CN115343960B - 一种地月***中航天器光照阴影规避控制方法 - Google Patents

一种地月***中航天器光照阴影规避控制方法 Download PDF

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CN115343960B CN202211276284.8A CN202211276284A CN115343960B CN 115343960 B CN115343960 B CN 115343960B CN 202211276284 A CN202211276284 A CN 202211276284A CN 115343960 B CN115343960 B CN 115343960B
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Abstract

本发明公开的一种地月***中航天器光照阴影规避控制方法，属于航空航天领域。本发明实现方法为：在圆型限制性三体模型下通过地月***阴影约束条件分析得到航天器的地球自然光照规律及阴影情况；针对航天器在轨道上的轨迹是否会进入阴影区域进行预测判断，在检测到预测区间位于阴影区域时，将主动机动划分为“规避‑返回”两个阶段，并通过推导得到的以最小燃耗代价为优化目标的机动策略，根据所述机动策略施加脉冲进行阴影规避和返回标称轨道的三脉冲转移，实现对于轨道光照阴影的最小燃耗的主动规避控制，避免长时间阴影区域对航天器的不利影响，保证航天器在整个任务周期中保持更多的相对稳定工作状态，延长航天器的任务有效运行时间。

Description

一种地月***中航天器光照阴影规避控制方法
技术领域
本发明涉及一种航天器光照规避控制方法，属于航空航天领域。
背景技术
地月空间轨道设计是人类航天活动的主要内容。在地球月球空间部署大型月球轨道站可以显著降低月球开发成本，甚至可以作为其他向着更远的深空探索任务的中转站。考虑到设计的航天器轨道不同，部分航天器在航天任务过程中会频繁穿梭于自然天体的阴影部分，如地球、月球的阴影区域，这将给航天器活动带来一系列不利影响。针对航天器可能频繁进入地球阴影这一问题，本说明对地月空间轨道的航天器规避地影的主动轨控问题进行研究，分析满足光照阴影约束的最小燃耗代价，提出一种“预测+执行”闭环脉冲轨控策略，可以有效解决航天器轨道设计阴影规避问题。
针对共振轨道的特性，先技术[1](参见Minimizing eclipses via synodicresonant orbits with applications to EQUULEUS and MMX[J]. Acta Astronautica,CHIKAZAWA T, BARESI N, CAMPAGNOLA S, OZAKI N, KAWAKATSU Y, 2021, 180: 679-692.）引入二维日食图来确定避免或最小化日食间隔的最佳轨道***条件，把轨道沿日食方向二维化，通过几何关系计算轨道设计参数最小化或避免日食。该方法通过改变轨道几何形状，可以达到很好的阴影规避效果。但该方法的实用性差，对不同初值轨道需要进行重新设计，且鲁棒性较差，不能满足高精度任务要去，因此很难在航天工程任务上有高适用性。
考虑到地月***远距离逆行轨道上航天器日食规避问题，先技术[2](Let Therebe Light--Minimizing Solar Eclipse on Distant Retrograde Orbit[J]. AAS, YANGSUN, CHIHANG YANG, HAO ZHANG, 21-716) 通过多目标遗传算法和蒙特卡罗仿真找到一个较好满足光照约束条件的轨道初值，可以满足为期四年的无日食远距离逆行轨道任务。但该方法对航天器扰动的敏感度高，稳定性较差。对于不施加主动控制来修正扰动量的航天器来说，该方法无法满足更现实的航天任务要求。
发明内容
本发明的主要目的是提供一种地月***中航天器光照阴影规避控制方法，在圆型限制性三体模型下通过地月***阴影约束条件分析得到航天器的地球自然光照规律及阴影情况；根据指定轨道初值的航天器轨道进行阴影情况分析，针对航天器在轨道上的轨迹是否会进入阴影区域进行预测判断，在检测到预测区间位于阴影区域时，将主动机动划分为“规避-返回”两个阶段，并通过推导得到的以最小燃耗代价为优化目标的机动策略，根据所述机动策略施加脉冲进行阴影规避和返回标称轨道的三脉冲转移，实现对于轨道光照阴影的最小燃耗的主动规避控制，避免长时间阴影区域对航天器的不利影响，保证航天器在整个任务周期中保持更多的相对稳定工作状态，延长航天器的任务有效运行时间。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
