[发明专利]一种复杂约束下航天器连续推力轨道转移控制及优化方法

权利要求书

1.一种复杂约束下航天器连续推力轨道转移控制及优化方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1：基于航天器连续推力动力学模型，提出一种由航天器当前轨道特征点邻域和可调参数集确定的轨道转移控制策略，依靠常幅值径向、切向和法向分量的发动机推力实现轨道转移；

步骤2：基于步骤1中的轨道转移控制策略，依据航天器在实际任务中需要面对的开关机约束，建立多种航天器开关机约束条件，将轨道转移控制策略和多种航天器开关机约束条件结合，得到带有复杂约束的轨道转移控制模型；所述多种航天器开关机约束包括地影区内的关机约束、月影区内的关机约束、地面测控站可见区开机约束及日凌区关机约束；

步骤3：根据步骤2得到的带有复杂约束的轨道转移控制模型，将步骤1中的可调参数集构造为状态变量输入，建立控制性能指标函数作为输出，构建状态变量和控制性能指标间的函数映射，得到带有复杂约束的轨道转移优化问题；利用智能优化算法求解带有复杂约束的轨道转移优化问题，得到使性能指标函数值最小的状态变量，最终完成复杂约束下航天器连续推力轨道转移控制及优化工作。

2.根据权利要求1所述的复杂约束下航天器连续推力轨道转移控制及优化方法，其特征在于：所述步骤1中，轨道转移控制策略如下：

式中，u_str为航天器发动机推力的方向矢量，X_c和X_T分别为当前轨道和目标轨道的改进春分点根数，R为当前航天器位置，通过轨道要素转换方法由X_c计算得到，以函数R＝g(X_c)描述；

f(X_c,X_T)＝[u_r,u_t,u_h]^T，其中：

式中下标r、t和h分别表示径向、切向和法向，则u_r、u_t和u_h分别是u_str沿径向、切向和法向的分量；定义控制参数向量u₀＝[u_r0,u_t0,u_h0]，在D₁和D₂中进行面内椭圆调整，只依靠径向和切向的推力，其中径向推力用于调整近地点幅角，切向推力用于调整轨道半长轴；在D₃和D₄中进行轨道面调整，只依靠法向推力；u_r、u_t和u_h的取值方法具体给出如下：

(1)若R∈D₁(ξ₁,δ₁)，若远地点高度低，则flag1＝1，否则flag1＝-1；若ω_c＜ω_T，则flag4＝1，否则flag4＝-1，有u_t＝flag1*u_t0,u_r＝flag4*u_r0，flag1和flag3为符号标记；

(2)若R∈D₂(ξ₂,δ₂)，若近地点高度低，则flag2＝1，否则flag2＝-1；若ω_c＜ω_T，则flag4＝1，否则flag4＝-1，有u_t＝flag2*u_t0,u_r＝flag4*u_r0，flag2为符号标记；

(3)若R∈D₃(ξ₃,δ₃)，flag3＝1，u_h＝flag3*u_h0，flag3为符号标记；

(4)若R∈D₄(ξ₄,δ₄)，flag3＝-1，u_h＝flag3*u_h0；

其中，{D₁(ξ₁,δ₁),D₂(ξ₂,δ₂),D₃(ξ₃,δ₃),D₄(ξ₄,δ₄)}为航天器当前轨道椭圆上的四个弧段，分别由四个特征点和邻域角定义，四个特征点分别是当前轨道的近地点、远地点、下穿越点和上穿越点，下穿越点为航天器由上向下经过目标轨道面的位置，反之则是上穿越点，ξ为特征向量，由地心指向特征点；δ为邻域角，用于限制对应弧段上的点与特征点关于地心的夹角；定义一个邻域角向量Δ_a＝[δ₁,δ₂,δ₃,δ₄]，由于近地点和远地点连线，上穿越点和下穿越点连线均经过地心，因此有0°＜δ_i＜90°,i＝1,2,3,4；可调参数集包括Δ_a＝[δ₁,δ₂,δ₃,δ₄]和u₀＝[u_r0,u_t0,u_h0]共七个参数，直接影响轨道转移的效果。