优连续推力控制方法，其特征在于：计算李雅普诺夫方程的解E的公式如下：

9.如权利要求8采用相对导航信息的J2摄动下最优连续推力控制方法，其特征在于：最优连续推力为：

u(x,t)＝-R^-1B^T(x)P(x,t)x(t)。

10.如权利要求5采用相对导航信息的J2摄动下最优连续推力控制方法，其特征在于：描述追踪航天器相对目标航天器的相对位置x的坐标系如下：以目标航天器的质心为圆心，x轴与目标航天器的轨道半径方向一致，z轴与目标航天器的角动量方向一致，y轴满足右手定则。