[发明专利]一种基于最优滑模控制的连续推力轨道维持方法

说明书

本发明公开一种基于最优滑模控制的连续推力轨道维持方法，S1：获取航天器入轨位置和速度，得到入轨造成的误差；S2：计算当前时刻动力学模型线性化后的雅克比矩阵；推算当前时刻航天器相对名义轨道的状态偏差；S3：求解线性二次调节器的控制律，计算当前时刻滑模面取值；S4：根据推力的大小和方向，判断推力器能否执行当前需要的推力大小；S5：将新航天器状态信息更新轨道误差外推模型，重复步骤S2～S5到轨道维持任务结束。本发明方法不仅可兼顾轨道维持过程的状态偏差和燃料消耗，且针对外扰动有较好鲁棒性，在深空探测任务中具有未知扰动的动力学环境下实现对航天器的良好维持，在深空探测轨道维持任务中有良好前景。

技术领域

本发明涉及航天器轨道动力学与控制技术领域，尤其涉及一种基于最优滑模控制的连续推力轨道维持方法。

背景技术

人类在过去的几十年间的深空探测从月球探测起步，逐渐开展了对七大行星、小行星、彗星、冥王星、太阳等的探测并进入了临近恒星际空间。深空探测任务中往往采用平动点轨道等不稳定的轨道作为名义轨道。相比于传统近地轨道，深空探测中的轨道更不稳定，受到的摄动力更加复杂，导航定轨方面的效果更差，再考虑到入轨偏差、未知摄动力及发动机执行误差等各类扰动项，深空探测任务中航天器的实际轨道往往会偏离名义轨道。所以在深空探测任务中航天器都需要设计轨道维持策略，保证航天器不过度偏离名义轨道。

现阶段，应用于深空探测任务中的轨道维持策略主要可以分为采用脉冲推力和连续推力两种类型，目前工程中应用的轨道维持策略主要采用脉冲推力的方式。相比于脉冲推力的推力器，连续小推力的推力器往往具有较高的比冲。随着连续小推力的推力器的逐步发展，采用连续推力将在维持消耗方面具有较为明显的优势。深空探测任务设计名义轨道时采用的动力学模型不可能包含所有的摄动，在具有较强摄动的环境下需要考虑具有一定鲁棒性的轨道维持策略。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种基于最优滑模控制的连续推力轨道维持方法，用以在深空探测任务中采用连续推力对名义轨道进行跟踪，保证在考虑工程约束和未知摄动的情况下实现对名义轨道的维持。

本发明提供的一种基于最优滑模控制的连续推力轨道维持方法，包括如下步骤：

S1：根据导航定轨设备获取航天器入轨位置和速度，并与设计的名义轨道比较，得到入轨造成的误差；

S2：根据实际的名义轨道的动力学模型计算当前时刻的动力学模型线性化后的雅克比矩阵；根据线性化后的轨道误差外推模型推算当前时刻航天器相对名义轨道的状态偏差；

S3：根据性能指标函数求解线性二次调节器的控制律，并计算当前时刻滑模面的取值；得到最优滑模控制律；

S4：根据所述的最优滑模控制律给出推力的大小和方向，判断推力器能否执行当前需要的推力大小；若是，则调整推力器执行；若否，推力器不予执行；重复执行步骤S2～步骤S4，直到导航定轨装置给出新的航天器状态信息；

S5：当导航定轨装置给出新的航天器状态信息后，将新的航天器状态信息用于更新轨道误差外推模型，并重复执行步骤S2～步骤S5，直到轨道维持任务结束。

在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述基于最优滑模控制的连续推力轨道维持方法中，步骤S2，根据实际的名义轨道的动力学模型计算当前时刻的动力学模型线性化后的雅克比矩阵，根据线性化后的轨道误差外推模型推算当前时刻航天器相对名义轨道的状态偏差，具体包括：

设计名义轨道时需要采用具有较高精度的动力学模型，比如考虑天体真实运动轨迹和姿态的星历模型。星历模型可以采用以地球或者月球为原点的J2000惯性系，并考虑地球引力、月球引力、太阳引力、太阳光压摄动以及木星等其他天体的引力。在考虑航天器与地球和月球距离较近的情况时，可以采用球谐函数模型对地球和月球的引力进行进一步的精确。

采用连续推力控制的航天器动力学方程可表示为：