一種失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的6-dof協(xié)同制導(dǎo)方法
【專利摘要】本發(fā)明為解決失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的協(xié)同制導(dǎo)，提供一種始終對準抓捕對接口矢量的6-DOF(六自由度)協(xié)同制導(dǎo)方法，包括如下步驟：建立時刻對準抓捕對接口矢量的期望坐標系和羅德里德參數(shù)(MRP)描述的追蹤星本體系相對期望坐標系的相對姿態(tài)運動方程；設(shè)計同步控制軌道控制律，使相對位置矢量指向抓捕對接口矢量；設(shè)計同步控制姿態(tài)控制律，保持軌道控制的同時，使追蹤星+X軸方向安裝的機械臂矢量指向相對位置矢量進而達到6-DOF同步，與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明對失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的同時，對失效旋轉(zhuǎn)目標對接口矢量方向進行實時跟蹤，為在軌抓捕建立穩(wěn)定的相對運動條件。
【專利說明】-種失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的6-D0F協(xié)同制導(dǎo)方法
[0001]

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0002] 本發(fā)明涉及失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的六自由度（6-D0F)協(xié)同制導(dǎo)方法，屬于空間在軌 服務(wù)【技術(shù)領(lǐng)域】。
[0003]

【背景技術(shù)】
[0004] 隨著航天任務(wù)的增加和航天技術(shù)的發(fā)展，特別是空間機器人的出現(xiàn)與發(fā)展，為了 滿足大規(guī)?？臻g應(yīng)用需求，進一步提高空間系統(tǒng)效益，航天器技術(shù)將面向在軌檢測、加注、 組裝、更換、維修和營救等在內(nèi)的在軌服務(wù)需求。失效旋轉(zhuǎn)目標的姿態(tài)不受控制并出現(xiàn)翻滾 或自旋，對其進行抓捕的自主逼近姿軌協(xié)同制導(dǎo)技術(shù)是實施航天器在軌維修、燃料加注、軌 道拖曳等任務(wù)的使能技術(shù)，是整個在軌抓捕的難點與關(guān)鍵點。
[0005]


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明在于提供一種失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的6-D0F協(xié)同制導(dǎo)方法，為在軌抓捕創(chuàng)造 條件。
[0007] 為了達到上述發(fā)明目的，本發(fā)明的技術(shù)方案包括如下步驟： 步驟一，設(shè)計逼近參考軌跡并建立期望坐標系； 步驟二，失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的6-D0F同步控制相對運動建模； 步驟三，設(shè)計失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的6-D0F協(xié)同控制律。
[0008] 優(yōu)選地，所述的步驟一已知失效旋轉(zhuǎn)目標本體系下的抓捕對接口矢量，采用指數(shù) 函數(shù)設(shè)計軌道系下追蹤星逼近失效旋轉(zhuǎn)目標的參考軌跡，并構(gòu)建時刻指向抓捕對接口矢量 的期望坐標系，該期望坐標系是隨著失效旋轉(zhuǎn)目標抓捕對接口旋轉(zhuǎn)的動坐標系。
[0009] 優(yōu)選地，所述的步驟二相對運動建模包括：建立追蹤星相對于失效旋轉(zhuǎn)目標的相 對軌道動力學(xué)方程；求解追蹤星本體系相對于期望坐標系的姿態(tài)羅德里德參數(shù)（MPR)偏差 和姿態(tài)角速度偏差，建立追蹤星本體系相對于期望坐標系的相對姿態(tài)運動方程。
[0010] 優(yōu)選地，所述的步驟三協(xié)同控制律包括：設(shè)計ro軌道控制律，對追蹤星相對于失 效旋轉(zhuǎn)目標的相對動力學(xué)方程和參考軌跡方程的偏差進行控制，實現(xiàn)逼近過程中的相對軌 道控制；設(shè)計滑模變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制律對追蹤星本體系相對于期望坐標系的姿態(tài)MPR偏差和 姿態(tài)角速度偏差進行姿態(tài)控制，使追蹤星+X軸安裝的機械臂始終對準抓捕對接口矢量。
[0011] 優(yōu)選地，所述步驟一的逼近參考軌跡為

