申请/专利权人：北京理工大学

申请日：2023-11-27

公开（公告）日：2024-03-15

公开（公告）号：CN117706921A

主分类号：G05B13/04

分类号：G05B13/04

优先权：

专利状态码：在审-实质审查的生效

法律状态：2024.04.02#实质审查的生效;2024.03.15#公开

摘要：本发明公开的一种航天器高精度连续推力抵近轨迹规划方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：建立航天器相对运动动力学模型与连续推力下的动力学模型；构造抵近过程的相对距离变化率不断减小的二次函数形式微分方程，生成任务航天器的抵近轨迹与各次脉冲机动矢量；将推力方向角、高度角以及持续时间作为连续推力抵近的优化变量，把相对运动模型下生成的脉冲机动矢量转换到惯性坐标系下并计算近似的推力方向角、高度角以及持续时间作为优化变量初值；构建以任务航天器抵近轨迹的末端相对状态偏差最小为性能指标的修正优化问题，在高精度动力学下分段优化求解得到该问题，得到抵近终端状态高精度匹配的连续推力控制策略与抵近轨迹。

主权项：1.一种航天器高精度连续推力抵近轨迹规划方法，其特征在于：包括如下步骤，步骤一：建立航天器轨道坐标系与地心赤道惯性坐标系，建立航天器相对运动动力学模型与连续推力下的动力学模型；步骤二：在相对运动动力学下设计任务航天器的脉冲抵近轨迹；将各次脉冲施加时机均取在抵近过程总时间的等间隔点上，以直线作为抵近轨迹参考线构造施加脉冲机动的位置，按照抵近过程相对距离变化率随相对距离减小而减慢构造二次函数形式的微分方程，通过带入始末相对位置与速度状态确定其中待定系数并求解微分方程，得到任务航天器施加速度脉冲具体位置与时刻的控制规律，并通过求解步骤一中建立的航天器相对运动模型得到各次速度脉冲矢量；步骤三：获取任务航天器质量与发动机比冲参数，把步骤二得到的抵近轨迹各次速度脉冲方向转换到惯性系下用方向角和高度角表示，把各次脉冲机动大小转换为有限推力下的推力持续时间；将推力方向角、高度角以及持续时间作为连续推力控制量，并将本步骤得到的控制量作为后续步骤四中修正优化问题的初值，加快修正优化过程的收敛速度并提高修正后终端状态的准确性；步骤四：将经过近似解析的相对运动动力学模型更换为对应的描述近地航天器运动的高精度连续推力动力学模型，通过高精度积分器的数值积分结果表征任务航天器的抵近轨迹，以任务航天器各次机动推力持续时间Tlm、推力方向角Am和高度角Em作为连续推力控制量，构建以抵近末端相对状态偏差最小为性能指标的修正优化问题，将步骤三中得到的控制量作为初值，使用任意基于梯度的局部优化算法对任务航天器状态修正优化问题进行求解，优化得到抵近终端状态高精度匹配的连续推力控制策略与抵近轨迹；由于使用步骤二解析得到的速度脉冲具体位置与时刻的控制规律作为初值，并且把推力矢量转化为角度描述，从而使任务航天器状态修正优化问题更容易收敛，提高任务航天器状态修正优化问题的求解效率。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 北京理工大学 一种航天器高精度连续推力抵近轨迹规划方法

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