[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

说明书

本发明涉及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，根据航天器轨道动力学特性，设计由航天器当前轨道位置和可调参数集确定的轨道转移控制策略，得到轨道转移控制模型；结合地球自转模型和日、月星历模型，引入航天器在实际任务中需要面对的开关机约束，得到带有复杂约束的轨道转移控制模型；所述开关机约束包括地影区关机约束、月影区关机约束、地面测控站可见时开机约束及日凌现象发生时关机约束；将轨道转移策略中的可调参数集作为输入，建立控制性能指标作为输出，得到带有复杂约束的轨道转移控制优化模型；利用智能优化算法输入的可调参数集进行参数优化，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。

技术领域

本发明涉及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，属于航天器控制技术领域。

背景技术

在当前航天任务中，采用连续推力对航天器进行轨道控制成为一种发展的趋势，尤其是电推进等新型推进技术的发展使得，可以大幅减少燃料质量，有效降低卫星总重或提高有效载荷的质量比，延长任务的寿命，降低发射成本。因此关于连续推力作用下的航天器轨道转移最优控制方法的研究受到了研究学者的广泛关注，数值求解方法可以分为直接法、间接法及两者结合的混合法。直接法将轨道转移最优控制问题进行状态变量和控制变量的离散参数化，从而转化为参数优化问题，进一步通过非线性规划算法求解。间接法利用变分法和庞特里亚金极值原理推导最优性必要条件，将最优控制问题转化为两点边值问题，通过对协态变量的初值进行搜索进而得到最优控制律。求解边值问题协态变量初值可以采用打靶法，但是打靶函数对于初值非常敏感，不容易收敛。因此同伦法、智能优化算法、UKF参数估计法^[8]等手段均被用于对协态变量初值进行搜索。混合法通常假定了推力的函数结构，推导最优控制的必要条件后求解。通过对控制结构进行假设和对问题进行简化，可以得到一些轨迹优化的解析求解方法。田百义等针对GTO-GEO轨道转移问题，采用了轨道面内面外解耦控制的策略，在面内保持远地点高度不变条件下解析求解径向和法向推力夹角，面外控制依靠面内外推力夹角控制，控制角设计为纬度幅角的正弦函数，在升降交点处取最大值。朱政帆等提出了一种利用人工智能方法进行轨道转移设计的构想，自动进行初解、延拓和拼接三个步骤，发挥出机器学习高效计算得优越性。但是，现有研究中的轨道控制方法与轨道动力学模型相关性很高，且需要复杂的公式推导。

求解轨道转移问题后得到的最优控制律往往是一组复杂的数值曲线，需要设计制导控制律，使航天器实现对最优轨迹的跟踪。Yang等于李雅普诺夫理论和神经网络方法实现了考虑地球J2摄动与地影区影响的轨道转移制导控制。张冉等提出一种多项式曲线拟合的方法，逼近轨道转移的数值解，建立了一种分段常值推力跟踪参考轨道的闭环制导策略。但是，采用制导律设计需要有参考轨迹进行跟踪，不便于直接使用。

直接法的优点是不需要推导复杂的最优性条件，在状态和控制参数化时可以考虑路径约束，缺点是难以保证控制的最优性，并且需要给出控制变量的初值猜测。间接法中两点边值问题的协态变量没有物理意义，且对协态初值非常敏感，使得初值猜测的难度很大，尤其是在初末状态变量差异和转移时间增大的情况下，更加难以得到收敛的初值猜测值，并且采用间接法进行最优性必要条件推导时难以处理路径约束。同时，由于轨道转移的解析解往往难以得到，无论间接法还是直接法求解得到的控制律都是数值解，是一组自变量的数值曲线，难以直接在工程控制中应用，往往需要设计额外的制导律进行轨迹跟踪。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供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，实现任意两条开普勒椭圆轨道间的轨道转移控制，并且在转移过程中能够满足开关机的路径约束，同时可以避免复杂的制导律设计。

本发明技术解决方案：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，其特点在于包括以下步骤：

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；