本发明公开的一种地月***中航天器光照阴影规避控制方法，包括如下步骤：
步骤一：在圆型限制性三体模型下通过地月***阴影约束条件分析得到航天器的地球自然光照规律及阴影情况；根据指定轨道初值的航天器轨道进行阴影情况分析，针对航天器在轨道上的轨迹进行地影约束临界状态判定，初步判断所述轨迹是否会进入阴影区域。
圆型限制性三体***下地月旋转坐标系的航天器动力学方程表示为：
Figure 393658DEST_PATH_IMAGE001
（1）
式中，
Figure 28907DEST_PATH_IMAGE002
代表航天器在地月旋转系下的加速度矢量，
Figure 277486DEST_PATH_IMAGE003
代表航天器 在地月旋转系下的加速度矢量，
Figure 407116DEST_PATH_IMAGE004
代表航天器在地月旋转系下的位置矢量；
Figure 690330DEST_PATH_IMAGE005
代表 ***势能，
Figure 230902DEST_PATH_IMAGE006
代表***有效势能：
Figure 232356DEST_PATH_IMAGE007
在地月***中，
Figure 900097DEST_PATH_IMAGE008
为引力常数，
Figure 303397DEST_PATH_IMAGE009
分别代表质点到主天体1和主天体2的距离，其 表达式为：
Figure 31181DEST_PATH_IMAGE010
为了考察原轨道的光照阴影关系，对定义轨道的坐标系进行关系转换；先通过坐 标平移，将地月旋转系的坐标原点平移至地心地月旋转系，平移向量
Figure 254352DEST_PATH_IMAGE011
，对于地心 地月旋转系与地心日地旋转系，坐标系间的转换矩阵为：
Figure 712403DEST_PATH_IMAGE012
（2）
其中
Figure 970209DEST_PATH_IMAGE013
为地月旋转系向地心惯性系的旋转角，是一个时变量，
Figure 868895DEST_PATH_IMAGE014
为地月***中原 轨道平面与太阳光入射角的角度；设原航天器的位置坐标为
Figure 844941DEST_PATH_IMAGE015
，此时日地旋转坐标系的
Figure 588906DEST_PATH_IMAGE016
平面内，航天器的位置坐标
Figure 950486DEST_PATH_IMAGE017
变为：
Figure 20074DEST_PATH_IMAGE018
（3）
航天器地心距为
Figure 217837DEST_PATH_IMAGE019
，当航天器地心距小于地球半径
Figure 765493DEST_PATH_IMAGE020
且位于x轴正半 轴时，即判定航天器进入地球阴影区域；
对于航天器原轨道，定义投影矩阵
Figure 981579DEST_PATH_IMAGE021
和矩阵
Figure 487647DEST_PATH_IMAGE022
分别为：
Figure 907127DEST_PATH_IMAGE023
（4）
定义航天器在t时刻的轨道参数为
Figure 258474DEST_PATH_IMAGE024
；航天器 进入地球阴影的条件为式（5），航天器离开地球阴影范围的条件为式（6），而飞行轨迹距离 地心最近点C需满足式（7）；通过对航天器原轨道的地影约束初步判断所述轨迹是否会进入 阴影区域；
Figure 345379DEST_PATH_IMAGE025
（5）
Figure 6036DEST_PATH_IMAGE026
（6）
Figure 912812DEST_PATH_IMAGE027
（7）。
步骤二：当步骤一检测到航天器轨迹预测区间位于阴影区域时，以修正轨道离地心最近点为划分点设定安全距离，根据划分点将阴影规避问题划分为“规避-返回”两个阶段。在规避阶段推导最小燃耗代价的脉冲规避解析解，根据所述脉冲规避解析解主动施加规避脉冲以修正航天器轨迹，避免实际任务中的误差干扰，保证航天器在规避阶段中保持更多的相对稳定工作状态，延长航天器的任务有效运行时间。
随着航天器在原轨道上运行，将不断检测航天器接下来状态是否会进入阴影区域，为防止变轨时间过长导致无法完成，设定向前预测时长。当检测未来预设时间内航天器进入地球阴影时，需提前对航天器施加脉冲控制。
航天器在进入地球阴影前的
Figure 802271DEST_PATH_IMAGE028
时刻，对应的初始状态为
Figure 9261DEST_PATH_IMAGE029
