【摘要】：針對攔截衛(wèi)星和目標航天器都可以采用幅值受限連續(xù)推力進行軌道機動時的衛(wèi)星末端攔截控制問題,由于對抗雙方都會采用對自己有利的控制策略來實現(xiàn)追擊和逃逸,因此將該問題可以看作追蹤逃逸問題.由于兩衛(wèi)星距離較近,因此將非線性攔截逃逸相對動力學簡化為CW方程.根據(jù)攔截任務終止要求引入零控脫靶矢量將動力學方程降階,采用攔截脫靶量和燃料消耗作為二次最優(yōu)目標函數(shù),推導了衛(wèi)星軌道次優(yōu)控制策略.仿真表明該控制方法可以在目標衛(wèi)星具有機動逃逸能力時仍能成功將其攔截.
【圖文】：

方法求解得到的是雙邊最優(yōu)控制開環(huán)解，不能直接為攔截衛(wèi)星提供有效的實時反饋控制．本文將研究攔截衛(wèi)星和目標航天器都采用幅值受限連續(xù)推力進行軌道機動時的末端攔截問題，由于攔截衛(wèi)星和目標會采用對自己有利的控制策略，因此采用微分對策理論進行分析．兩衛(wèi)星相對距離較近，因此非線性相對動力學模型將被簡化為ＣＷ方程．通過引入零控脫靶矢量對系統(tǒng)降維，聯(lián)合燃料消耗和攔截脫靶量構(gòu)建對策目標函數(shù)，推導了燃料次優(yōu)反饋控制策略．通過仿真分析了所提出方法的優(yōu)缺點．１相對動力學模型如圖１所示，在攔截衛(wèi)星Ｐ附近建立虛擬衛(wèi)星Ｏ軌道，以Ｏ為原點建立相對軌道坐標系Ｏｘｙｚ，其中Ｏｘ軸指向衛(wèi)星Ｏ的位置矢量ｒ１方向，Ｏｚ軸沿軌道角動量矢量方向，Ｏｙ軸在軌道與Ｏｘ，Ｏｚ成右手系．假設：①衛(wèi)星Ｐ為質(zhì)點模型；②虛擬衛(wèi)星Ｏ無機動；③忽略地球非球形攝動，大氣阻力攝動，，太陽光壓和其他天體產(chǎn)生的引力攝動項的影響．最后兩項假設可以保證參考衛(wèi)星軌道的形狀不發(fā)生變化．圖１攔截衛(wèi)星附近的虛擬衛(wèi)星Ｆｉｇ．１ＶｉｒｔｕａｌｓａｔｅｌｌｉｔｅｎｅａｒｔｈｅｉｎｔｅｒｃｅｐｔｏｒＰ令攔截衛(wèi)星Ｐ在慣性坐標系下的位置矢量為ｒ２，可得到兩星在赤道慣性坐標系下的動力學方程為¨ｒ１＝－μｒ１／ｒ３１，¨ｒ２＝－μｒ２／ｒ３２＋ｕp舙膒疲ǎ保┦街校海潁�，}卜直鷂菇匚佬怯胄檳馕佬塹牡匭木啵唬蹺菇匚佬塹牡ノ恢柿靠刂屏Γ菇匚佬竅嘍雜諦檳馕佬塹奈恢夢模潁劍潁玻潁保劍郟藎�，�

本文編號：2518696