[发明专利]一种弱稳定边界区域内航天器编队飞行方法有效
申请号: | 201610362783.7 | 申请日: | 2016-05-26 |
公开(公告)号: | CN105912020B | 公开(公告)日: | 2018-10-09 |
发明(设计)人: | 徐明;付小宇;林名培;贾向华;马越辰;王召辉;潘晓 | 申请(专利权)人: | 北京航空航天大学 |
主分类号: | G05D1/10 | 分类号: | G05D1/10 |
代理公司: | 中国航天科技专利中心 11009 | 代理人: | 陈鹏 |
地址: | 100191*** | 国省代码: | 北京;11 |
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摘要: | 本发明一种弱稳定边界区域内航天器编队飞行方法,1)在日‑地‑月‑航天器四体模型下求解基于弱稳定边界性质的主航天器地‑月低能转移轨道;2)推导日‑地‑月‑航天器四体模型下伴飞航天器的相对动力学方程;3)设计哈密顿结构保型控制器;4)求解得到伴飞航天器的有界相对飞行轨道;5)结合步骤1)得到的主航天器地‑月低能转移轨道,实现主航天器与伴飞航天器编队飞行轨道的规划。本发明提升编队飞行基本动力学模型精度,在编队控制时考虑引力环境变化的因素;同时提出一个基于哈密顿结构保型控制器编队飞行控制方法用于生成地‑月低能转移过程中的有界相对飞行轨道。 | ||
搜索关键词: | 一种 稳定 边界 区域内 航天器 编队 飞行 方法 | ||
【主权项】:
1.一种弱稳定边界区域内航天器编队飞行方法,其特征在于步骤如下:1)在日‑地‑月‑航天器四体模型下求解基于弱稳定边界性质的主航天器地‑月低能转移轨道;2)推导日‑地‑月‑航天器四体模型下伴飞航天器的相对动力学方程;3)设计哈密顿结构保型控制器;4)求解得到伴飞航天器的有界相对飞行轨道;5)结合步骤1)得到的主航天器地‑月低能转移轨道,实现主航天器与伴飞航天器编队飞行轨道的规划;所述步骤1)中求解基于弱稳定边界性质的主航天器地‑月低能转移轨道的具体方法如下:11)在地‑月旋转坐标系内建立日‑地‑月‑航天器四体模型,利用分析力学或经典力学的方法建立下该四体模型下的主航天器动力学方程,形式如下:其中,为主航天器位置矢量r的二阶导数,J为辛矩阵,为主航天器位置矢量r的一阶导数,U为地‑月旋转坐标系内日‑地‑月‑航天器四体模型的拟势函数;12)以可以被月球引力场弹道捕获的位置和相应速度作为积分初值,对步骤11)获得的主航天器动力学方程关于时间进行逆向积分,获得可以到达地球附近的月‑地转移轨迹;13)利用微分修正的方法,以步骤12)中逆向积分的初值为已知量,积分终点位置与地球的距离为修正量,修正步骤12)获得的月‑地转移轨迹,使转移轨道终点与地球的距离小于0.026个长度单位,1长度单位=384400km;记录经过微分修正后的月‑地转移轨迹终点的位置和速度;14)将经过微分修正后的月‑地转移轨迹终点的位置和速度作为积分初值,对步骤11)得到主航天器动力学方程关于时间进行正向积分,获得基于弱稳定边界性质的主航天器地‑月低能转移轨道;所述步骤2)中日‑地‑月‑航天器四体模型下伴飞航天器的相对动力学方程的形式如下:其中,为从主航天器到伴飞航天器的位置矢量Δr的二阶导数,J为辛矩阵,为从主航天器到伴飞航天器的位置矢量Δr的一阶导数,o(Δr)为从主航天器到伴飞航天器的位置矢量Δr的高阶项,Urr为日‑地‑月‑航天器四体模型下拟势函数的雅可比矩阵;所述步骤3)中哈密顿结构保型控制器的具体设计方法为:31)略去伴飞航天器相对动力学方程中的高阶项,得到线性化的相对动力学方程,形式如下:32)上述线性化相对动力学方程对应了一个非受控的动力学系统,此系统的状态转移时段为步骤1)求得的主航天器地‑月低能转移轨道对应的时段,将此非受控动力学系统的状态转移矩阵记为Φ,其形式如下:计算获得此非受控动力学系统在其状态转移时段内每个时间点的状态转移矩阵的6个特征值及这6个特征值分别对应的特征向量;33)将步骤32)中求出的每个时间点状态转移矩阵的6个特征值按其共轭情况分组,两两一组,分为三组;三个特征值组按照其分别对应的平衡点