[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

说明书

本发明公开了一种基于常值连续推力的区域悬停轨道控制方法，该方法首先根据雨滴形状悬停构型设计方法，给出了区域悬停轨道的理论轨迹；然后在雨滴尖点两侧选择两点，作为对任务航天器轨道进行常值连续推力控制的起始点和终止点，并计算控制总时长以及控制后任务航天器绝对轨道要素变化量的理论值；最后，通过构建常值连续推力轨道控制方程，计算基于常值连续推力的区域悬停轨道控制策略，实现任务航天器相对于目标航天器在指定区域内的长期悬停。本发明方法针对在轨服务任务对悬停技术的需求，给出一种用于实现航天器区域悬停的常值连续推力控制策略，解决了航天器配备连续推力发动机的情况下，现有区域悬停轨道脉冲控制方法并不适用的问题。

技术领域

本发明涉及航天器悬停技术领域，具体涉及一种应用于航天器区域悬停任务的轨道控制方法，进一步地，是指采用常值连续推力实现航天器区域悬停的轨道控制方法。

背景技术

航天器悬停技术是目前航天领域的一个研究热点。航天器悬停是指任务航天器(Chsaing Satellite,CS)在控制力的作用下，在一段时间内与目标航天器(ReferenceSatellite,RS)的相对位置保持不变或在一个较小的范围内变化。在任务航天器执行在轨服务任务过程中，经常会涉及到对目标航天器的观测、监视、检查或诊断，而这些功能的实现均需要用到悬停这一关键技术。随着在轨服务任务的日益增多，对于悬停技术的需求也越来越迫切。

根据悬停效果的不同，可将悬停分为定点悬停和区域悬停。定点悬停是指任务航天器相对于目标航天器的位置在一段时间内保持不变的悬停方式。然而，目前用于实现定点悬停的轨道控制方法都需要已知目标航天器各时刻的位置和方位角信息，且要求任务航天器采用能提供连续可变推力的发动机。这不仅在工程上较难实现，而且发动机长期连续工作还会对航天器上的其他设备产生影响和干扰。区域悬停是指在一定时间内，任务航天器相对于目标航天器的运动轨迹始终保持在指定区域内的悬停方式。目前，区域悬停主要通过对任务航天器的轨道进行间隔式的脉冲推力控制实现，控制方法简单，易于工程实现。因此，与定点悬停相比，区域悬停具有更强的可行性。

随着科技的进步和航天技术的迅速发展，以电推进系统为代表的具有比冲高、消耗工质少、可长时间连续工作等优点的新型推进系统逐渐应用于各类空间任务中。这类推进系统产生的推力大小一般为常值，主要通过推力长时间的作用，以实现对轨道的控制。对于配备此类推进系统的航天器而言，已有的基于连续推力的定点悬停控制方法和基于脉冲推力的区域悬停轨道控制方法均不再适用，无法满足悬停任务的需求。

发明内容

为了解决航天器在轨服务所涉及到的悬停任务中，控制力为常值连续推力的情况下，采用已有的方法无法实现任务航天器相对于目标航天器长期悬停的问题，本发明提出了一种依据任意弧段常值连续推力轨道控制方程，计算基于常值连续推力的区域悬停轨道控制策略，从而满足悬停任务需求的悬停轨道控制方法，更加符合当前工程应用实际。

为了实现上述目的，本发明提供一种基于常值连续推力的区域悬停轨道控制方法，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；