一种非合作目标航天器交会对接最终段饱和控制方法技术

本发明专利技术公开了一种非合作目标航天器交会对接最终段饱和控制方法，包括以下步骤：定义空间坐标系，所述空间坐标系包括：地球惯性坐标系、轨道坐标系、目标航天器体坐标系、追踪航天器体坐标系和视线坐标系，并建立视线坐标系的运动学方程；建立航天器六自由度交会对接模型；建立两阶段的人工势函数；基于所述两阶段的人工势函数的有界梯度信息，设计航天器交会对接六自由度饱和控制器。本发明专利技术通过设计新的视线坐标系，解决航天器系统敏感装置实时测量的问题，并引入一种基于两阶段的人工势函数的饱和控制器，解决航天器交会对接时安全交会的问题和存在控制输入饱和受限及受到外部扰动影响的问题，保证了系统的鲁棒性。

A saturation control method for spacecraft rendezvous and docking in non cooperative targets

The invention discloses a final section saturation control method for non cooperative target spacecraft rendezvous and docking, including the following steps: defining the space coordinate system, which includes the earth inertial coordinate system, the orbit coordinate system, the target spacecraft body coordinate system, the tracking of the spacecraft body coordinate system and the line of sight coordinate system, and the establishment of the view. The kinematic equations of the linear coordinate system, the six degree of freedom rendezvous and docking model of the spacecraft, the artificial potential function of the two stage, and the six degree of freedom saturation controller for the rendezvous and docking of the spacecraft are designed based on the bounded gradient information of the artificial potential function described in the two stage. This invention solves the problem of real-time measurement of spacecraft system sensitive devices by designing new line of sight coordinate system, and introduces a saturation controller based on two stage artificial potential function to solve the problem of safety rendezvous of spacecraft rendezvous and docking and the problem of control input saturation limitation and external disturbance. The robustness of the system is proved.

