[发明专利]小行星平衡点悬停探测常推力阈值控制方法

说明书

本发明涉及一种小行星平衡点悬停探测常推力阈值控制方法，属于深空探测器控制领域。本发明根据小天体探测器的动力学模型，求得小天体平衡点的具体位置，并以平衡点为坐标原点建立平衡点处探测器的误差动力学模型，找到探测器在平衡点附近的标称悬停轨道；在悬停轨道附近设置位置阈值与速度阈值，当探测器的当前状态超出阈值范围，发动机开始工作；为进一步减少探测器的燃料消耗，根据动力学模型对T秒后探测器的状态进行预测，同时设置当前时刻的阈值和T秒后的阈值，只有探测器的状态同时超出两个阈值发动机才开始工作，进而将探测器保持在平衡点处标称悬停轨道上，即小天体平衡点悬停探测常推力阈值控制方法。

技术领域

本发明涉及一种小行星平衡点悬停探测常推力阈值控制方法，适用于以常推力为推进方式的小天体探测器，属于深空探测器控制领域。

背景技术

悬停探测是对小行星进行近距离探测的有效手段，在非球形引力和自旋的共同作用下，小天体附近一般存在四个平衡点，在平衡点处，探测器受到的引力和离心力相等且探测器环绕小天体一周的时间与小天体自转周期相同。相对于小天体固连坐标系下任意位置的悬停探测，探测器有望在平衡点处实现长时间、低消耗的悬停保持。由于平衡点附近的引力场情况复杂，在不施加控制的情况下探测器的位置并不是在平衡点处保持不变，而是在平衡点附近运动甚至逐渐偏离平衡点。在没有扰动的情况下，探测器在平衡点处存在一组标称悬停轨道，在观测精度要求不高的前提下，将探测器保持在标称悬停轨道附近能有效减少发动机燃料消耗。目前关于对于平衡点处的悬停轨道控制问题目前的研究较少且采用变推力控制方法，工程上难以实现且会增加燃料消耗。

在已发展的平衡点悬停轨道控制问题，在先进技术[1](H.Yang,H.Baoyin.Bounded trajectories near collinear-like equilibrium points of elongatedasteroids using linear control,Astrophys Space Sci(2017)362:27)，针对细长型小天体，对共线类平衡点附近的线性化运动方程的特征方程进行简化，根据简化后的特征方程，将运动解耦为赤道面内运动和赤道面外的运动，计算解耦之后方程的解，通过线性反馈控制实现平衡点附近悬停轨道的保持。虽然这种方法能够比较容易实现轨道的保持控制，但是这种方法需要使用变推力发动机，工程上不容易实现。

在先进技术[2](P.Woo,A.K.Misra.Bounded trajectories ofa spacecraftnear an equilibrium point of a binary asteroid system,Acta Astronautica 110(2015) 313–323),考虑圆形限制性三体问题，对于平衡点附近的轨道运动，不考虑小天体自旋引起的扰动，通过选择适当的初值可以得到零阶方程的有界解。以零阶方程的解作为参考轨迹，利用适当的李雅普诺夫函数，设计非线性控制律，保证探测器轨道的有界性。但是该方法在三轴上施加不同的变推力控制律，同样需要使用变推力发动机，工程上较难实现。

发明内容

本发明的目的是提供一种小行星平衡点悬停探测常推力阈值控制方法；该方法使用常推力阈值控制方法，结合小行星动力学特点，对一段时间(T)之后的状态进行预测，同时设置当前时刻的阈值和T时刻的阈值，只有探测器的状态超出当前时刻的阈值且预测的T时刻的状态超出T时刻的阈值，常推力发动机才开始工作，达到减小探测器燃料消耗的目的。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。