《航天器轨道交会迭代制导算法》.pdf

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1、第41卷第3期空间控制技术与应用Vo1．41NO．32015年6月AerospaceControlandApplicationJun．2015航天器轨道交会迭代制导算法李学锋，李超兵，王志刚'(1．北京航天自动控制研究所，北京100854；2．西北工业大学航天学院，西安710072；3．航天飞行动力学技术重点实验室，西安710072)摘要：针对航天器轨道交会的脉冲推力模型与实际发动机连续推力模型不相符的问题，研究一种脉冲变轨策略的工程实现方法，使脉冲变轨策略可应用于工程实际．基于Lambert飞行时间定理和遗传算法，研究航天器最优脉冲变轨策略．根据脉冲变轨优化的结果，采用迭代制导算法研究脉冲变

2、轨3-程化问题．仿真结果验证了迭代制导算法在航天器轨道交会中的有效性．关键词：航天器交会；脉冲交会；迭代制导中图分类号：V448．234文献标志码：A文章编号：1674．1579(2015)0343014-04DoI：10．3969／j．issn．1674—1579．2015．03．003IterativeGuidanceAlgorithmforSpacecraftOrbitRendezvousLIXuefeng，LIChaobing，WANGZhigang·(J．BeijingAerospaceAutomaticControlInstitute，Beijing100854，China；2．S

3、choolofAstronautics，NorthwesternPolytechnicalUniversity，Xi’an710072，China；3．NationalKeyLaboratoryofAerospaceFlightDynamics，Xi’an710072，China)Abstract：Thediscrepanciesbetweenimpulsivethrustmodelandcontinuousthrustmodelhavegreatlylimitedtheapplicationofimpulsivestrategyonspacecrahrendezvoustrajectorye

4、ngineering．BasedonLamberttheoremandgeneticalgorithm，anoptimalimpulsiverendezvoustrajectoryisdesigned．Accord—ingtotheresults，anengineeringrealizationmethodisimplementedviaiterativeguidancealgorithm．Thesimulationresultsshowthatthemethodiseffective．Keywords：orbitalrendezvous；impulsiverendezvous；iterati

5、veguidance制导律，通过对若干制导周期内的速度脉冲求取实0引言现轨迹校正，但其实现需要若干不定的制导周期，且在每个周期内需重新求取速度脉冲，计算量复杂．文航天器交会是空间操作的关键技术之一¨，而献[4]采用微分代数工具修正实际飞行轨迹，时问交会的制导律设计是完成交会任务的关键．早期的节点选取较多时，计算量复杂．研究主要为脉冲推力的假设情况下的多脉冲机动策迭代制导继承了多项式制导的思想，利用简化略研究．实际交会时脉冲推力假设一般无法满形式下的最优控制解的必要条件，来进行自适应制足，航天器的速度改变需要一定的时间，存在推力段导]．它使用了航天器姿态角、确定启动和关闭发与自由飞行段，考虑此因

6、素后实际交会轨迹与标称动机的时间两项控制手段．主要特点有：航天器轨迹偏差较大，限制了脉冲变轨策略在实际工程中在空问的运动不必沿着预定的标准轨道飞行；依据的应用．针对如何校正实际轨迹进行校正使其与标航天器本身导航系统提供的航天器在各瞬时目标点称轨迹重合，文献[3]设计了小推力速度闭环交会的状态(位置、速度、加速度)，经制导计算机计算，收稿日期：2015—01．09第3期李学锋等：航天器轨道交会迭代制导算法·15·确定出一组控制系统的基准参数，即确定一组为完冲的大小，引入单圈交会时间△，并使At=t；成飞行任务所需的最优的姿态角，从而形成了一条3)通过求解Lambert交会问题Lambert(r1

7、，r2，飞向目标点的瞬时最优轨道；不需要进行大量地面At)得到l，，由r、确定停泊轨道周期．要满足多计算准备，且对确定的终端目标而言，每一时刻都接圈交会问题，要求追踪航天器在停泊轨道上停泊n近最优．圈后剩余时间恰好为△，设航天器交会任务描述如下：追踪航天器通过变Y(At)=tl2一nT一△￡轨机动由初始轨道转移到目标航天器轨道，并且在4)方程Y(At)=0是关于△的一元方程，采用发动机关机时刻与目