【技术实现步骤摘要】
一种非合作目标航天器交会对接最终段饱和控制方法
本专利技术属于航天器控制
，具体来说，涉及一种非合作目标航天器交会对接最终段饱和控制方法。
技术介绍
随着空间任务日趋复杂化和多样化，对航天器在轨服务任务的需求越来越大，包括需要解决在轨补给，在轨加油，在轨维修或者空间垃圾的清理等。对于这些在轨服务任务来说，自动交会对接或者自主安全接近是其最重要的环节，追踪航天器能够以一种安全，可靠，精确的方式接近目标航天器是这些空间任务首先要保证的。除此之外，随着交会对接任务的对象越来越复杂化和多样化，对于非合作目标展开交会对接的需求也越来越大。对于非合作目标交会对接任务来说，卫星之间的通讯链路或者两个航天器之间的通讯条件都是不具备的，这就需要追踪航天器在交会对接过程中对目标航天器进行实时的视线追踪从而实现相对运动信息的测量。考虑到在工程上测量装置都有一定的视场范围，所以交会对接过程中追踪航天器需要完成姿态机动以保证目标航天器始终在视场范围内，因此追踪航天器的姿态机动和轨道机动有了更高的耦合程度。目前的大部分交会对接任务都是基于合作目标之间的交会对接任务，对于非合作目标合理的进行实时测量和控制是非合作目标航天器交会对接的难点和研究的要点。而且对航天器交会对接过程来说，需要以一种安全的交会策略来接近目标航天器，保证追踪航天器不会与目标航天器上面物理形状各异，功能复杂的部件碰撞，而且能够缓慢逼近目标航天器的交会对接口或者合适的操作部位。合理的接近策略是将目标航天器抽象为一个归结统一的球形或者椭球形禁止区，在禁止区内，在目标航天器沿着对接口或者操作位置的方向上建立一个圆锥形对接走廊，最终段追踪航天器的接近路径要严格限制在对接走廊内，这样的策略就保证了整个交会对接任务的安全性。除此之外，对于实际系统来说，推力器或者磁力矩器能够产生的推力或者力矩都是有限的，在这些力矩都有限的情况下能够完成交会对接任务对于控制器设计来说也是一个挑战。对于安全的交会策略来说，主要的方法是通过模型预测控制或者优化控制方法描述安全交会的策略的约束，在约束下进行预测控制或者优化求解从而实现安全交会。由于这两种方法都是基于数值求解方法对控制信号进行解算，计算量非常大，在实际任务中，对于空间任务的自主实时性的要求限制了这两种方法的应用。目前来说，交会策略都是在一些离线规划之下与控制进行结合，通过控制的精度的提高来让航天器满足交会位置约束，没有显式的在线对于安全交会方法进行解决。中国专利ZL201410318555.0针对两个在轨的航天器之间的可能发生的碰撞问题提出了一种避碰策略，给出两个机动过程，分别使航天器之间向互相远离的方向运行，从而给出一种两个航天器相互远离的推力方向和作用时间，但是在交会对接过程中两个航天器不能简单的避免碰撞，而是在避免碰撞的前提下进行接近，这种近似的控制策略既不能满足精确度要求，又不能满足逼近要求。因此，对于交会对接过程中两个航天器合理的进行约束，从而实现精确的一体化控制器设计，是交会对接控制问题的核心。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：对于非合作目标航天器交会对接任务中需要实现的追踪航天器的敏感装置实现对目标航天器的跟随测量这一要求，采用建立本专利技术的视线坐标系的方法将传统的姿态约束问题转化为姿态跟踪问题；采用一种安全的交会对接策略来进行最后阶段的接近，同时对于实际控制系统中执行器控制输入存在饱和受限这一实际约束，考虑到航天器受到外部扰动力矩影响的问题，本专利技术提供一种非合作目标航天器交会对接最终段饱和控制方法。这种方法的主要特征是可以实现追踪航天器敏感装置对目标航天器实时测量这一任务，同时满足交会对接任务的安全策略约束，饱和约束和对于外部干扰具有抑制能力。通过设计本专利技术的视线坐标系，解决航天器系统敏感装置实时测量的问题，并引入一种基于两阶段的人工势函数的饱和控制器，解决航天器交会对接时安全交会的问题和存在控制输入饱和受限及受到外部扰动影响的问题，保证了系统的鲁棒性。为实现上述技术目的，本专利技术的技术方案如下：一种非合作目标航天器交会对接最终段饱和控制方法，包括以下步骤：S1：定义空间坐标系，所述空间坐标系包括：地球惯性坐标系、轨道坐标系、目标航天器体坐标系、追踪航天器体坐标系和视线坐标系，并建立视线坐标系的运动学方程；S2：建立航天器六自由度交会对接模型；S3：建立两阶段的人工势函数；S4：基于所述两阶段的人工势函数的有界梯度信息，设计航天器交会对接六自由度饱和控制器。进一步地，所述空间坐标系的具体定义如下：定义地球惯性坐标系为：地球质心为坐标原点，Xo轴指向春分点且位于赤道平面内，Zo轴与地球自转轴重合，且与赤道平面垂直，Yo轴与Xo轴，Zo轴构成右手笛卡尔坐标系；轨道坐标系为：记为：LVLH坐标系，坐标原点位于目标航天器的质心位置，Xh轴沿地心指向目标航天器质心，Yh轴与目标航天器速度矢量方向一致，Zh轴与Xh轴，Yh轴构成右手笛卡尔坐标系；目标航天器体坐标系为：其原点位于目标航天器的质心处，Xt轴、Yt轴、Zt轴的方向分别与目标航天器的惯性主轴方向重合；目标航天器的对接口定义在-Xt方向上；追踪航天器体坐标系为：其原点位于追踪航天器的质心处，Xp轴、Yp轴、Zp轴的方向分别与追踪航天器的惯性主轴方向重合；追踪航天器的对接口定义在Xp方向上，追踪航天器的敏感装置的轴向指向Xp；视线坐标系定义为：记为：LOS坐标系，且：其中，xl,yl,zl为LOS坐标系的三个坐标轴Xl,Yl,Zl所对应的单位向量，ρ＝[ρx,ρy,ρz]T为LVLH坐标系中追踪航天器相对于目标航天器的相对位置，ρx，ρy，ρz表示描述相对位置的位置分量，ρxy表示相对位置ρ在LVLH坐标系中的xoy平面上的投影，ρxy＝[1,0,0；0,1,0；0,0,0]ρ；(·)×表示斜对称矩阵，即表示向量ρxy的斜对称矩阵，且对于任意向量其斜对称矩阵的表示形式如下：进一步地，S1中，所述视线坐标系的运动学方程为：其中，为航天器交会对接过程中追踪航天器与LOS坐标系的相对姿态四元数，qlv＝[ql1,ql2,ql3]T为LOS坐标系四元数的矢量部分，ql4为LOS坐标系四元数的标量部分；ωlo为LOS坐标系相对于地球惯性坐标系的角速度；Cho为LVLH坐标系相对于地球惯性坐标系的旋转矩阵，ωlh为LOS坐标系相对于LVLH坐标系的角速度；I3是3×3的单位矩阵，(·)T表示矩阵的转置，C＝[xl,yl,zl]为LOS坐标系单位向量组成的矩阵，代表矩阵C对时间的导数。进一步地，S2中，所述航天器六自由度交会对接模型包括相对姿态控制模型和相对位置控制模型。进一步地，所述相对姿态控制模型为：其中，Jp是追踪航天器体坐标系中的惯性矩阵，τ＝[τ1,τ2,τ3]T表示追踪航天器推进器提供的推进力而产生的控制力矩，dr＝[dr1,dr2,dr3]T表示航天器所受到的外界干扰矩，(qev,qe4)用来表示航天器交会对接过程中追踪航天器与LOS坐标系的相对姿态误差四元数，qev＝[qe1,qe2,qe3]T代表相对姿态误差四元数的矢量部分，qe4代表相对姿态误差四元数的标量部分；ωe＝[ωe1,ωe2,ωe3]T表示追踪航天器体坐标系相对于LOS坐标系的角速度，Cpl代表本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种非合作目标航天器交会对接最终段饱和控制方法，其特征在于，包括以下步骤：S1：定义空间坐标系，所述空间坐标系包括：地球惯性坐标系、轨道坐标系、目标航天器体坐标系、追踪航天器体坐标系和视线坐标系，并建立视线坐标系的运动学方程；S2：建立航天器六自由度交会对接模型；S3：建立两阶段的人工势函数；S4：基于所述两阶段的人工势函数的有界梯度信息，设计航天器交会对接六自由度饱和控制器。