【權(quán)利要求】
1. 一種失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的6-D0F協(xié)同制導(dǎo)方法，其特征在于包括如下步驟： 步驟一，設(shè)計逼近參考軌跡并建立期望坐標系； 步驟二，失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的6-D0F同步控制相對運動建模； 步驟三，設(shè)計失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的6-D0F協(xié)同控制律。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的6-D0F協(xié)同制導(dǎo)方法，其特征在于：所 述的步驟一已知失效旋轉(zhuǎn)目標本體系下的抓捕對接口矢量，采用指數(shù)函數(shù)設(shè)計軌道系下追 蹤星逼近失效旋轉(zhuǎn)目標的參考軌跡，并構(gòu)建時刻指向抓捕對接口矢量的期望坐標系，該期 望坐標系是隨著失效旋轉(zhuǎn)目標抓捕對接口旋轉(zhuǎn)的動坐標系。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的6-D0F協(xié)同制導(dǎo)方法，其特征在于，所述 的步驟二運動建模包括：建立追蹤星相對于失效旋轉(zhuǎn)目標的相對軌道動力學(xué)方程；求解追 蹤星本體系相對于期望坐標系的姿態(tài)羅德里德參數(shù)（MPR)偏差和姿態(tài)角速度偏差，建立追 蹤星本體系相對于期望坐標系的相對姿態(tài)運動方程。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的6-D0F協(xié)同制導(dǎo)方法，其特征在于，所述 的步驟三協(xié)同控制律包括：設(shè)計ro軌道控制律對追蹤星相對于失效旋轉(zhuǎn)目標的相對動力 學(xué)方程和參考軌跡方程的偏差進行控制，實現(xiàn)逼近過程中的相對軌道控制；設(shè)計滑模變結(jié) 構(gòu)姿態(tài)控制律對追蹤星本體系相對于期望坐標系的姿態(tài)MPR偏差和姿態(tài)角速度偏差進行 姿態(tài)控制，使追蹤星+X軸安裝的機械臂始終對準抓捕對接口矢量。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的6-D0F協(xié)同制導(dǎo)方法，其特征在于， 所述步驟一的逼近參考軌跡為
其中rD表示初始追蹤星與失效旋轉(zhuǎn)目標的相對距離；rD表示終端追蹤星與失效旋轉(zhuǎn) 目標的相對距離；表示抓捕對接口在失效旋轉(zhuǎn)目標本體系下的矢量；#表示常值； 表示軌道坐標系相對于失效旋轉(zhuǎn)目標本體系的轉(zhuǎn)換矩陣。
6. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的6-D0F協(xié)同制導(dǎo)方法，其特征在于，當抓 捕對接口矢量與旋轉(zhuǎn)角速度矢量不重合時，所述期望坐標系D的三個坐標軸單位矢量表示 為
其中|H、/和分別表示期望坐標系X、Y和Z的單位矢量；表示軌道系相對于 失效旋轉(zhuǎn)目標本體系的轉(zhuǎn)換矩陣表示失效旋轉(zhuǎn)目標本體系相對于慣性系下的角速度； jjf表示抓捕對接口在失效旋轉(zhuǎn)目標本體系下的矢量
表示與抓捕對接口在失 效旋轉(zhuǎn)目標本體系下的矢量和旋轉(zhuǎn)角速度矢量都垂直的單位矢量； 期望坐標系X軸方向始終對準失效旋轉(zhuǎn)目標的抓捕對接口矢量，Z軸與抓捕對接口矢 量和旋轉(zhuǎn)角速度矢量垂直，Y軸構(gòu)成右手坐標系。
7. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的6-D0F協(xié)同制導(dǎo)方法，其特征在于，所述 追蹤星相對于失效旋轉(zhuǎn)目標的相對軌道運動學(xué)方程為： 其中

為追蹤星相對于失效旋轉(zhuǎn)目標的相對位 置矢量；μ表示地球引力常數(shù)；和re分別表示失效旋轉(zhuǎn)目標和追蹤星在慣性系下的位置 大小；f表示追蹤星上的控制力；表示追蹤星的質(zhì)量；X、y和z表示軌道系下追蹤星與 失效旋轉(zhuǎn)目標相對位置在三軸的分量；沒表示真近點角。
8. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的6-D0F協(xié)同制導(dǎo)方法，其特征在于，追蹤 星本體系P相對于期望坐標系D轉(zhuǎn)換矩陣
，其中追蹤星本體系P相對 于慣性系N的轉(zhuǎn)換矩陣可通過追蹤星本體系相對于慣性系的姿態(tài)MRP參數(shù)&計算，軌 道系Η相對于慣性系N的轉(zhuǎn)換矩陣Cw可通過失效旋轉(zhuǎn)目標的軌道根數(shù)計算，期望坐標系D 相對于軌道坐標系Η的轉(zhuǎn)換矩陣
已知Cpp可得到追蹤星本體系相對于期望坐標系的姿態(tài)偏差辦g和角速度偏差邊m， 其中
表示追蹤星本體系P相對于失效旋轉(zhuǎn)目標本體 系B的轉(zhuǎn)換矩陣；表示失效旋轉(zhuǎn)目標期望坐標系相對于慣性系的期望角速度；》^表示 失效旋轉(zhuǎn)目標本體系相對于慣性系的旋轉(zhuǎn)角速度表示追蹤星本體系相對于慣性系的 角速度；則追蹤星本體系相對于期望坐標系的相對姿態(tài)運動學(xué)方程為
其中表示3x3矩陣，且
9. 根據(jù)權(quán)利要求1或4所述的失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的6-D0F協(xié)同制導(dǎo)方法，其特征在于， 所述軌道控制律為
式中JT、_P為正定矩陣;
為追蹤星的質(zhì)量；相對位置 跟蹤誤差為e = r - / ;相對速度跟蹤誤差為<r2 = * - Z。
10. 根據(jù)權(quán)利要求1或4所述的失效旋轉(zhuǎn)目標逼近的6-D0F協(xié)同制導(dǎo)方法，其特征在 于，所述姿態(tài)控制律為
其中弋表示追蹤星轉(zhuǎn)動慣量，（氣X)表示％的反對稱矩陣；ι?表示切換函數(shù)；I、J 和ε為控制參數(shù)，都是3x3矩陣；和Jiu分別表示追蹤星本體系相對于期望坐標系的 姿態(tài)偏差MRP參數(shù)和姿態(tài)偏差角速度；
表示雙曲正切函數(shù)。
【文檔編號】G05D1/00GK104252172SQ201310260625
【公開日】2014年12月31日 申請日期:2013年6月27日 優(yōu)先權(quán)日:2013年6月27日
【發(fā)明者】侯建文, 于朝霞, 韓飛, 武海雷, 賀亮, 徐帷 申請人:上海新躍儀表廠