和
Figure 591552DEST_PATH_IMAGE030
，对其施加速度脉 冲
Figure 237822DEST_PATH_IMAGE031
进行轨道修正，修正后的轨道距离地心最近点
Figure 196550DEST_PATH_IMAGE032
刚好控制在地球阴影边界，对应 时间为
Figure 726889DEST_PATH_IMAGE033
，此时航天器状态量为
Figure 214502DEST_PATH_IMAGE034
；修正前的轨道距离地心最近点
Figure 345138DEST_PATH_IMAGE035
，对应 时间为
Figure 841978DEST_PATH_IMAGE036
，此时航天器状态量为
Figure 492402DEST_PATH_IMAGE037
，
当修正量为小量时，偏差量为：
Figure 150917DEST_PATH_IMAGE038
（8）
其中
Figure 768849DEST_PATH_IMAGE039
，
Figure 803801DEST_PATH_IMAGE040
，
Figure 839890DEST_PATH_IMAGE041
，则（8）写为
Figure 669306DEST_PATH_IMAGE042
与
Figure 774534DEST_PATH_IMAGE043
含状态转移矩阵
Figure 613177DEST_PATH_IMAGE044
的表达式，其中状态转移矩阵则由状态微分方 程的状态空间形式得出；
Figure 972614DEST_PATH_IMAGE045
（9）
将
Figure 238510DEST_PATH_IMAGE046
合并成一个1×42维矩阵，经过状态方程积分后将原单位矩阵对应 得到的末态值转化为6×6矩阵
Figure 556666DEST_PATH_IMAGE047
，则求得对应的状态转移矩阵：
Figure 933421DEST_PATH_IMAGE048
（10）
由于原轨道与修正后轨道均满足
Figure 678523DEST_PATH_IMAGE049
平面近地点条件，忽略高阶小量后得到式 （11）：
Figure 115321DEST_PATH_IMAGE050
（11）
将式（9）代入式（11）并通过计算得修正后轨道 平面近地点位置状态量：
Figure 945874DEST_PATH_IMAGE051
（12）
其中，
Figure 375587DEST_PATH_IMAGE052
当修正后轨道 平面近地点位置
Figure 975195DEST_PATH_IMAGE053
位于地球阴影边界，则需满足：
Figure 317315DEST_PATH_IMAGE054
（13）
推导得到主动规避阴影区施加的速度脉冲
Figure 369585DEST_PATH_IMAGE055
的解析解：
Figure 337409DEST_PATH_IMAGE056
（14）
其中，
Figure 525945DEST_PATH_IMAGE057
；
根据如公式（14）所示的脉冲规避解析解，对原处于阴影区域的轨道进行主动修正，避免航天器进入阴影区，保证航天器在规避阶段中保持更多的相对稳定工作状态，延长航天器的任务有效运行时间。
步骤三：在航天器到达划分点后，针对返回阶段进行最小燃耗代价的双脉冲轨迹设计，通过所述双脉冲轨迹设计主动控制保证航天器返回原轨道过程中避免进入阴影区域，进而保证航天器在返回阶段中也能够保持更多的相对稳定工作状态，延长航天器的任务有效运行时间。
在航天器到达划分点后，需要及时对航天器施加脉冲控制使航天器回到原轨道。针对返回阶段进行最小燃耗代价的双脉冲轨迹设计，所述双脉冲轨迹设计实现方法如下：
通过所述双脉冲轨迹设计的设计变量为
Figure 570125DEST_PATH_IMAGE058
，
Figure 109690DEST_PATH_IMAGE058
为修正轨道出发时刻；返回轨道的 转移时间
Figure 146785DEST_PATH_IMAGE059
，则到达原轨道的时刻
Figure 455407DEST_PATH_IMAGE060
；航天器离开修正轨道的初始状态为
Figure 670488DEST_PATH_IMAGE061
，航天器到原轨道的目标状态为 ，采用微分修正策略计算施加的脉冲速度量
Figure 431770DEST_PATH_IMAGE062
；
在地心惯性系中，推导日地月航天器四体***的动力学方程，并由状态量
Figure 23289DEST_PATH_IMAGE063
逐步积分得到末状态
Figure 173035DEST_PATH_IMAGE064
