晁宁 罗晓英 李言俊

（1西北工业大学航天学院，西安710072）（2西安电力电子技术研究所，西安710061）

1 引言

由于地月系平动点附近的指数不稳定性，且系统模型建立不完备、不准确以及入轨误差执行偏差等因素，航天器在其上晕轨道运行时进行轨道控制是必不可少的；而自从开始了各种平动点空间任务，晕轨道保持控制就一直是研究的热点。轨控精度是测控精度、执行精度、扰动等诸多因素的多元函数，由于控制级数的长足发展及执行元件工艺的提升，目前轨控精度最高可达米的量级。文献［1-2］最早提出了target控制模式，文献［3］同样基于线性化模型的思想，给出了控制器精度与能耗均满足要求的折中策略。文献［4］提出了一种线性二次型最优LQR控制方法来保持晕轨道的稳定，所设计的线性控制器也可以用于确定Halo轨道。文献［5］利用最优控制理论中极值曲线的变分成功求解了两点边值问题，实现了Halo轨道维持。考虑到最优控制求解的难度，文献［6］提出了用于近似求解HJB方程的θ-D方法，这种方法具有很高的实时性。文献［7］将序优化理论与微分修正法相结合，优化了晕轨道的入轨机动问题。这种方法在优化过程中具有收敛速度快、对初值不敏感与计算量小的优点。

本文对无摄三体动力学方程沿标称轨道线性化，推导了三体动力模型的误差线性模型。在线性模型的基础上，利用模型标准轨道状态向量选择闭环目标极点，通过设计闭环极点配置控制状态反馈增益阵K对地月系L1点附近受摄晕轨道进行了控制仿真与对比。……