一种航天器异面变轨轨迹规划方法与流程

本发明提供一种航天器异面变轨轨迹规划方法，属于宇航技术中的轨迹规划技术领域。

背景技术：

近年来，随着科学技术的日益发展，对于卫星发射资源的需求日益增多。因此，需要航天器具备在线自主轨迹规划能力，以此减少航天器发射前的任务设计工作量，降低发射周期，提高任务的成功率。对于传统的发射模式，需要大量的前期任务设计工作，并且在发射后难以应对飞行轨迹偏差与一些突发情况。对于传统的航天器异面变轨控制方法，其不能对航天器轨迹进行规划，当航天器轨迹与标称任务轨迹发生较大偏差时，传统方法将难以工作。在这种背景下，航天器异面变轨轨迹规划方法变得尤为重要。凸优化方法具有全局最优性、计算速度快、收敛稳定等特点，因此其可以应用于航天器异面变轨轨迹规划方法。

技术实现要素：

发明目的：本发明的目的是提供一种航天器异面变轨轨道轨迹规划方法，以解决火航天器异面变轨轨道轨迹规划问题，使航天器可以在故障情况下进入轨道半径最大的圆轨道。

技术方案

本发明提供一种航天器异面变轨轨道轨迹规划方法，即一种基于凸优化的在线轨迹规划方法，其步骤如下：

(1)步骤1：根据航天器实际参数及任务情况，获得轨迹规划方法相应参数；

在步骤1中所述的“航天器实际参数及任务情况”为：

航天器故障情况下的发动机参数，航天器当前的状态参数；

在步骤1中所述的“轨迹规划方法相应参数”为：

各离散时间点tk，k＝0,1,…,n，各离散时间点处的质量对数z0(tk)；

根据经验，取离散点数量n为10-100；

(2)步骤2：建立航天器异面变轨的凸优化问题；

在步骤2中所述的“航天器异面变轨的凸优化问题”为：

其中，x(tk)表示航天器在离散时间点tk处的状态变量，x表示优化变量，u(tk)∈ir3表示航天器在离散时间点tk处的控制变量，g(tk)∈ir3表示航天器在离散时间点tk处受到的重力加速度，a,b1,b2为状态转移矩阵，f∈ir1为虚拟控制变量，t表示航天器的推力大小，z(tk)表示航天器的对数质量序列，κ∈ir1为松弛变量，γ∈ir1为惩罚因子，x0为初始状态量，h,r,sj,vj,cj,dj为终端矩阵参数；

根据经验，惩罚因子γ的取值为γ≥100；

(3)步骤3：给定初始猜想，采用模型补偿方法迭代求解航天器异面变轨的凸优化问题；

在步骤3中所述的“初始猜想”为：质量对数序列z0(tk)；

在步骤3中所述的“模型补偿方法”为：对于第i+1次迭代，采用第i次迭代求解的结果作为当前迭代的初始猜想；

在步骤3中所述的“迭代求解”是指：采用“cvx软件”对航天器异面变轨的凸优化问题进行求解，当求解结果满足收敛精度时,停止求解；根据经验，收敛精度取0.01-0.0001。

本发明的优点和功效：

通过以上步骤，航天器异面变轨轨道轨迹规划方法可以有效解决航天器的异面变轨问题，在一定时间内快速生成航天器异面变轨的轨迹与控制量；本发明所述方法科学，工艺性好，具有广阔推广应用价值。

附图说明

图1为本发明所述方法流程框图。

图2为本发明实施例中所得的轨迹结果图。

图3位本发明实施例中所得的控制结果图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。

实施例

如图1所示，本发明一种航天器异面变轨轨道轨迹规划方法，该方法包括如下步骤：

(1)步骤1：根据航天器实际参数及任务情况，获得轨迹规划方法相应参数；

(2)步骤2：建立航天器异面变轨的凸优化问题；

(3)步骤3：给定初始猜想，采用模型补偿方法迭代求解航天器异面变轨的凸优化问题；

在步骤1中所述的“航天器实际参数及任务情况”具体为：

航天器的最大推力t，航天器的初始质量m0，航天器的秒耗量δm，航天器的飞行时间tf。

在步骤1中所述的“轨迹规划方法相应参数”为：

各离散时间点tk，k＝0,1,…,n，其通过如下方式得到：

tk＝k·tf/n，k＝0,1,…,n

各离散时间点处的推力加速度z0(tk)，其通过如下方式得到：

z0(tk)＝ln(m0-δm·tk)，k＝0,1,…,n

在步骤2中所述的“航天器异面变轨轨迹规划问题”具体为：

其中，x(tk)表示航天器在离散时间点tk处的状态变量，x表示优化变量，u(tk)∈ir3表示航天器在离散时间点tk处的控制变量，g(tk)∈ir3表示航天器在离散时间点tk处受到的重力加速度，a,b1,b2为状态转移矩阵，f∈ir1为虚拟控制变量，t表示航天器的推力大小，z(tk)表示航天器的对数质量序列，κ∈ir1为松弛变量，γ∈ir1为惩罚因子，x0为初始状态量，h,r,sj,vj,cj,dj为终端矩阵参数；

其中状态转移矩阵的计算方式如下：

在步骤3中所述的“初始猜想”为：质量对数序列z0(tk)；

在步骤3中所述的“模型补偿方法”为：对于第i+1次迭代，采用第i次迭代求解的结果zi+1作为当前迭代的初始猜想z0(tk)；

在步骤3中所述的“迭代求解”指：采用“ecos软件”对航天器异面变轨轨迹规划方法的凸优化问题进行求解，当求解结果满足收敛条件||zi-zi-1||≤ε时,停止求解；在本实施例中，ε取0.01。

在本实施例中，设置具体参数后，其近圆轨道规划方法的具体作法如下：

具体轨迹规划方法相应参数设置为tf＝1,n＝10,m0＝1,t＝2，初始状态量设置为x0＝[100010]t，通过本发明可以得到如图2所示的轨迹结果图与如图3所示的控制结果图；其具体作法的详细情况如下所述：

步骤1：根据航天器实际参数及任务情况，获得轨迹规划方法相应参数；其中航天器的最大推力设置为γ＝2，航天器的初始质量m0＝1，航天器的的秒耗量δm＝0.5，航天器的飞行时间tf＝1，原定任务的终端状态

xf＝[100.5010],zf＝ln0.5；

其中轨迹规划方法相应参数设置为：各离散时间点tk＝k·0.1，k＝0,1,…,10，z0(tk)＝ln(1-0.05·k)，k＝0,1,…,10。

步骤2：建立航天器异面变轨轨迹规划问题的凸优化问题,其具体为：

其中状态转移矩阵如下：

步骤3：给定初始猜想，采用模型补偿方法迭代求解航天器异面变轨轨迹规划的凸优化问题:

对于第i+1次迭代，采用第i次迭代求解的结果zi+1作为当前迭代的初始猜想z，当求解结果满足收敛条件||zi-zi-1||≤0.01且,停止求解。