和对应的状态转移矩阵
Figure 559017DEST_PATH_IMAGE065
，在计算末端位置偏差量
Figure 73175DEST_PATH_IMAGE066
并判断是否满足精度要求；若满足精度要求，则终止迭代；否则继续进行 微分修正；通过末状态速度匹配计算得出脉冲速度量
Figure 202805DEST_PATH_IMAGE067
；
根据得到的脉冲速度量
Figure 220439DEST_PATH_IMAGE068
、脉冲速度量
Figure 292169DEST_PATH_IMAGE067
主动控制保证航天器避开阴影 区域且能够使得航天器返回原轨道，进而保证航天器在返回阶段中也能够保持更多的相对 稳定工作状态，延长航天器的任务有效运行时间。
有益效果：
1、本发明公开的一种地月***中航天器光照阴影规避控制方法，在圆型限制性三体模型下通过地月***阴影约束条件分析得到航天器的地球自然光照规律及阴影情况；根据指定轨道初值的航天器轨道进行阴影情况分析，得到针对阴影区域的主动控制策略，使得航天器在任务轨道上运行时避免阴影区域干扰。
2、本发明公开的一种地月***中航天器光照阴影规避控制方法，通过将阴影规避问题划分为“规避-返回”两个阶段并分别施加主动控制，能够提前检测航天器是否会较长时间进入地球阴影区域，以修正轨道离地心最近点为划分点并且设定安全距离，避免实际任务中的误差干扰，在修正后通过制动返回原轨道继续执行任务，延长航天器的任务有效运行时间，适用于自然光照要求较高的航天器。
3、本发明公开的一种地月***中航天器光照阴影规避控制方法，在规避主动施加一次脉冲机动，在返回主动施加两次脉冲机动，上述三次脉冲机动能够使用解析表达，计算速度快，并且在运算过程中以最小燃耗为代价进行优化，矫正全程只需较小的脉冲速度，能够较好地满足实际任务需求。
附图说明
图1 是本发明的一种地月***中航天器光照阴影规避控制方法流程图。
图2 是本发明方法的对于地影主动规避施加脉冲示意图。
图3 是本发明方法的双脉冲返回原轨道示意图。
图4 是本发明方法的单次矫正的修正轨道与原轨道示意图。
图5 是本发明方法的6年工程任务的前
Figure 28044DEST_PATH_IMAGE069
平面投影轨迹图。
图6 是本发明方法的6年工程任务的后
Figure 961365DEST_PATH_IMAGE069
平面投影轨迹图。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对发明内容做进一步说明。
实施例1：
为了验证方法的可行性，选择地月旋转系初值为
Figure 826870DEST_PATH_IMAGE071
的远距离逆行轨道进行实际工程任务仿真，该轨道 具有良好的共振特性，设置起始于2023年1月1日，结束于2029年年底，为期六年的航天任 务。
如图1所示，本实施例公开的一种地月***中航天器光照阴影规避控制方法，具体实现步骤如下：
步骤一：在圆型限制性三体模型下通过地月***阴影约束条件分析得到航天器的地球自然光照规律及阴影情况；根据指定轨道初值的航天器轨道进行阴影情况分析，针对航天器在轨道上的轨迹进行地影约束临界状态判定，初步判断所述轨迹是否会进入阴影区域。
圆型限制性三体***下地月旋转坐标系的航天器动力学方程表示为：
Figure 299309DEST_PATH_IMAGE001
（1）
式中，
Figure 505162DEST_PATH_IMAGE002
代表航天器在地月旋转系下的加速度矢量，
Figure 762968DEST_PATH_IMAGE003
代表航天器 在地月旋转系下的加速度矢量，
Figure 927233DEST_PATH_IMAGE004
代表航天器在地月旋转系下的位置矢量；
Figure 372121DEST_PATH_IMAGE005
代表 ***势能，
Figure 647244DEST_PATH_IMAGE006
代表***有效势能：
Figure 274404DEST_PATH_IMAGE007
在地月***中，
Figure 78412DEST_PATH_IMAGE072
，
Figure 541754DEST_PATH_IMAGE009
分别代表质点到主天体1和主天体2的距离， 其表达式为：
Figure 89410DEST_PATH_IMAGE010
为了考察原轨道的光照阴影关系，对定义轨道的坐标系进行关系转换；先通过坐 标平移，将地月旋转系的坐标原点平移至地心地月旋转系，平移向量
Figure 321808DEST_PATH_IMAGE011
，对于地心 地月旋转系与地心日地旋转系，坐标系间的转换矩阵为：
