[发明专利]地球静止轨道航天器电推进转移轨道控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及轨道航天器控制领域，具体而言，涉及一种地球静止轨道航天器电推进转移轨道控制方法。

背景技术

相比于传统化学推进系统，电推进系统具有比冲高、推力大小可精确调节以及控制精度高等优势。其中，电推进系统的比冲(现已达到3800秒以上)远远高于传统化学推进系统的比冲(一般在300秒左右)，使得电推进系统完成相同航天任务需要的推进剂将大为减少，对于提高航天器有效载荷比、降低发射成本以及提高航天器在轨运行寿命等方面具有重要意义。然而，相比于化学推进系统，电推进系统推力较小(一般为几十到几百毫牛量级)，按照现有电推进系统能力，地球静止轨道(GEO)转移任务需要长达6个月时间(刘悦.全电推进卫星平台未来发展前景分析[J].国际太空,2014,427；李云.国外全电推进卫星发展分析[J].国际太空,2014,423)，漫长的轨道转移时间给航天器系统的空间防护设计、变轨控制设计以及供配电设计等带来了严峻挑战；此外，由于电推进小推力作用下的航天器轨道与传统化学推进航天器轨道具有本质不同，无法采用速度脉冲假设进行转移轨道建模分析，进一步增加了电推进转移轨道设计的困难。因此，如何对电推进GEO转移轨道进行设计优化使得航天器以最短时间实现轨道转移，是新一代全电推GEO航天器系统研制当中必须要解决的关键技术。电推进条件下的连续小推力转移轨道优化设计问题本质上是一个最优控制问题，传统求解方法主要包括间接法和直接法两类。其中，间接法基于庞特里亚金极大值原理，通过推导性能指标的一阶最优必要条件，将最优控制问题转化成两点边值问题进行求解；直接法对系统状态方程进行离散处理，并通过多项式对状态变量和控制变量进行拟合，进而将最优控制问题转化为非线性规划问题进行求解。然而，间接法在求解两点边值问题时面临着收敛域小、初值猜测困难以及边界条件约束条件敏感等数值困难，直接法也存在求解非线性规划问题计算量大、收敛困难以及不能保证结果最优性等问题。因此，为了克服传统方法的局限性，十分有必要发展一种收敛性好、计算效率高的GEO转移轨道设计优化方法，保证在总体设计阶段能够快速实现电推进转移轨道方案的设计与修改，为GEO航天器系统方案论证和总体设计提供参考。

发明内容

本发明旨在提供一种降低控制难度的地球静止轨道航天器电推进转移轨道控制方法。

为了达到上述目的，本发明提供了一种地球静止轨道航天器电推进转移轨道控制方法，控制方法包括：步骤1，确定初始条件，其中，初始条件包括推力器推力T、比冲I_sp以及航天器发射质量m₁₀；步骤2，由运载火箭将地球静止轨道航天器发射到的带倾角大椭圆转移轨道作为第一阶段轨道转移的第一初始轨道，确定第一初始轨道的Kepler根数，其中，Kepler根数包括轨道半长轴a、偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角ω和平近点角M；步骤3，以Kepler根数建立第一初始轨道动力学方程，并将推力加速度固定在第一预设平面内，并以推力方位角α对第一初始轨道降低轨道倾角，同时对第一初始轨道进行圆化，得到第二初始轨道，并获取第一初始轨道转移到第二初始轨道的时间t_f1以及推进剂消耗量m_fuel1；步骤4，将推力加速度固定在第二预设平面内，并以推力方位角β对第二初始轨道转移到地球静止轨道，并获取第二初始轨道转移到地球静止轨道的时间t_f2以及推进剂消耗量m_fuel2；步骤5，计算地球静止轨道转移过程总时间t_f＝t_f1+t_f2以及转移过程的推进剂消耗量；步骤6，基于轨道转移模型，以地球静止轨道转移总时间t_f最短为设计目标，采用序列二次规划方法对第一初始轨道阶段推力方位角α进行优化，获取最优地球静止轨道转移轨道方案。

进一步地，步骤3包括：步骤31，以Kepler根数为参数，建立第一阶段轨道转移的Gauss型轨道摄动动力学方程如式(1)所示：