[发明专利]一种航天器在日地系统不稳定平动点轨道间交会控制方法有效
申请号: | 201510191346.9 | 申请日: | 2015-04-22 |
公开(公告)号: | CN104793613B | 公开(公告)日: | 2017-08-25 |
发明(设计)人: | 彭海军 | 申请(专利权)人: | 大连理工大学 |
主分类号: | G05D1/00 | 分类号: | G05D1/00;G05B13/04 |
代理公司: | 大连星海专利事务所21208 | 代理人: | 裴毓英 |
地址: | 116024 辽*** | 国省代码: | 辽宁;21 |
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摘要: | |||
搜索关键词: | 一种 航天器 系统 不稳定 平动 轨道 交会 控制 方法 | ||
1.一种航天器在日地系统不稳定平动点轨道间交会控制方法,其特征在于,所述方法包括以下步骤:
步骤100,确定航天器在日地系统平动点轨道交会的初始轨道、目标轨道以及交会过程时间,并建立受控航天器交会动力学模型,其中,建立受控航天器交会动力学模型,包括:
建立在日地系统两天体质心上的参考坐标系,参考坐标系与两天体以相同的轨道速度旋转,参考坐标系的x轴从系统质心处向地球延伸,z轴沿着系统的角动量方向延伸,y轴根据右手法则确定;
受控航天器交会动力学模型的动力学方程表示为:
其中,方程中的点号代表旋转框架内的时间微分,μ是地球的质量与地球太阳质量之和的比值,γ表示地球和平动点L2之间的距离,符号ux、uy和uz分别表示受控航天器的控制输入,表示坐标x对时间求导;
步骤200,综合考虑航天器在交会过程中的能量消耗以及交会精度,并基于建立的受控航天器交会动力学模型,建立非线性最优控制问题;其中,建立的非线性最优控制问题的性能指标表示为:
其中,x∈Rn×1表示状态变量,u∈Rm×1表示控制变量,xd∈Rn×1表示目标状态向量,ud∈Rm×1表示目标控制输入,t表示时间,τ∈[t,t+T]表示预测未来系统状态的时间变量,ψ∈Rm×1表示线性混合终端状态Mfx(t+T)的目标值,Q∈Rn×n表示半正定矩阵,G∈Rm×m表示正定矩阵,Sf表示半正定终端权矩阵,Mf表示给定的矩阵;
步骤300,采用保辛数值方法在有限长时间内求解非线性最优控制问题,得到最优控制输入,包括以下步骤:
步骤301,将交会过程时间[t,t+T]等分为N个子时间区间,每一个子时间区间的时间步长为η=T/N,其中,每一个子时间区间表示为t0=t,t1=t+η,...,tj=t+jη,...,tN=tf;
步骤302,在第j个子时间区间中,获得开环最优控制系统的协态变量,其中,j从0开始到N结束,所述获得开环最优控制系统的协态变量,包括:
在第j个子区间中,用插入了r个等间距点的r-1阶Lagrange多项式来代替状态变量x(τ),而用插入了s个等间距点的s-1阶Lagrange多项式来代替协态变量λ(τ),状态变量x(τ)和协态变量λ(τ)表示为:
其中,符号代表Kronecker积,I代表n×n阶单位矩阵,向量λj-1与λj分别代表第j个子时间区间左端与右端的协态变量,
引入对偶变量变分原理如下:
将离散的状态变量(11)和协态变量(12)代入上述对偶变量变分原理,获得如下线性方程
AZ=B (14)
其中,Z={λ(t0)T,λ(t1)T,…,λ(tj)T,…,λ(tN)T}T;
利用公式(14)得到开环最优控制系统的协态变量;
步骤400,利用获得的协态变量更新当前子时间区间的控制输入,将得到控制输入作用到航天器交会动力学模型,完成一个子时间区间的动力学仿真,并通过导航方法获得当前航天器状态变量;
步骤500,进行子时间区间的递进,以当前航天器终端状态为下一个子时间区间的初始状态,依次重复步骤302至步骤400,直至完成航天器在不稳定平动点轨道间交会任务。
2.根据权利要求1所述的航天器在日地系统不稳定平动点轨道间交会控制方法,其特征在于,通过以下公式利用获得的协态变量更新当前子时间区间的控制输入:
u=ud-G-1(B(τ))Tλ(15)
其中,u∈Rm×1表示控制变量,ud∈Rm×1表示目标控制输入,G∈Rm×m表示能量加权矩阵,是正定矩阵,τ表示时间,B(τ)表示受控非线性动力学方程对控制变量的偏导数矩阵,λ表示协态变量。
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