Figure 548915DEST_PATH_IMAGE012
（2）
其中
Figure 499553DEST_PATH_IMAGE013
为地月旋转系向地心惯性系的旋转角，是一个时变量，
Figure 850900DEST_PATH_IMAGE073
为远距离 逆行轨道所在平面在地心惯性系下的太阳光入射角。设原航天器的位置坐标为
Figure 672226DEST_PATH_IMAGE015
，此时日 地旋转坐标系的
Figure 349195DEST_PATH_IMAGE016
平面内，航天器的位置坐标
Figure 505238DEST_PATH_IMAGE017
变为：
Figure 660276DEST_PATH_IMAGE018
（3）
航天器地心距为
Figure 601687DEST_PATH_IMAGE019
，当航天器地心距小于地球半径
Figure 918399DEST_PATH_IMAGE074
且位于x轴正半轴时，即判定航天器进入地球阴影区域；
对于航天器原轨道，定义投影矩阵
Figure 578051DEST_PATH_IMAGE021
和矩阵
Figure 536779DEST_PATH_IMAGE022
分别为：
Figure 581965DEST_PATH_IMAGE023
（4）
定义航天器在t时刻的轨道参数为
Figure 600736DEST_PATH_IMAGE024
；航天器 进入地球阴影的条件为式（5），航天器离开地球阴影范围的条件为式（6），而飞行轨迹距离 地心最近点C需满足式（7）；通过对航天器原轨道的地影约束初步判断所述轨迹是否会进入 阴影区域；
Figure 747684DEST_PATH_IMAGE025
（5）
Figure 978945DEST_PATH_IMAGE026
（6）
Figure 894948DEST_PATH_IMAGE027
（7）
通过对选定的远距离逆行轨道进行分析，得到原轨道的地球阴影情况如图5所示。
步骤二：当步骤一检测到航天器轨迹预测区间位于阴影区域时，以修正轨道离地心最近点为划分点设定安全距离，根据划分点将阴影规避问题划分为“规避-返回”两个阶段。在规避阶段推导最小燃耗代价的脉冲规避解析解，根据所述脉冲规避解析解主动施加规避脉冲以修正航天器轨迹，避免实际任务中的误差干扰，保证航天器在规避阶段中保持更多的相对稳定工作状态，延长航天器的任务有效运行时间。
当需要规避地球阴影时，设计主动控制策略对航天器施加脉冲控制。这里采取了两个约束条件：第一个约束条件是在轨航天器进入阴影前一个月进行搜寻施加速度脉冲的大小和时机，给予航天器充分的时间进行变轨规避阴影。第二个约束条件是在修正后的轨道与地球阴影区域设置一个安全距离，避免因仿真中存在误差。
航天器在进入地球阴影前的
Figure 68310DEST_PATH_IMAGE028
时刻，对应的初始状态为
Figure 702553DEST_PATH_IMAGE029
和
Figure 737505DEST_PATH_IMAGE030
，对其施加速度脉 冲
Figure 508015DEST_PATH_IMAGE031
进行轨道修正，修正后的轨道距离地心最近点
Figure 868590DEST_PATH_IMAGE075
刚好控制在地球阴影边界，对应 时间为
Figure 724550DEST_PATH_IMAGE076
，此时航天器状态量为
Figure 284232DEST_PATH_IMAGE077
；修正前的轨道距离地心最近点
Figure 174828DEST_PATH_IMAGE078
，对应 时间为
Figure 440724DEST_PATH_IMAGE079
，此时航天器状态量为
Figure 518401DEST_PATH_IMAGE037
。其示意图见图2。
当修正量为小量时，偏差量为：
Figure 410003DEST_PATH_IMAGE038
（8）
其中
Figure 155105DEST_PATH_IMAGE039
，
Figure 591902DEST_PATH_IMAGE040
，
Figure 422455DEST_PATH_IMAGE041
，则（8）写为
Figure 602901DEST_PATH_IMAGE080
与
Figure 451777DEST_PATH_IMAGE081
含状态转移矩阵
Figure 325055DEST_PATH_IMAGE044
的表达式，其中状态转移矩阵则由状态微分 方程的状态空间形式得出；
Figure 377325DEST_PATH_IMAGE045
（9）
由于原轨道与修正后轨道均满足
