[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

说明书

本发明公开了一种基于自适应超扭滑模控制的平动点轨道保持方法，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；建立航天器平动点轨道运动的干扰加速度模型；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。本发明具有算法简单、鲁棒性和自适应性强的优点。

技术领域

本发明属于航天器飞行动力学与控制领域，具体涉及一种基于自适应超扭滑模控制的平动点轨道保持方法。

背景技术

随着月球探测的新一轮高潮，充分开发地月空间、可持续更经济的利用月球资源成为主要课题之一。由于平动点轨道拥有特殊的动力学特性，其在深空探测领域具有重要的应用价值。然而，平动点轨道固有的不稳定特性要求航天器需要不断进行主动轨道保持，才能在附近长时间工作。轨道保持技术可以分为两大类：基于动力学特性的轨道保持技术和基于控制理论的轨道保持技术。相比于基于动力学特性的轨道保持技术，基于控制理论的轨道保持技术的优势在于它可以保证受控系统受到不确定因素干扰时的性能以及稳定性。但是，基于控制理论的轨道保持技术设计的轨道保持器性能保守、算法复杂、计算效率低，不适合于工程应用。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明提供了一种基于自适应超扭滑模控制的平动点轨道保持方法，用以解决上述技术问题。

为了解决上述技术问题，本发明通过以下技术方案予以实现：

一种基于自适应超扭滑模控制的平动点轨道保持方法，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；

建立航天器平动点轨道运动的干扰加速度模型；

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。

进一步地，所述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；

进一步地，所述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_c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：