(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111473972.9 (22)申请日 2021.12.02 (71)申请人 北京航空航天大 学 地址 100191 北京市海淀区学院路37号 (72)发明人 师鹏　何汉卿　彭蕾　张滕　 龚胜平　 (74)专利代理 机构 北京科迪生专利代理有限责 任公司 1 1251 代理人 安丽　邓治平 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/27(2020.01) B64G 1/24(2006.01) G06F 111/04(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 一种复杂约束下航天器连续推力轨道转移 控制及优化方法 (57)摘要 本发明涉及一种复杂约束下航天器连续推 力轨道转移控制及优化方法， 根据航天器轨道动 力学特性， 设计由航天器当前轨道 位置和可调参 数集确定的轨道转移控制策略， 得到轨道转移控 制模型； 结合地球自转模 型和日、 月星历 模型， 引 入航天器在实际任务中需要面对的开关机约束， 得到带有复杂约束的轨道转移控制模 型； 所述开 关机约束包括地影区关机约束、 月影区关机约 束、 地面测控站可见时开机约束及日凌现象发生 时关机约束； 将轨道转移策略中的可调参数集作 为输入， 建立控制性能指标作为输出， 得到带有 复杂约束的轨道转移控制优化模 型； 利用智能优 化算法输入的可调参数集进行参数优化， 最终完 成复杂约束下航天器连续推力轨道转移控制及 优化工作。 权利要求书2页 说明书11页 附图8页 CN 114169072 A 2022.03.11 CN 114169072 A 1.一种复杂约束下航天器连续推力轨道转移控制及优化方法， 其特征在于， 包括以下 步骤： 步骤1： 基于航天器连续推力动力学模型， 提出一种由航天器当前轨道特征点邻域和可 调参数集确定的轨道转移控制策略， 依靠常幅值径向、 切向和法向分量的发动机推力实现 轨道转移； 步骤2： 基于步骤1中的轨道转移控制策略， 依据航天器在实际任务中需要面对的开关 机约束， 建立多种航天器开关机约束条件， 将轨道转移控制策略和多种航天器开关机约束 条件结合， 得到带有复杂约束的轨道转移控制模型； 所述多种航天器开关机约束包括地影 区内的关机约束、 月影区内的关机约束、 地 面测控站可 见区开机约束及日凌区关机约束； 步骤3： 根据步骤2得到的带有复杂约束的轨道转移控制模型， 将步骤1中的可调参数集 构造为状态变量输入， 建立控制性能指标函数作为输出， 构建状态变量和控制性能指标间 的函数映射， 得到带有复杂约束的轨道转移优化问题； 利用智能优化算法求解带有复杂约 束的轨道转移优化问题， 得到使性能指标函数值最小的状态变量， 最终完成复杂约束下航 天器连续推力轨道转移控制及优化工作。 2.根据权利要求1所述的复杂约束下航天器连续推力轨道转移控制及优化方法， 其特 征在于： 所述 步骤1中， 轨道转移控制策略如下： 式中， ustr为航天器发动机推力的方向矢量， Xc和XT分别为当前轨道和目标轨道的改进 春分点根 数， R为当前航天器 位置， 通过轨道 要素转换方法由Xc计算得到， 以函 数R＝g(Xc)描 述； f(Xc,XT)＝[ur,ut,uh]T， 其中： 式中下标r、 t和h分别表示径向、 切向和法向， 则ur、 ut和uh分别是ustr沿径向、 切向和法 向的分量； 定义控制参数向量u0＝[ur0,ut0,uh0]， 在D1和D2中进行面内椭圆调整， 只依靠径向 和切向的推力， 其中径向推力用于调整近地点幅角， 切向推力用于调整轨道半长轴； 在D3和 D4中进行轨道面调整， 只依靠法向推力； ur、 ut和uh的取值方法具体给 出如下： (1)若R∈D1(ξ1, δ1)， 若远地点高度低， 则flag1＝1， 否则flag1＝ ‑1； 若ωc＜ωT， 则 flag4＝1， 否则fla g4＝‑1， 