周姜滨 叶 松 张华明

北京航天自动控制研究所，北京 100854

空间飞行器因为星箭分离或长时间飞行等原因会产生一定的轨道偏差，为了能够顺利完成后续任务，需要进行轨道修正来消除这一偏差[1]。经典的Hohmann转移、双椭圆转移及兰伯特变轨等轨道转移与修正理论和方法[2-4]都要求满足二体假设条件，并假设发动机推力充分大，在瞬间就能获得所需要的速度增量，因此难以直接应用于工程实践之中。田野[5]等提出了基于轨道方程线性化的中段飞行轨道修正方法，采用对线性化方程增加J2修正项的方法，减小轨道摄动引起的终端偏差。任金磊[6]等提出了基于速度增益制导的大椭圆转移中段制导方法，通过优化修正时间设计了终端约束小、燃料消耗少的中段修正优化轨道。

提出了一种考虑摄动影响的连续推力轨道修正制导方法，考虑地球非球形引力及大气阻力、日月引力和太阳光压等摄动因素，将轨道修正问题转换为二体假设条件下的兰伯特变轨问题，通过迭代计算给出连续推力轨道修正制导指令，由地面站将制导指令上行至空间飞行器，空间飞行器接收并执行该指令，实现轨道修正，并开展数学仿真验证。

1 兰伯特变轨问题

兰伯特变轨可以描述为：给定空间飞行器初始时刻的位置矢量rc0和速度矢量vc0，目标点位置矢量rtf和速度矢量vtf，以及轨道转移时间tf，确定作用在空间飞行器上的2次速度增量Δv1和Δv2。求解兰伯特变轨问题其实就是求解Gauss问题。……