[发明专利]一种基于常值连续推力的区域悬停轨道控制方法

权利要求书

1.一种基于常值连续推力的区域悬停轨道控制方法，其特征在于，包括有下列步骤：

步骤一，构建雨滴形状区域悬停轨道理论轨迹；

步骤二，设置对任务航天器进行常值连续推力控制的起始点、终止点，计算控制所需的总时长以及任务航天器在常值连续推力控制后绝对轨道要素变化量的理论值；

步骤三，构建常值连续推力轨道控制方程；

步骤四，划分两个推力弧段，根据步骤三所得的常值连续推力轨道控制方程求得两个推力弧段上的推力加速度矢量；

步骤五，判断用于实现区域悬停的两段常值连续推力是否达到要求：计算任务航天器在两段常值连续推力控制下，控制终止点绝对轨道要素实际值与理论值之间的偏差；

若偏差大于10^-8，则进入步骤六；

若偏差小于等于10^-8，则完成基于常值连续推力的区域悬停轨道控制策略的求解；

步骤六，根据步骤四中划分的两个推力弧段，计算使任务航天器绝对轨道要素变化值等于步骤五中的偏差值所需的两段推力加速度矢量增量，将得到的两段推力加速度矢量增量分别与步骤四所得的两段推力加速度矢量相加得新推力加速度矢量，再进入步骤五；

步骤三具体包括以下内容：

卫星运动的高斯摄动方程的表达式为

其中，t为时间，a为参考轨道的半长轴；e为参考轨道的偏心率；i为参考轨道的轨道倾角；Ω为参考轨道的升交点赤经；ω为参考轨道的近地点幅角；M为参考轨道的平近点角，θ为参考轨道的真近点角，μ为地球引力常数，p＝a(1-e²)，r＝p/(1+ecosθ)，v＝μ(2/r-1/a)，(f_t,f_n,f_h)为除二体引力加速度之外的其他外力加速度矢量f在TNH坐标系中的投影，n为任务航天器的平均角速度；

航天器的偏近点角E的微分方程具有如下表达式：

当f为常矢量时，高斯摄动方程的表达式中各经典轨道要素的变化量对偏近点角E进行积分，则得到具有解析表达式的常值连续推力的轨道控制方程，表达式如下：

其中，

航天器的偏近点角E的微分方程化简为

其中，X_参考＝[a e i Ω ω M]^T为参考轨道的绝对轨道要素，U(E₁,E₂)的表达式根据具有解析表达式的常值连续推力的轨道控制方程得到；

参考轨道在t_ini时刻的绝对轨道要素取值按如下表达式计算得到：

2.根据权利要求1所述的一种基于常值连续推力的区域悬停轨道控制方法，其特征在于，步骤一具体包括以下内容：

雨滴形状区域悬停轨道参数采用集合形式表达为HFP＝{x_hover,y_hover,z_hover,ΔT}，其中，x_hover表示迹向距离；y_hover表示法向距离；z_hover表示径向距离；ΔT表示控制周期。

3.根据权利要求2所述的一种基于常值连续推力的区域悬停轨道控制方法，其特征在于，步骤二中，于雨滴形状区域悬停轨道理论轨迹的雨滴尖点两侧各选取一点，分别作为对任务航天器进行常值连续推力控制的起始点和终止点。