的类型进行排序,对应中心点型平衡点的特征值组在后,对应非中心点型平衡点的特征值组在前,对应同一类型平衡点的特征值组的先后顺序无要求;每个特征值组内按照虚部的正负情况进行排序,虚部为正的特征值在前,虚部为负的特征值在后,完成每个时间点状态转移矩阵的特征值和特征值组的排序,将排序后的特征值依次记为特征值1至特征值6,排序后的特征值组对应的平衡点依次记为平衡点1至平衡点3;34)根据步骤32)中非受控动力学系统的状态转移时段内各分时段对应的平衡点类型的不同,将主航天器地‑月转移过程分为五个阶段,按时间先后顺序排列如下:第一阶段:靠近地球的、平衡点为1个鞍点+2个中心点的阶段;第二阶段:靠近地球的、平衡点为3个中心点的阶段;第三阶段:地‑月转移过程中平衡点为1个稳定焦点+1个不稳定焦点+1个中心点的阶段;第四阶段:靠近月球的、平衡点为3个中心点的阶段;第五阶段:靠近月球的、平衡点为1个鞍点+2个中心点的阶段;35)利用步骤33)中排序后的特征值及其对应的特征向量,构造哈密顿结构保型控制器Tc,其形式如下:Tc=Π×Δr;其中,系数矩阵Π的形式为在哈密顿结构保型控制器Tc中,G1、G2、G3、G4分别为控制器Tc的四个控制增益,σ1和γ1分别为经过步骤33)排序后的特征值1的实部和虚部的绝对值,σ2和γ2分别为特征值2的实部和虚部的绝对值,和分别为特征值1对应的特征向量的实部和虚部,和分别为特征值2对应的特征向量的实部和虚部,和分别为特征值3对应的特征向量的实部和虚部,和分别为特征值4对应的特征向量的实部和虚部,上脚标T表示对应向量的转置;36)将步骤35)中得到的哈密顿结构保型控制器Tc应用在步骤32)中的非受控动力学系统,得到如下的线性受控动力学系统:此受控动力学系统的状态转移时段和步骤32)中的非受控动力学系统的状态转移时段相同,均为步骤1)求得的主航天器地‑月低能转移轨道对应的时段,将此受控动力学系统的状态转移矩阵记为其形式如下:37)通过分析不同控制增益组合下,步骤36)中线性受控动力学系统每个时间点的状态转移矩阵的特征值类型,获得哈密顿结构保型控制器Tc中各控制增益在步骤34)中所分的五个阶段的取值条件及在主航天器地‑月低能转移的全时段内满足条件的各增益组合;增益在各阶段的取值条件如下:在第一和第五阶段,即非受控动力学系统的平衡点组成为1个鞍点+2个中心点的阶段,此时段内控制增益G2=0,控制增益G1、G3、G4的取值应使受控动力学系统在该阶段内各时间点的状态转移矩阵的特征值均为中心点平衡点对应的特征值类型,即所求解的6个特征值的实部均为零;在第二和第四阶段,即非受控动力学系统的平衡点组成为3个中心点的阶段,此时段内控制增益取值为G1=G2=G3=G4=0;在第三阶段,即非受控动力学系统的平衡点组成为1个稳定焦点+1个不稳定焦点+1个中心点的阶段,此时段内控制增益G2可取任意非负实数,控制增益G1、G3、G4的取值应使受控动力学系统在该阶段内各时间点的状态转移矩阵的特征值均为中心点平衡点对应的特征值类型,即所求解的6个特征值的实部均为零;38)将满足步骤37)中控制增益取值条件的各增益组合带入哈密顿结构保型控制器Tc,通过对控制器Tc关于主航天器地‑月低能转移全时段进行积分,求解得到航天器地‑月转移过程中各增益组合对应的控制器Tc的燃料消耗情况;结合编队飞行任务中轨控发动机的技术参数和各个增益组合对应的燃料消耗情况,在轨控发动机可提供的最大加速度和比冲范围内且对应消耗燃料最少的控制器增益组合,即为对应编队任务下最优的控制器增益组合,记为此时确定对应编队任务中优化的哈密顿保型控制器所述步骤4)中伴飞航天器的有界相对飞行轨道具体形式为:41)将步骤38)中得到的优化的哈密顿结构保型控制器应用在步骤2)中的日‑地‑月‑航天器四体模型下伴飞航天器的相对动力学方程,得到非线性的受控相对动力学方程,形式如下:42)根据编队飞行任务要求,设定伴飞航天器相对主航天器的初始位置和初始速度,作为积分初值,对步骤41)中的非线性受控相对动力学方程关于航天器地‑月转移全时段进行积分,求解得到伴飞航天器的有界相对飞行轨道。
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