[发明专利]一种混合小推力航天器的轨道保持和扰动抑制方法

权利要求书

1.一种混合小推力航天器的轨道保持和扰动抑制方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：

(1)根据深空探测器广泛采用的圆型限制性三体模型，建立混合小推力航天器在日心悬浮轨道柱坐标系下的动力学模型；

(2)将步骤(1)建立的混合小推力航天器的动力学模型转化为仿射标准型；

(3)针对步骤(2)中的仿射标准型设计滑模控制器，得到滑模控制器的控制量；

其中，滑模控制器的设计方法为：

定义混合小推力航天器运行的轨道半径误差e₁、轨道角度误差e₂、轨道高度误差e₃分别为：

其中，ρ、θ、z分别表示混合小推力航天器运行的轨道半径、轨道角度和轨道高度；ρ_d、θ_d、z_d分别表示标称日心悬浮轨道的轨道半径、轨道角度和轨道高度；

在日心悬浮轨道柱坐标系三个坐标轴上分别设计滑模面s₁、s₂和s₃为：

其中，a₁、a₂、a₃分别表示定义轨道半径误差、轨道角度误差、轨道高度误差动态带宽的可调参数，取值范围为a_i0，i＝1,2,3，τ表示对轨道跟踪误差在时间上进行积分的积分变量；

设计滑模控制器等效控制量和切换控制量分别为：

其中，r₁、r₂分别表示日心指向混合小推力航天器位置矢量和地心指向混合小推力航天器位置矢量，μ_s、μ_e分别表示日心引力常数、地心引力常数；ω_e、t分别表示地球绕日公转平均角速度和混合小推力航天器运行时间；

其中，k₁、k₂、k₃分别表示定义增益的可调参数，取值范围为k_i0，i＝1,2,3；Φ₁、Φ₂、Φ₃分别表示定义边界层厚度的可调参数，取值范围为Φ_i0，i＝1,2,3；并且当|x|≤1时，sat(x)＝x，|x|1时，sat(x)＝sgn(x)，其中

设计滑模控制器的控制量为：

u＝u_eq+u_sw (5)；

(4)根据步骤(3)得到的控制量计算混合小推力航天器的实际控制输入。

2.根据权利要求1所述的一种混合小推力航天器的轨道保持和扰动抑制方法，其特征在于，所述步骤(1)中建立的动力学模型为：

其中，β表示光压因子；α、δ分别表示混合小推力航天器中太阳帆锥角和太阳帆转角；分别表示混合小推力航天器中太阳电推进加速度和外扰动加速度，u_ρ、u_θ、分别表示太阳电推进加速度在日心悬浮轨道柱坐标系三个坐标轴上的加速度分量，d_ρ、d_θ、分别表示外扰动加速度在日心悬浮轨道柱坐标系三个坐标轴上的加速度分量。

3.根据权利要求1所述的一种混合小推力航天器的轨道保持和扰动抑制方法，其特征在于，所述步骤(2)中仿射标准型表达式为：

其中，u＝[u₁ u₂ u₃]^T表示滑模控制器的控制量，u₁、u₂、u₃分别表示滑模控制器在日心悬浮轨道柱坐标系三个坐标轴上的控制分量，同时包含混合小推力航天器中的太阳帆推进加速度和太阳电推进加速度。

4.根据权利要求1所述的一种混合小推力航天器的轨道保持和扰动抑制方法，其特征在于，所述步骤(4)中混合小推力航天器的实际控制输入的计算方法为：

通过步骤(3)得到的滑模控制器的控制量，需要转换成混合小推力航天器的实际控制输入，即太阳帆姿态角和太阳电推进加速度，满足的条件为：

其中，a_e＝[u_x u_y u_z]^T表示日心悬浮轨道直角坐标系下的太阳电推进加速度，u_x、u_y、u_z分别表示太阳电推进加速度在此坐标系三个坐标轴上的加速度分量，由上式表示为：

为了减少推进剂的消耗，混合小推力航天器的实际控制输入中，太阳帆姿态角表示为：

其中，α^*和δ^*分别表示混合小推力航天器的实际控制输入中的太阳帆锥角和太阳帆转角；

混合小推力航天器的实际控制输入中，太阳电推进加速度在日心悬浮轨道直角坐标系三个坐标轴上的加速度分量u_x^*、u_y^*和u_z^*表示为：