基于零控脱靶量的卫星末端追逃控制方法
发布时间：2019-07-24 14:45
【摘要】：针对拦截卫星和目标航天器都可以采用幅值受限连续推力进行轨道机动时的卫星末端拦截控制问题,由于对抗双方都会采用对自己有利的控制策略来实现追击和逃逸,因此将该问题可以看作追踪逃逸问题.由于两卫星距离较近,因此将非线性拦截逃逸相对动力学简化为CW方程.根据拦截任务终止要求引入零控脱靶矢量将动力学方程降阶,采用拦截脱靶量和燃料消耗作为二次最优目标函数,推导了卫星轨道次优控制策略.仿真表明该控制方法可以在目标卫星具有机动逃逸能力时仍能成功将其拦截.
【图文】：
方法求解得到的是双边最优控制开环解，不能直接为拦截卫星提供有效的实时反馈控制．本文将研究拦截卫星和目标航天器都采用幅值受限连续推力进行轨道机动时的末端拦截问题，由于拦截卫星和目标会采用对自己有利的控制策略，因此采用微分对策理论进行分析．两卫星相对距离较近，因此非线性相对动力学模型将被简化为ＣＷ方程．通过引入零控脱靶矢量对系统降维，联合燃料消耗和拦截脱靶量构建对策目标函数，推导了燃料次优反馈控制策略．通过仿真分析了所提出方法的优缺点．１相对动力学模型如图１所示，在拦截卫星Ｐ附近建立虚拟卫星Ｏ轨道，以Ｏ为原点建立相对轨道坐标系Ｏｘｙｚ，其中Ｏｘ轴指向卫星Ｏ的位置矢量ｒ１方向，Ｏｚ轴沿轨道角动量矢量方向，Ｏｙ轴在轨道与Ｏｘ，Ｏｚ成右手系．假设：①卫星Ｐ为质点模型；②虚拟卫星Ｏ无机动；③忽略地球非球形摄动，大气阻力摄动，，太阳光压和其他天体产生的引力摄动项的影响．最后两项假设可以保证参考卫星轨道的形状不发生变化．图１拦截卫星附近的虚拟卫星Ｆｉｇ．１ＶｉｒｔｕａｌｓａｔｅｌｌｉｔｅｎｅａｒｔｈｅｉｎｔｅｒｃｅｐｔｏｒＰ令拦截卫星Ｐ在惯性坐标系下的位置矢量为ｒ２，可得到两星在赤道惯性坐标系下的动力学方程为¨ｒ１＝－μｒ１／ｒ３１，¨ｒ２＝－μｒ２／ｒ３２＋ｕp舙膒疲ǎ保┦街校海颍保颍卜直鹞菇匚佬怯胄槟馕佬堑牡匦木啵唬跷菇匚佬堑牡ノ恢柿靠刂屏Γ菇匚佬窍喽杂谛槟馕佬堑奈恢梦模颍剑颍玻颍保剑郏荩裕
本文编号：2518696
【图文】：
方法求解得到的是双边最优控制开环解，不能直接为拦截卫星提供有效的实时反馈控制．本文将研究拦截卫星和目标航天器都采用幅值受限连续推力进行轨道机动时的末端拦截问题，由于拦截卫星和目标会采用对自己有利的控制策略，因此采用微分对策理论进行分析．两卫星相对距离较近，因此非线性相对动力学模型将被简化为ＣＷ方程．通过引入零控脱靶矢量对系统降维，联合燃料消耗和拦截脱靶量构建对策目标函数，推导了燃料次优反馈控制策略．通过仿真分析了所提出方法的优缺点．１相对动力学模型如图１所示，在拦截卫星Ｐ附近建立虚拟卫星Ｏ轨道，以Ｏ为原点建立相对轨道坐标系Ｏｘｙｚ，其中Ｏｘ轴指向卫星Ｏ的位置矢量ｒ１方向，Ｏｚ轴沿轨道角动量矢量方向，Ｏｙ轴在轨道与Ｏｘ，Ｏｚ成右手系．假设：①卫星Ｐ为质点模型；②虚拟卫星Ｏ无机动；③忽略地球非球形摄动，大气阻力摄动，，太阳光压和其他天体产生的引力摄动项的影响．最后两项假设可以保证参考卫星轨道的形状不发生变化．图１拦截卫星附近的虚拟卫星Ｆｉｇ．１ＶｉｒｔｕａｌｓａｔｅｌｌｉｔｅｎｅａｒｔｈｅｉｎｔｅｒｃｅｐｔｏｒＰ令拦截卫星Ｐ在惯性坐标系下的位置矢量为ｒ２，可得到两星在赤道惯性坐标系下的动力学方程为¨ｒ１＝－μｒ１／ｒ３１，¨ｒ２＝－μｒ２／ｒ３２＋ｕp舙膒疲ǎ保┦街校海颍保颍卜直鹞菇匚佬怯胄槟馕佬堑牡匦木啵唬跷菇匚佬堑牡ノ恢柿靠刂屏Γ菇匚佬窍喽杂谛槟馕佬堑奈恢梦模颍剑颍玻颍保剑郏荩裕
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