Figure 95882DEST_PATH_IMAGE082
平面近地点条件，忽略高阶小量后得到式 （10）：
Figure 815576DEST_PATH_IMAGE083
（10）
将式（9）代入式（10）并通过计算可得修正后轨道
Figure 843444DEST_PATH_IMAGE082
平面近地点位置状态量
Figure 648589DEST_PATH_IMAGE084
（11）
其中，
Figure 170837DEST_PATH_IMAGE085
当修正后轨道
Figure 745038DEST_PATH_IMAGE082
平面近地点位置
Figure 960119DEST_PATH_IMAGE086
位于地球阴影边界，则需满足
Figure 721401DEST_PATH_IMAGE087
（12）
最终能够推导得到主动规避阴影区施加的速度脉冲
Figure 45677DEST_PATH_IMAGE088
的解析解：
Figure 474384DEST_PATH_IMAGE089
（13）
其中，
Figure 594787DEST_PATH_IMAGE090
经过地影规律分析，首次航天器进入地球阴影事件发生在航天任务的第301天左右，阴影时长持续约为1.25h。本次规避所需的修正速度脉冲 各方向分量如表1 所示。
Figure 92634DEST_PATH_IMAGE091
步骤三：在航天器到达划分点后，针对返回阶段进行最小燃耗代价的双脉冲轨迹设计，通过所述双脉冲轨迹设计主动控制保证航天器返回原轨道过程中避免进入阴影区域，进而保证航天器在返回阶段中也能够保持更多的相对稳定工作状态，延长航天器的任务有效运行时间。
上述双脉冲机动施加策略的设计变量为从修正轨道出发时刻
Figure 956684DEST_PATH_IMAGE092
。返回轨道的转移 时间
Figure 974319DEST_PATH_IMAGE093
，到达原轨道的时刻
Figure 531202DEST_PATH_IMAGE094
。航天器离开修正轨道的初始状态为
Figure 516345DEST_PATH_IMAGE095
，航天器到原轨道的目标状态为
Figure 918507DEST_PATH_IMAGE096
，采用微分修正策略计算施加的脉冲 速度量
Figure 56227DEST_PATH_IMAGE097
。
在地心惯性系中，推导日地月航天器四体***的动力学方程，并由状态量
Figure 49591DEST_PATH_IMAGE095
逐步积分得到末状态
Figure 7183DEST_PATH_IMAGE098
和对应的状态转移矩阵
Figure 993462DEST_PATH_IMAGE099
，在计算末端 位置偏差量
Figure 985689DEST_PATH_IMAGE100
并判断是否满足精度要求。
Figure 884375DEST_PATH_IMAGE101
则通过末状态速 度匹配计算得出。在所述步骤中，同样采用最小转移燃耗为最优目标进行优化，即
Figure 594842DEST_PATH_IMAGE102
最小。
经过计算，两次轨道脉冲的相关数据如表2所示。单次规避轨控的示意图如图4所示。
表2 两次轨道修正的相关数据
Figure 869966DEST_PATH_IMAGE103
在经过对原轨道的阴影检测后，为期六年的航天任务中，航天器一共有11次进入地影区域，即上述规避措施一共需要施加十一次。经过对脉冲量的计算，得到所述六年轨道任务间航天器所有规避脉冲数据如表3 所示。
表3 六年任务航天器规避轨控数据
Figure 703317DEST_PATH_IMAGE104
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种地月***中航天器光照阴影规避控制方法，其特征在于：包括如下步骤，
步骤一：在圆型限制性三体模型下通过地月***阴影约束条件分析得到航天器的地球自然光照规律及阴影情况；根据指定轨道初值的航天器轨道进行阴影情况分析，针对航天器在轨道上的轨迹进行地影约束临界状态判定，初步判断所述轨迹是否会进入阴影区域；
步骤二：当步骤一检测到航天器轨迹预测区间位于阴影区域时，以修正轨道离地心最近点为划分点设定安全距离，根据划分点将阴影规避问题划分为“规避-返回”两个阶段；在规避阶段推导最小燃耗代价的脉冲规避解析解，根据所述脉冲规避解析解主动施加规避脉冲以修正航天器轨迹，避免实际任务中的误差干扰，保证航天器在规避阶段中保持更多的相对稳定工作状态；
步骤二实现方法为，
