[发明专利]一种基于自适应超扭滑模控制的平动点轨道保持方法

权利要求书

1.一种基于自适应超扭滑模控制的平动点轨道保持方法，其特征在于，包括：

在地月系统旋转坐标系下，建立地月系统中航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程，具体如下：

定义：r_ref＝[x_ref y_ref z_ref]^T表示参考轨迹，δr＝[δx δy δz]^T表示受控轨迹r_c与参考轨迹r_ref之间的相对位置矢量，r_c＝r_ref+δr；

航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程为：

其中，μ为地月系统质量参数；a＝[a_x a_y a_z]^T为航天器的控制加速度；

建立航天器平动点轨道运动的干扰加速度模型，具体包括：

建立月球轨道偏心率扰动引起的干扰加速度模型为：

其中，d_e为月球轨道偏心率扰动引起的干扰加速度；r_o为月球圆轨道圆心与地月系统平动点间的距离；r_e为月球椭圆轨道近地点与地月系统平动点间的距离；

建立太阳引力引起的干扰加速度模型为：

其中，d_s为太阳引力引起的干扰加速度；μ_s为太阳的无量纲质量；r_se为太阳到地球的位置矢量；r_sm为太阳到月球的位置矢量；r_s为太阳到航天器的位置矢量；

根据干扰加速度模型得到干扰加速度，利用自适应超扭滑模控制方法和航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程，设计航天器平动点轨道保持的控制率，具体为：

定义自适应超扭滑模控制方法中的滑模变量为：

其中，k为参考轨迹与受控轨迹之间的位置误差的参数；c为参考轨迹与受控轨迹之间的速度误差的参数；

根据航天器平动点轨道运动的相对运动动力学方程，并考虑月球轨道偏心率扰动引起的干扰加速度模型和太阳引力引起的干扰加速度模型得到的干扰加速度，滑模变量的一阶导数为：

其中，

其中，d＝d_e+d_s＝[d_x d_y d_z]^T为航天器平动点轨道运动的干扰加速度；

根据自适应超扭滑模控制的基本原理，航天器平动点轨道保持的控制率设计为：

其中，A_x,b_x，A_y,b_y和A_z,b_z分别为在地月系统旋转坐标系中x,y和z方向三个分量的自适应增益。

2.根据权利要求1所述的一种基于自适应超扭滑模控制的平动点轨道保持方法，其特征在于，A_x,b_x，A_y,b_y和A_z,b_z的求取方法为：

其中，ε_x,λ_x,r_x,w_x，ε_y,λ_y,r_y,w_y和ε_z,λ_z,r_z,w_z为实数。