有ut＝flag1*ut0,ur＝flag4*ur0， flag1和flag3为符号标记； (2)若R∈D2(ξ2, δ2)， 若近地点高度低， 则flag2＝1， 否则flag2＝ ‑1； 若ωc＜ωT， 则 flag4＝1， 否则fla g4＝‑1， 有ut＝flag2*ut0,ur＝flag4*ur0， flag2为符号标记； (3)若R∈D3( ξ3, δ3)， flag3＝1， uh＝flag3*uh0， flag3为符号标记； (4)若R∈D4( ξ4, δ4)， flag3＝‑1， uh＝flag3*uh0； 其中， {D1( ξ1, δ1),D2( ξ2, δ2),D3( ξ3, δ3),D4( ξ4, δ4)}为航天器当前轨道椭圆上的四个弧 段， 分别由四个特征点和邻域角定义， 四个特征点分别是当前轨道的近地点、 远地点、 下穿 越点和上穿越点， 下穿越点为航 天器由上向下经过目标轨道 面的位置， 反之则是上穿越点， ξ为特征向量， 由地心指向特征点； δ为邻域角， 用于限制对应弧段上的点与特征点关于地心 的夹角； 定 义一个邻域角向量Δa＝[ δ1, δ2, δ3, δ4]， 由于近地点和远 地点连线， 上穿越点和下权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 114169072 A 2穿越点连线均经过地心， 因此有0 °＜ δi＜90°,i＝1,2,3,4； 可调参数集包括Δa＝[ δ1, δ2, δ3, δ4]和u0＝[ur0,ut0,uh0]共七个参数， 直接影响轨道转移的效果。 3.根据权利要求1所述的复杂约束下航天器连续推力轨道转移控制及优化方法， 其特 征在于： 所述 步骤2具体实现如下： (1)由当前航天器轨道要素计算 航天器在地心J20 00坐标系中的位置和速度； (2)根据地球自转模型和星历表计算得到当前时刻计算日、 月和测控站在地心J2000坐 标系中的位置； (3)建立对日观测坐标系Oxhyhzh(Sh)， 将航天器位置和月球位置转换到Oxhyhzh(Sh)中， 由柱形阴影区定义得到地影区和月影区的范围， 得到地影区和月影区的关机约束， 判断航 天器是否处于地影区或月影区内； (4)在地球固连坐标系Oxeyeze(Se)中以地球圆球模型计算给定观测 站的坐标RO,e， 得到 地面测控站可见区开机约束， 并将其转换到J2000坐标系中得到RO,i， 计算航天器相对观测 站的仰角， 若仰角 ε0＞5°则航天器在观测站的可 见区内； (5)在J2000坐标系中根据航天器、 观测站和太阳的位置得到日凌区关机约束， 计算航 天器‑观测站‑太阳的夹角， 若夹角小于1.5 °则航天器进入日凌区； (6)将四个开关机约束作为一个判断条件P， 若四个约束均满足， 即航天器不在地影区 和月影区内， 地 面测控站对航天器可 见， 不发生日凌 现象， 则P＝1， 否则P＝0； 因此， 带有复杂约束的轨道转移控制模型为： 4.根据权利要求1所述的复杂约束下航天器连续推力轨道转移控制及优化方法， 其特 征在于： 所述 步骤3具体实现如下： (1)将可调参数集中的七个参数设为待优 化函数的输入， 构成一个7维状态 变量S＝[ u0, Δa]； (2)根据任务需求设置性能指标函数J作为待优化函数的输出， 对于时间最优问题， 有 对于燃料最优问题， 有 对于能量 最优问题， 有 (3)根据每一个状态变量S， 在初始轨道和目标轨道确定后， 可以计算得到一个性能指 标函数J， 因此 得到了一个状态变量S到性能指标函数J的映射， 即： J＝F(S)； (4)智能优化算法包括遗传算法、 粒子群算法、 差分进化算法， 从中选取一种算法， 设置 优化算法的迭代次数及关于状态变量S的搜索空间OS， 得到带有复杂约束的轨道转移优化 问题为： min:J＝F(S),S∈OS； 式中min表示让性能指标函数J的值 最小； (5)利用智能优化算法求解带有复杂约束的轨道转移优化问题， 得到使性能指标函数J 最小的状态变量S*。权　利　要　求　书 2/2 页 3 CN 114169072 A 3