随着航天器在原轨道上运行，将不断检测航天器接下来状态是否会进入阴影区域，为防止变轨时间过长导致无法完成，设定向前预测时长；当检测未来预设时间内航天器进入地球阴影时，提前对航天器施加脉冲控制；
航天器在进入地球阴影前的
Figure 70628DEST_PATH_IMAGE001
时刻，对应的初始状态为
Figure 736096DEST_PATH_IMAGE002
和
Figure 21583DEST_PATH_IMAGE003
，对其施加速度脉冲
Figure 912923DEST_PATH_IMAGE004
进行轨道修正，修正后的轨道距离地心最近点
Figure 233046DEST_PATH_IMAGE005
刚好控制在地球阴影边界，对应时间为
Figure 69414DEST_PATH_IMAGE006
，此时航天器状态量为
Figure 779882DEST_PATH_IMAGE007
；修正前的轨道距离地心最近点
Figure 851743DEST_PATH_IMAGE008
，对应时间为
Figure 151006DEST_PATH_IMAGE009
，此时航天器状态量为
Figure 282910DEST_PATH_IMAGE010
，
当修正量为小量时，偏差量为：
Figure 418356DEST_PATH_IMAGE011
（8）
其中
Figure 762750DEST_PATH_IMAGE012
，
Figure 417984DEST_PATH_IMAGE013
，
Figure 127314DEST_PATH_IMAGE014
，则（8）写为
Figure 874691DEST_PATH_IMAGE015
与
Figure 412988DEST_PATH_IMAGE016
含状态转移矩阵
Figure 296631DEST_PATH_IMAGE017
的表达式，其中状态转移矩阵则由状态微分方程的状态空间形式得出；
Figure 973600DEST_PATH_IMAGE018
（9）
将
Figure 818059DEST_PATH_IMAGE019
合并成一个1×42维矩阵，经过状态方程积分后将原单位矩阵对应得到的末态值转化为6×6矩阵
Figure 35414DEST_PATH_IMAGE020
，则求得对应的状态转移矩阵：
Figure 679889DEST_PATH_IMAGE021
（10）
由于原轨道与修正后轨道均满足
Figure 58917DEST_PATH_IMAGE022
平面近地点条件，忽略高阶小量后得到式（11）：
Figure 718569DEST_PATH_IMAGE023
（11）
将式（9）代入式（11）并通过计算得修正后轨道平面近地点位置状态量：
Figure 349401DEST_PATH_IMAGE024
（12）
其中，
Figure 207636DEST_PATH_IMAGE025
当修正后轨道平面近地点位置
Figure 944517DEST_PATH_IMAGE026
位于地球阴影边界，则需满足：
Figure 91464DEST_PATH_IMAGE027
（13）
推导得到主动规避阴影区施加的速度脉冲
Figure 57146DEST_PATH_IMAGE028
的解析解：
Figure 973150DEST_PATH_IMAGE029
（14）
其中，
Figure 585659DEST_PATH_IMAGE030
；
根据如公式（14）所示的脉冲规避解析解，对原处于阴影区域的轨道进行主动修正，避免航天器进入阴影区，保证航天器在规避阶段中保持更多的相对稳定工作状态；
步骤三：在航天器到达划分点后，针对返回阶段进行最小燃耗代价的双脉冲轨迹设计，通过所述双脉冲轨迹设计主动控制保证航天器返回原轨道过程中避免进入阴影区域，进而保证航天器在返回阶段中也能够保持更多的相对稳定工作状态。
2.如权利要求1所述的一种地月***中航天器光照阴影规避控制方法，其特征在于：步骤一实现方法为，
圆型限制性三体***下地月旋转坐标系的航天器动力学方程表示为：
Figure 16640DEST_PATH_IMAGE031
（1）
式中，
Figure 254855DEST_PATH_IMAGE032
代表航天器在地月旋转系下的加速度矢量，
Figure 822102DEST_PATH_IMAGE033
代表航天器在地月旋转系下的加速度矢量，
Figure 104048DEST_PATH_IMAGE034
代表航天器在地月旋转系下的位置矢量；
Figure 22325DEST_PATH_IMAGE035
代表***势能，
Figure 533072DEST_PATH_IMAGE036
代表***有效势能：
