[发明专利]航天器编队展开重构最优控制求解方法和系统

说明书

本发明提供了一种航天器编队展开重构最优控制求解方法和系统，应用于目标航天器编队的控制系统；包括：获取目标航天器编队的目标飞行参数信息；目标飞行参数信息包括目标航天器编队的主航天器的轨道高度信息和目标航天器编队的主航天器与目标航天器编队的伴随航天器之间的距离信息；基于目标飞行参数信息，判断目标航天器编队的控制系统关于伴随航天器控制的最优解是否是线性的；如果是，则将伴随航天器控制的最优解设为线性解，并基于目标航天器编队的初始状态和终端状态对线性解进行求解，得到目标航天器编队的伴随航天器的控制量。本发明缓解了现有技术中存在的求解过程繁琐和求解效率低下的技术问题。

技术领域

本发明涉及航天器编队控制技术领域，尤其是涉及一种航天器编队展开重构最优控制求解方法和系统。

背景技术

20世纪90年代以来，随着分布式空间系统和小卫星技术的发展，卫星编队概念被提了出来，随后便因其独特优势成为21世纪航天领域的研究热点。与单一复杂航天器相比，卫星编队飞行可以有效地降低成本，另外编队形成的空间构型可以增大观测的视场和基线从而提高观测精度，并且卫星协同使得任务分配更加灵活，实现的功能也更加多样化，从而提高了系统的可靠性。

卫星编队飞行任务中的一个重点和难点是伴随卫星的控制技术实现，其中能量最小的卫星编队最优控制问题尤为重要。Scharf对现有的用于卫星编队队形保持和队形重构的最优控制算法进行了大量调查，这些算法大致可以分为脉冲控制和连续小推力控制两大类。由于连续小推力控制可以使用电推进技术实现，相对于脉冲控制具有更高的控制精度。因此，具有连续小推力控制的卫星编队重构制导是近几年来的研究热点之一。

1960年，Clohessy和Wiltshire在研究临近空间航天器交会问题时提出了Hill方程。在此基础上，2001年，Sabol研究了几种卫星编队的设计及其随时间的演化。2006年，刘辉、李俊峰等利用相对轨道根数法和滑模控制对卫星编队的队形保持和重构进行了设计。2015年，Tillerson和Inalhan基于线性规划和整数规划等设计了一种用于卫星编队的燃料/时间最优控制算法。2017年，Ke利用LQR和SDRE最优控制算法卫星编队在连续控制状态下的队形长期保持问题。2018年，杨博、田苗等研究了卫星编队在小推力作用下的高精度队形保持问题。但是上述控制量的求解过程都是在不知道解的形式下直接对问题进行建模求解的，这就是求解过程比较繁琐，求解效率比较低下。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种航天器编队展开重构最优控制求解方法和系统，以缓解现有技术中存在的求解过程繁琐和求解效率低下的技术问题。

第一方面，本发明实施例提供了一种航天器编队展开重构最优控制求解方法，应用于目标航天器编队的控制系统；包括：获取所述目标航天器编队的目标飞行参数信息；所述目标飞行参数信息包括所述目标航天器编队的主航天器的轨道高度信息和所述目标航天器编队的主航天器与所述目标航天器编队的伴随航天器之间的距离信息；基于所述目标飞行参数信息，判断所述目标航天器编队的控制系统关于伴随航天器控制的最优解是否是线性的；如果是，则将所述伴随航天器控制的最优解设为线性解，并基于所述目标航天器编队的初始状态和终端状态对所述线性解进行求解，得到所述目标航天器编队的伴随航天器的控制量。

进一步地，基于所述目标飞行参数信息，判断所述目标航天器编队的控制系统关于伴随航天器控制的最优解是否是线性的，包括：建立航天器编队的动力学方程，和构建所述动力学方程的控制边界；基于所述动力学方程和所述控制边界，确定伴随航天器控制的最优解为线性解时，所述航天器编队的飞行参数信息所要满足的目标条件；判断所述飞行参数信息是否满足所述目标条件，如果是，则确定所述目标航天器编队的控制系统关于伴随航天器控制的最优解是线性的。