[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

说明书

本发明涉及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，涉及航天轨道控制领域。本发明的目的是针对J2摄动下运行于椭圆轨道的两航天器交会问题，在目标航天器信息未知，追踪航天器仅采用相对导航信息的情况下，提供一种计算快速、可在轨使用的连续推力最优轨道控制方法。该方法不需要优化的初始猜测值，考虑了地球J2摄动对两星接近过程的影响，且适用于椭圆轨道下的连续推力轨道交会问题。本发明方法面向轨道交会领域，可以仅利用追踪航天器与目标航天器的相对运动信息，实现追踪航天器对目标航天器的自主轨道交会而不需要地面提供支持，因此具有极强的在轨应用价值。

技术领域

本发明涉及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，尤其涉及一种交会对接的、考虑地球J2摄动的椭圆轨道航天器，在仅采用相对导航信息下的最优连续推力控制方法，属于航天器轨道控制领域。

背景技术

随着航天技术的发展，两颗卫星的在轨交会对接需求越来越多，且航天器在轨自主运行不依赖于地面控制的技术需求也越来越迫切。目前，电推进、太阳帆等先进的连续推力技术也已经应用于航天器的轨道控制，且对航天器的控制精度要求也越来越高。

现有的卫星相对运动动力学模型基于线性化的模型精度较低，无法满足更高的交会精度的要求。因此本领域亟待提供一种考虑J2摄动的卫星相对运动动力学模型，基于该模型能够获得更精确的卫星交会轨道。

发明内容

本发明的目的是提供一种计算速度快、无需初始猜测值的适用于交会对接的、考虑地球J2摄动的椭圆轨道航天器，在仅采用相对导航信息下的最优连续推力控制方法。

本发明的技术解决方案是：

提供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，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。

优选的，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)。

优选的，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。

优选的，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。

优选的，