Figure 423668DEST_PATH_IMAGE037
在地月***中，
Figure 751881DEST_PATH_IMAGE038
为引力常数，
Figure 515044DEST_PATH_IMAGE039
分别代表质点到主天体1和主天体2的距离，其表达式为：
Figure 485274DEST_PATH_IMAGE040
为了考察原轨道的光照阴影关系，对定义轨道的坐标系进行关系转换；先通过坐标平移，将地月旋转系的坐标原点平移至地心地月旋转系，平移向量
Figure 902480DEST_PATH_IMAGE041
，对于地心地月旋转系与地心日地旋转系，坐标系间的转换矩阵为：
Figure 604857DEST_PATH_IMAGE042
（2）
其中
Figure 232148DEST_PATH_IMAGE043
为地月旋转系向地心惯性系的旋转角，是一个时变量，
Figure 130702DEST_PATH_IMAGE044
为地月***中原轨道平面与太阳光入射角的角度；设原航天器的位置坐标为
Figure 667994DEST_PATH_IMAGE045
，此时日地旋转坐标系的
Figure 338010DEST_PATH_IMAGE046
平面内，航天器的位置坐标
Figure 78695DEST_PATH_IMAGE047
变为：
Figure 62831DEST_PATH_IMAGE048
（3）
航天器地心距为
Figure 579263DEST_PATH_IMAGE049
，当航天器地心距小于地球半径
Figure 295547DEST_PATH_IMAGE050
且位于x轴正半轴时，即判定航天器进入地球阴影区域；
对于航天器原轨道，定义投影矩阵
Figure 897429DEST_PATH_IMAGE051
和矩阵
Figure 606628DEST_PATH_IMAGE052
分别为：
Figure 243146DEST_PATH_IMAGE053
（4）
定义航天器在t时刻的轨道参数为
Figure 130330DEST_PATH_IMAGE054
；航天器进入地球阴影的条件为式（5），航天器离开地球阴影范围的条件为式（6），而飞行轨迹距离地心最近点C需满足式（7）；通过对航天器原轨道的地影约束初步判断所述轨迹是否会进入阴影区域；
Figure 953930DEST_PATH_IMAGE055
（5）
Figure 545448DEST_PATH_IMAGE056
（6）
Figure 399922DEST_PATH_IMAGE057
（7）。
3.如权利要求1所述的一种地月***中航天器光照阴影规避控制方法，其特征在于：在航天器到达划分点后，需要及时对航天器施加脉冲控制使航天器回到原轨道；针对返回阶段进行最小燃耗代价的双脉冲轨迹设计，所述双脉冲轨迹设计实现方法如下，
通过所述双脉冲轨迹设计的设计变量为
Figure 582641DEST_PATH_IMAGE058
，
Figure 34482DEST_PATH_IMAGE058
为修正轨道出发时刻；返回轨道的转移时间
Figure 226429DEST_PATH_IMAGE059
，则到达原轨道的时刻
Figure 165435DEST_PATH_IMAGE060
；航天器离开修正轨道的初始状态为
Figure 784635DEST_PATH_IMAGE061
，航天器到原轨道的目标状态为，采用微分修正策略计算施加的脉冲速度量
Figure 458193DEST_PATH_IMAGE062
；
在地心惯性系中，推导日地月航天器四体***的动力学方程，并由状态量
Figure 922673DEST_PATH_IMAGE063
逐步积分得到末状态
Figure 748809DEST_PATH_IMAGE064
和对应的状态转移矩阵
Figure 804489DEST_PATH_IMAGE065
，在计算末端位置偏差量
Figure 699764DEST_PATH_IMAGE066
并判断是否满足精度要求；若满足精度要求，则终止迭代；否则继续进行微分修正；通过末状态速度匹配计算得出脉冲速度量
Figure 233514DEST_PATH_IMAGE067
；
根据得到的脉冲速度量
Figure 491320DEST_PATH_IMAGE068
、脉冲速度量
Figure 108115DEST_PATH_IMAGE067
主动控制保证航天器避开阴影区域且能够使得航天器返回原轨道，进而保证航天器在返回阶段中也能够保持更多的相对稳定工作状态。
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