[发明专利]共面圆轨道间的小推力调相机动方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种共面圆轨道间的小推力调相机动方法，适用于地球卫星小推力调相轨道的初始设计，属于航天器轨道机动技术领域。 

背景技术

调相机动在空间探测任务中有着广泛的应用，是空间交会对接、地球同步卫星入轨等任务实现的必要途径。相比传统脉冲发动机，采用高效的小推力发动机实现航天器轨道调相机动可有效降低任务过程中的燃料消耗，但小推力发动机长时间作用、轨道呈非开普勒的特性也给调相机动设计带来了难题。采用传统脉冲发动机进行轨道调相机动时，只需要根据航天器当前和目标的轨道状态，在解算Lambert问题的基础上搜索调相时间便可获得最优的调相机动；而当采用小推力发动机时，其对应的调相机动设计问题是一个连续强非线性控制问题，不存在简单快速的解算方法。求解此类问题的通常作法是将其视为最优控制控制问题，采用直接法或间接法等数值解法加以解决，但在关键设计参数无预知信息的情况下，数值解法很难获得收敛。因此如何快速有效的解算出小推力调相机动关键设计参数，提高小推力调相轨道的设计效率是当前科技人员关注的热点问题之一。 

在已发展的航天器调相轨道设计方法中，在先技术[1](空间交会目标航天器相位调整策略[J].中国空间科学技术，2011，1：33-41.)，针对非固定时间脉冲调相机动设计问题，从调相的基本原理出发，分析了摄动因素对相位角的影响，在此基础上给出了调相机动的设计参数快速估计算法。然而，该方法是针对脉冲式调相轨道展开研究的，无法适用于小推力轨道。 

在先技术[2](参见Hal l C D，Collazo-Perez V.Minimum-Time Orbital Phasing Maneuvers[J].Journal of Guidance，Control，and Dynamics，2003，26(6)：934-941.)，在平面极坐标系模型下，采用庞德利亚金极大值原理，推导了协状态变量与调相机动控制参数的关系式，进一步通过归一化处理，将终端轨道状态约束简化成简单的三角函数形式，并对归结的非线性参数优化问题采用数值打靶法进行求解。该方法能够应用于时间最省小推力调相轨道机动的设计问题，但由于采用了数值打靶解法，算法的收敛性受制于初值猜测的准确与否，鲁棒性较差，仅适用于推力较大的情况。并且当需要调整的相角差为180度左右时，该方法由于无法预判调相方向(前向或后向)，很容易陷入局部极小，导致求解失败。 

发明内容

本发明针对目前的设计方法无法对小推力调相轨道进行快速设计、无法预判调相方向等问题，给出了一种共面圆轨道间的小推力调相机动方法，该方法适用于共面圆轨道间的小推力调相问题。 

首先以轨道根数动力学模型为基础，给出了推力方向对航天器相位影响规律；然后，运用轨道平均法推导了调相时间的解析表达式，并给出了初始相位差与调相时间的对应关系，提供了调相方向的判定方法，提高了调相机动的设计效率。 

该共面圆轨道间的小推力调相机动方法，包括以下步骤： 

第一步：计算初始相位差；在任务起始t₀时刻，追踪航天器A的平近点角为M_A(t₀)，目标航天器B的平近点角为M_B(t₀)，则初始相位差为 

ΔM(t₀)＝M_B(t₀)-M_A(t₀) 

第二步：分别计算内外旋策略计算参数；首先建立外旋策略中变向时间和平均轨道半长轴满足的非线性方程组