遥感卫星小推力轨道转移控制

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1、第28卷第4期计算机仿真2011年4月文章编号：1006-9348(2011)04—0058—04遥感卫星小推力轨道转移控制王俐云．何胜茂(中国科学院光电研究院，北京100190)摘要：在太阳同步回归轨道遥感卫星的小推力轨道转移挖制问题的研究中，小推力推进与化学推进方式有本质不同，不能再用速度脉冲的方法来设计轨道。针对推力方式不同的问题，采用了一组无奇点的春分点根数表示小推力卫星的动力学模型，从最优控制理论出发，给出了协态变量微分方程和最优推力方向，将轨道转移问题转化为非线性参数优化问题，利用非线性序列二次型规划法求解。对遥感卫星在1天回归和10天回归轨道之间的

2、转移控制问题进行仿真，证明了方法的有效性。关键词：遥感卫星；小推力；太阳同步回归轨道；轨道转移；最优控制理论；非线性参数优化中圈分类号：V411．8文献标识码iBLow-—ThrustOrbitTransferControlofRemoteSensingSatelliteWANGLi—yun，HESheng—mao(AcademyofOpto—Electronics，ChineseAcademyofSciences，Beijing100190，China)ABSTRACT：Inthispaper，thelow—thrustorbittransferproblem

3、oftheremotesensingsatelliteisstudied．Low—thrustpropulsiondiffersfundamentallyfromchemicalpropulsion．Thedesignoftrajectorycarlnotadoptvelocityim-pulsemethod．Thisarticleutilizesasetoflion—singularpointofequinoctialelementstodescribethelow—thrustsat-eUitesdynamicmodelandgivesthe∞-statev

4、ariabledifferentialequationsandoptimatcontrolratebased011optimalCOntroltheory．Thetrajectorydesignproblemistransformedintonon—linearparameteroptimizationproblemandissolvedusingnon—linearsequentialquadraticprogrammingmethod．Finally，byusingthemethodtosimulatethetransferorbitsfromtherecu

5、rsiveorbitwithonedayrepeatperiodtotheonewithtendaysrepeatpe—od，thee6ective-ne08oftheproposedmethodisverified．-·KEYWORDS：Remotesensingsatellite；Lowthrust；Sun—synchronousandrecursiveorbit；Orbittransfer；Opti-mumCOntroltheory；Nonlinearparameteroptimizationl引言遥感卫星包括资源卫星、气象卫星、军事卫星、海洋卫星等，其运

6、行轨道多采用太阳同步回归轨道，使卫星星下点的地面轨迹经过特定的一段时间后重复再现⋯。不同回归周期的遥感卫星有不同的应用，一天回归的卫星可实现定点位置详查，多用于突发自然灾害地区观测、军事敏感地区侦查，多天回归的卫星可用于全球观测和测绘。这些对轨道机动提出了更多的需求，需要在一天回归和多天回归轨道之间进行频繁变轨。小推力推进特点是比冲高、可持续推进、推力可调、推力精确。与化学推进相比，小推力推进可更好地满足频繁的变牧稿日期：2010一04一嘶修回日期：2010—04—20—58一轨需求，轨道寿命更长。然而，小推力推进是有限持续推力，其飞行轨道与传统的化学推进有本质

7、的不同，不能用速度脉冲方法来设计，必须采用有限推力模氆进行计算。通常采用的模型有Hill模型B1和Gauss模趔”J，Hill模型仅适用于短距离内短时间内飞行器机动问题，Gauss模型存在奇点，求解比较困难。针对此问题，本文采用一组无奇点的春分点根数来表示小推力卫星的动力学模型【4J，并从最优控制理论出发，给出了协态变量微分方程和最优控制率，将转移轨道控制问题转化为非线性参数优化问题，利用非线性序列二次型规划法求解”’。仿真求解了遥感卫星在l天回归和10天回归轨道之间的转移控制问题，证明了该方法的有效性。2模型建立2．1动力学模型由于经典轨道根数描述近圆轨道时其

8、近地点幅角和平近点角存在