一種缺失徑向控制的欠驅(qū)動航天器懸停漸近控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明設(shè)及一種航天器飛行控制方法，更具體的說，特別設(shè)及一種針對缺失徑向 控制的欠驅(qū)動航天器懸停提供一種漸近穩(wěn)定的控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 航天器懸停，是指通過對追蹤航天器施加持續(xù)的控制力作用，使其相對于空間某 目標(biāo)航天器的相對位置保持不變。懸停技術(shù)在空間任務(wù)中應(yīng)用前景廣闊，例如，在小行星上 空懸停可對其進行有效的高分辨率的科學(xué)觀測。此外，對地球軌道航天器懸停，使追蹤航天 器保持對目標(biāo)航天器的相對靜止，有利于進行空間維護、空間觀測等近距操作，降低了空間 任務(wù)操作難度及風(fēng)險。已有的航天器懸?？刂品椒ň僭O(shè)懸停動力學(xué)系統(tǒng)為全驅(qū)動控制系 統(tǒng)（系統(tǒng)的控制輸入維數(shù)與系統(tǒng)自由度相等），即在徑向、跡向和法向都存在一獨立的控制 通道。若某一方向的控制器發(fā)生故障，導(dǎo)致該方向無法提供控制力作用，則懸停動力學(xué)系統(tǒng) 變?yōu)榍夫?qū)動系統(tǒng)。對于該欠驅(qū)動系統(tǒng)，已有全驅(qū)動控制方法無法適用，導(dǎo)致懸停任務(wù)失敗。 通常，常規(guī)的解決辦法為加裝備用推力器W應(yīng)對上述故障情況，但運勢必引起航天器的質(zhì) 量與成本增加。考慮到航天器的結(jié)構(gòu)質(zhì)量、制造成本W(wǎng)及發(fā)射成本等約束，更為經(jīng)濟實用的 方法應(yīng)為設(shè)計欠驅(qū)動控制器，從而即使在欠驅(qū)動情況條件下，也能實現(xiàn)航天器懸停任務(wù)。
[0003] 已有欠驅(qū)動航天器相對軌道控制多基于航天器編隊飛行等空間任務(wù)應(yīng)用，尚未有 欠驅(qū)動航天器懸?？刂品椒ㄑ芯?。雖然編隊飛行與懸停均屬于航天器相對運動范疇，但其 軌道屬性不同，因而相應(yīng)的控制器設(shè)計存在不同。具體而言，對于編隊飛行，航天器均運行 于開普勒軌道，且航天器之間的相對軌道為自然周期相對軌道，即不需要施加控制力W維 持相對軌道。但對于懸停而言，通常需要對追蹤器持續(xù)施加控制力作用W維持相對軌道，即 懸停構(gòu)型，因而追蹤器運行于非開普勒軌道。目前，對非開普勒相對軌道的欠驅(qū)動控制理論 及方法的研究還很少，因此，本發(fā)明W欠驅(qū)動航天器懸停為應(yīng)用，提出了一種適用于該應(yīng)用 中的非開普勒相對軌道的欠驅(qū)動控制方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明為解決欠驅(qū)動航天器懸停的問題，提出了一種滑?？刂品椒?。針對欠驅(qū)動 航天器懸?？刂茊栴}，建立了其動力學(xué)模型?；谠搫恿W(xué)模型，分析了缺失徑向控制加速 度情況下的系統(tǒng)能控性，并給出了該情況下的懸停方位可行集。此外，由于缺失徑向控制輸 入通道，外部攝動及模型誤差的輸入通道不再與系統(tǒng)的控制輸入通道相同，成為非匹配性 擾動。如何在存在非匹配性擾動情況下實現(xiàn)缺失徑向控制作用的航天器懸停，是本發(fā)明的 重點與難點。本發(fā)明W所建立的欠驅(qū)動懸停動力學(xué)模型為受控對象，巧妙利用軌道面內(nèi)相 對運動動力學(xué)禪合特性，采用滑?？刂品椒ㄔO(shè)計了在該欠驅(qū)動情況下的閉環(huán)控制律。該欠 驅(qū)動控制器的優(yōu)點在于：（1)能夠在缺失徑向控制加速度條件下驅(qū)動追蹤航天器漸近穩(wěn)定 至給定的可行懸停方位，且懸停位置控制精度高；（2)閉環(huán)系統(tǒng)具有良好的動態(tài)性能，且對 非匹配性的外部攝動及模型誤差具有良好的魯棒性和抑制作用；（3)較之安裝備用推力器 W應(yīng)對推力器故障的常規(guī)方法，本發(fā)明提出的欠驅(qū)動控制器具有減少航天器結(jié)構(gòu)質(zhì)量、降 低航天器制造成本、發(fā)射成本等顯著優(yōu)點。本發(fā)明創(chuàng)造性地解決了航天器懸停運類非開普 勒相對軌道的欠驅(qū)動控制問題，所提出的控制器可在缺失徑向控制加速度條件下完成圓軌 道航天器懸停任務(wù)，為欠驅(qū)動航天器懸停的工程實現(xiàn)提供了有效方案，可直接應(yīng)用于空間 小行星懸停探測W及地球軌道空間服務(wù)等實際懸停任務(wù)。
[000引本發(fā)明的技術(shù)方案如下：
