[发明专利]一种航天器轨道控制策略的鲁棒性分析方法

说明书

本发明涉及一种轨道控制策略的鲁棒性分析方法，属于航天器轨道动力学与控制领域。本发明通过高斯轨道要素摄动方程对航天器的轨道运动进行建模；对低轨卫星的非球形摄动以及大气阻力摄动进行分析；设计轨道保持策略对航天器轨道要素进行保持控制；采用微分修正算法提高轨道保持的精度；建立航天器运行过程中的位置误差，速度误差，发动机推力误差模型；设计了航天器控制误差均值，方差，以及误差分布比例的计算模型；利用蒙特卡洛仿真方法对带有误差下的航天器轨道控制策略进行仿真分析，建立轨道控制策略的鲁棒性评价体系。在控制策略设计中，充分考虑星上轨道控制的实际情况，以简便可行为前提，贴合实际情况，保证该方法在实际工程中的可行性。

技术领域

本发明涉及一种航天器轨道控制策略的鲁棒性分析方法，尤其涉及航天器轨道控制方法和随机误差存在下的控制误差评价体系，属于航天器轨道动力学与控制领域。

背景技术

航天器在理想的无摄动环境下能够遵守Kepler轨道的运动规律，进行长期稳定的在轨运行。然而现实环境中不可避免的存在各种轨道摄动因素，例如地球扁率摄动、大气摄动、太阳光压摄动、日月摄动等，导致航天器偏离预定轨道，从而对航天器执行相关任务，尤其是精密任务，带来偏差和不便。因此对长期在轨的航天器进行轨道保持控制研究是一项必要的工作，同时也是航天器执行其他任务的基础。

轨道维持策略有大推力脉冲式控制方案，小推力连续控制方案等。相对于小推力连续控制方案，脉冲控制方案具有很多优点，如工程上更容易实现，可靠性高，计算效率也更高。因此本发明选择脉冲式控制方法进行轨道控制。

在理想轨控过程中，首先需要对当前时刻航天器所处的位置进行测量，并与标称轨道进行对比，从而确定轨道参数机动量的大小，然后启动轨控发动机，产生脉冲对轨道进行修正，从而达到轨道保持的目的。但是在轨道确定和发动机推力执行上都不可避免的存在误差，这直接影响了轨道控制的性能，甚至决定着任务的成败。

鲁棒性分析是设计轨道维持策略的一个重要环节。通过鲁棒性分析，轨道控制策略的实用性和可靠性得到验证，为控制策略的在轨使用提供了依据和保障。而目前的鲁棒性分析则仅仅只针对一种控制方法或是某个特定的误差。文献(Howell,K.C.,and Barden,B.T.,“Trajectory design and station-keeping for multiple spacecraft information near the Sun-Earth L1point,”IAF 50th International AstronauticalCongress,1999)研究了一种平动点附近航天器编队飞行的轨道保持策略，并采用蒙特卡洛仿真验证了其具有良好的鲁棒性。文献(Rozanov,M.,and Guelman,M.,“Aeroassistedorbital maneuvering with variable structure control,”Acta Astronautica,Vol.62,No.1,2008,pp.9-17)研究了一种变结构闭环控制方法用于应对大气捕获时大气密度的不确定性问题，并进行了蒙特卡洛仿真以评价该方法的鲁棒性。目前的轨道控制策略鲁棒性分析具有一定的针对性，并没有从系统的角度建立评价卫星轨道控制策略的鲁棒性评价体系，因此本发明旨在提出一种航天器轨道控制策略的鲁棒性的分析方法，建立一种航天器轨控策略的鲁棒性评价体系，从而为轨控策略的实际应用提供依据和保障。

发明内容

本发明的目的是提供一种航天器轨道控制策略的鲁棒性分析方法，该方法普遍适用于任何轨道控制策略，所考虑的误差种类也不受限制，能对任一轨控策略的鲁棒性进行分析，并得出可靠结论，为该策略的实际应用提供依据和保障。

本发明的目的通过以下技术方案实现。