地球静止轨道航天器电推进转移轨道控制方法

摘要

本发明涉及一种地球静止轨道航天器电推进转移轨道控制方法，包括：确定初始条件，由运载火箭将地球静止轨道航天器发射到第一初始轨道，确定第一初始轨道的Kepler根数；以Kepler根数建立第一初始轨道动力学方程，并以推力方位角α对第一初始轨道降低轨道倾角并圆化，得到第二初始轨道，并获取转移时间t_f1以及推进剂消耗量m_fuel1；将推力加速度固定在第二预设平面内，并以推力方位角β对第二初始轨道转移到地球静止轨道，并获取转移时间t_f2以及推进剂消耗量m_fuel2；计算地球静止轨道转移过程总时间t_f＝t_f1+t_f2以及转移过程的推进剂消耗量；以地球静止轨道转移总时间t_f最短为设计目标，对第一初始轨道阶段推力方位角α进行优化，获取最优地球静止轨道转移轨道方案。

主权项

一种地球静止轨道航天器电推进转移轨道控制方法，其特征在于：所述控制方法包括：步骤1，确定初始条件，其中，所述初始条件包括推力器推力T、比冲I_sp以及航天器发射质量m₁₀；步骤2，由运载火箭将地球静止轨道航天器发射到的带倾角大椭圆转移轨道作为第一阶段轨道转移的第一初始轨道，确定所述第一初始轨道的Kepler根数，其中，所述Kepler根数包括轨道半长轴a、偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角ω和平近点角M；步骤3，以所述Kepler根数建立所述第一初始轨道动力学方程，并将推力加速度固定在第一预设平面内，并以推力方位角α对所述第一初始轨道降低轨道倾角，同时对所述第一初始轨道进行圆化，得到第二初始轨道，并获取所述第一初始轨道转移到所述第二初始轨道的时间t_f1以及推进剂消耗量m_fuel1；步骤4，将所述推力加速度固定在第二预设平面内，并以推力方位角β对所述第二初始轨道转移到地球静止轨道，并获取所述第二初始轨道转移到所述地球静止轨道的时间t_f2以及推进剂消耗量m_fuel2；步骤5，计算所述地球静止轨道转移过程总时间t_f＝t_f1+t_f2以及转移过程的推进剂消耗量；步骤6，基于所述轨道转移模型，以所述地球静止轨道转移总时间t_f最短为设计目标，采用序列二次规划方法对所述第一初始轨道阶段推力方位角α进行优化，获取最优地球静止轨道转移轨道方案。