[0006] 首先根據(jù)欠驅(qū)動情況給定可行的名義懸停方位，基于此計算對應(yīng)的名義相對運動 狀態(tài)，然后計算實際相對運動狀態(tài)與名義相對運動狀態(tài)的誤差量，最后采用滑?？刂品椒?設(shè)計控制律，計算實際控制量。實際應(yīng)用中，追蹤航天器與目標(biāo)航天器實時相對運動狀態(tài)由 追蹤航天器星上相對導(dǎo)航系統(tǒng)測量得到，將由該方法計算得到的控制量傳輸至執(zhí)行機構(gòu)即 可實現(xiàn)欠驅(qū)動航天器懸停控制功能。
[0007] 本發(fā)明"一種缺失徑向控制的欠驅(qū)動航天器懸停漸近控制方法"，其具體步驟如 下，如圖1所示：
[0008] 步驟一:欠驅(qū)動情況判斷:若缺失徑向控制加速度，貝帖=0;
[0009] 步驟二:給定名義懸停方位并求解對應(yīng)的名義控制量:根據(jù)實際欠驅(qū)動情況求解 缺失徑向控制加速度情況下的懸停方位可行集Tl,并在可行集中選擇名義懸停方位Pd = [Xd yd zd]T，求解對應(yīng)的名義控制量化d;
[0010] 步驟誤差量計算:計算實際相對運動狀態(tài)與名義相對運動狀態(tài)之間的誤差量 ei；
[0011] 步驟四：控制律設(shè)計:選取滑模面和趨近律，采用滑?？刂品椒ㄔO(shè)計欠驅(qū)動航天器 懸?？刂坡桑嬎銓嶋H控制量化；
[001引其中，在步驟一中所述的Ux為徑向控制加速度；
[001引其中，在步驟二中所述的名義懸停方位為Pd= [Xd yd zd]T，式中XcUyd和Zd分別為名 義徑向、跡向和法向懸停位置，上標(biāo)T表示向量或矩陣的轉(zhuǎn)置；Tl為懸停方位可行集，其求 解步驟分為=步，具體求解方法為：
[0014] 1)建立欠驅(qū)動航天器懸停的數(shù)學(xué)模型
[001引描述航天器懸停動力學(xué)模型的坐標(biāo)系定義如下；如圖2所示，OeXiYiZi為地心肢性 坐標(biāo)系，其中Oe為地屯、;0Txyz為原點位于目標(biāo)航天器質(zhì)屯、Ot的相對運動坐標(biāo)系，其中X軸沿 目標(biāo)航天器徑向，Z軸沿目標(biāo)航天器軌道面法向，y軸與x、z軸構(gòu)成笛卡爾右手直角坐標(biāo)系； 化為追蹤航天器質(zhì)屯、;與Rt分別為追蹤航天器與目標(biāo)航天器的地屯、距矢量;令P=[x y Z ^與，，=權(quán)才分別為追蹤航天器與目標(biāo)航天器的相對位置矢量與相對速度矢量在相對 運動坐標(biāo)系中的表述，則欠驅(qū)動航天器懸停動力學(xué)模型為
[0016] 乂, 公t/, 口）
[0017] 其中
[001 引 Fl=[0lX江xfyfz]T (2)
(;)
[0020] B=[02X4 l2X2]T (4)
[0021 ] Ui=[Uy Uz]T (5)
[0022] 式中，下標(biāo)I代表缺失徑向控制加速度的欠驅(qū)動情況；X,=[而的]T為由非驅(qū)動狀 態(tài)X 1 U與驅(qū)動狀態(tài)X 1 a組成的相對運動狀態(tài)矢量；由于缺失徑向控制加速度，則 馬防J t句T且X,"=[V -中化=[Uy Uzf為控制輸入，其中Uy和Uz分別為跡向與法向控 制加速度;Omxn為維數(shù)為m X n的零矩陣，Imxn為維數(shù)為m X n的單位矩陣;UT為目標(biāo)航天器締度 幅角，Iir和分別為目標(biāo)航天器軌道角速度與角加速度；且屯=貢，其中Rt與 Rc=[(化+x)2+y2+z2]i/2分別為目標(biāo)航天器與追蹤航天器地屯、距，y為地球引力常數(shù)；
[0023] 2)欠驅(qū)動懸停動力學(xué)系統(tǒng)能控性分析
[0024] 若目標(biāo)航天器位于圓軌道（即％ = Bt且卻=0 )，且追蹤航天器與目標(biāo)航天器相對距 離遠小于其地屯、距，則欠驅(qū)動懸停動力學(xué)模型可線性化為
[0025] X,=A,X,+BU, (6、
[0026] 其中
巧
[0028] 采用線性系統(tǒng)理論對上述缺失徑向控制加速度的欠驅(qū)動條件下的線性化系統(tǒng)式 (6)進行能控性分析；
[0029] 分析結(jié)果表明，若缺失徑向控制加速度，欠驅(qū)動線性系統(tǒng)式(6)仍完全可控；
[0030] 3)求解欠驅(qū)動懸停方位可行集
[0031] 根據(jù)懸停定義，追蹤航天器與目標(biāo)航天器的相對位置在相對運動坐標(biāo)系中保持不 變；右走義名義懸停方位為Pd _ [ Xd Yd Zd ]，則，= ft =[馬.A,. .Z,,.] = 且、V=拓=戰(zhàn)耗; 若進一步假設(shè)目標(biāo)航天器位于圓軌道(即電=聽且= 0 )，則由式(3 )得，
輿
[0033] W下求解缺失徑向控制加速度條件下欠驅(qū)動懸停方位可行集W及對應(yīng)的名義控 制量化d;
[0034] 缺失徑向控制加速度條件下，即Ux=O時，