黄远灿，陈冬方

(北京理工大学机电学院，北京100081)

0 引言

在空间飞行器轨道转移任务中，飞行器受到导航误差、轨道摄动、推力误差、入轨状态误差等各种误差因素的影响，将会偏离设计轨道，无法准确地按照设定的轨道达到目标位置。尤其在远距离转移时，必须在轨道转移机动过程中进行中途多次修正，从而使飞行器准确到达目标范围。为了防止飞行器最终轨迹偏离目标点太大，在飞行过程中要求实际轨迹逼近目标轨迹，但因飞行器携带燃料质量有限(即轨道机动能力有限)，所以轨道修正需要结合燃料和状态误差问题，进行综合优化控制。

针对轨道转移或拦截的优化控制问题，一些国内外学者已进行了相关研究［1-7］。所应用的优化方法一般根据飞行器推进方式进行设计。一种为大推力脉冲控制，另一种为有限推力或小推力的连续型推进方式。文献［1］中设计了一种受限的二次型优化脉冲控制，其方法主要以最小能量的指标优化控制轨道交会。文献［2］将优化能量的脉冲控制用于轨道拦截中。针对固定时间的轨道中段拦截问题，文献［3］设计了一种连续的二次型调节器优化控制。针对深空轨道小推力优化设计，文献［6］给出了基于伪光谱方法的有限推力轨道转移优化设计。上述文献优化控制指标主要是针对能量最小化，但未对轨迹误差指标进行优化。如果在飞行任务中，对飞行轨道进行适当的修正，最终能减小飞行器与终端目标的偏差。……