[发明专利]一种基于状态量反馈的小推力跟踪制导方法

摘要

本发明公开了一种基于状态量反馈的小推力跟踪制导方法，该方法包括有构建航天器从初始轨道转移到目标轨道的时间最优转移轨道步骤；在时间最优转移轨道基础上设计时间最优状态量参考轨道的步骤；构造单圈内最优控制问题，设计出单圈控制律的步骤。本发明方法是将多圈的连续推力轨道机动优化问题转化为一系列单圈的状态量参考轨道跟踪控制问题来解决。通过构造与时间无关的状态量参考轨道，设计出单圈控制律，从而实现状态量参考轨道的跟踪。

主权项

一种基于状态量反馈的小推力跟踪制导方法，该方法包括有构建航天器从初始轨道转移到目标轨道的时间最优转移轨道步骤；在时间最优转移轨道基础上设计时间最优状态量参考轨道的步骤；构造单圈内最优控制问题，设计出单圈控制律的步骤；其特征在于：构建航天器从初始轨道转移到目标轨道的时间最优转移轨道，即在小推力控制律u作用下，航天器从初始轨道I转移到目标轨道E上，并且转移时间最短的时间最优转移轨道TO；所述时间最优转移轨道TO所涉及到的轨道要素分别是轨道半长轴aTO、偏心率eTO、轨道倾角iTO、升交点赤经ΩTO、近地点幅角ωTO和真近点角θTO；任意一个时刻ts下的时间最优转移轨道的轨道要素为TO(ts)＝{aTO,eTO,iTO,ΩTO,ωTO,θTO}；在时间最优转移轨道基础上设计时间最优状态量参考轨道的步骤是指，在时间最优转移轨道TO上，以任意一个时刻ts下的设计量作为横轴，以跟踪量AA为纵轴，构造与轨道状态量相关的时间最优状态量最优轨道TOS；所述设计量所述跟踪量AA包括有eTO(ts)和iTO(ts)，采用集合形式表达为AA＝{bTO(ts),eTO(ts),iTO(ts)}；aE为轨道半长轴；对时间最优状态量最优轨道TOS采用三次多项式曲线拟合生成时间最优状态量参考轨道TR，所述的TR涉及到的轨道状态量分别是轨道伪半长轴bTR、偏心率eTR、轨道倾角iTR；状态量的横轴为应用集合表达形式为TR＝{bTR,eTR,iTR}；构造单圈内最优控制问题，设计出单圈控制律的步骤是指，航天器轨道中的单圈轨道要素记为X，X＝{a,e,i,Ω,ω,θ}，对于轨道转移过程中任意一圈轨道标识号记为k，第k圈的轨道要素通用表达记为Xk，Xk＝{ak,ek,ik,Ωk,ωk,θk}；第k圈的轨道状态量伪半长轴记为bk，与半长轴和偏心率相关的状态设计量记为所述伪半长轴第k圈的起始时刻记为时刻航天器的实际轨道要素记为X0k，所述X0k涉及到的轨道要素分别是轨道半长轴a0k、偏心率e0k、轨道倾角i0k、升交点赤经Ω0k、近地点幅角ω0k和真近点角θ0k；写为集合形式有X0k＝{a0k,e0k,i0k,Ω0k,ω0k,θ0k}；第k圈起始时刻航天器的密切轨道周期为其中μ是地球的引力常数；第k圈终点时刻记为即通过设计第k圈的最优控制律uk，使得在时刻的性能指标Jk最小，且满足轨道动力学关系、质量导数关系、初始时刻约束关系以及跟踪时间最优状态量参考轨道的约束关系；所述的系统性能指标所述轨道动力学关系所述质量导数关系所述初始时刻约束关系所述跟踪时间最优状态量参考轨道的约束关系bk(tfk)-bTR[xGk(tfk)]=0ek(tfk)-eTR[xGk(tfk)]=0ik(tfk)-iTR[xGk(tfk)]=0;]]>其中：第k圈的系统性能指标记为Jk，航天器的质量记为m，发动机推力大小记为F，发动机喷气速度记为c；分别为时间最优状态量参考轨道跟踪量AA的各元素在状态量的横轴为等于时的值。