【技术特征摘要】
1.一种非合作目标航天器交会对接最终段饱和控制方法，其特征在于，包括以下步骤：S1：定义空间坐标系，所述空间坐标系包括：地球惯性坐标系、轨道坐标系、目标航天器体坐标系、追踪航天器体坐标系和视线坐标系，并建立视线坐标系的运动学方程；S2：建立航天器六自由度交会对接模型；S3：建立两阶段的人工势函数；S4：基于所述两阶段的人工势函数的有界梯度信息，设计航天器交会对接六自由度饱和控制器。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，S1中，所述空间坐标系的具体定义如下：定义地球惯性坐标系为：地球质心为坐标原点，Xo轴指向春分点且位于赤道平面内，Zo轴与地球自转轴重合，且与赤道平面垂直，Yo轴与Xo轴，Zo轴构成右手笛卡尔坐标系；轨道坐标系为：记为：LVLH坐标系，坐标原点位于目标航天器的质心位置，Xh轴沿地心指向目标航天器质心，Yh轴与目标航天器速度矢量方向一致，Zh轴与Xh轴，Yh轴构成右手笛卡尔坐标系；目标航天器体坐标系为：其原点位于目标航天器的质心处，Xt轴、Yt轴、Zt轴的方向分别与目标航天器的惯性主轴方向重合；目标航天器的对接口定义在-Xt方向上；追踪航天器体坐标系为：其原点位于追踪航天器的质心处，Xp轴、Yp轴、Zp轴的方向分别与追踪航天器的惯性主轴方向重合；追踪航天器的对接口定义在Xp方向上，追踪航天器的敏感装置的轴向指向Xp；视线坐标系定义为：记为：LOS坐标系，且：其中，xl,yl,zl为LOS坐标系的三个坐标轴Xl,Yl,Zl所对应的单位向量，ρ＝[ρx,ρy,ρz]T为LVLH坐标系中追踪航天器相对于目标航天器的相对位置，ρx，ρy，ρz表示描述相对位置的位置分量，ρxy表示相对位置ρ在LVLH坐标系中的xoy平面上的投影，ρxy＝[1,0,0；0,1,0；0,0,0]ρ；(·)×表示斜对称矩阵，即表示向量ρxy的斜对称矩阵，且对于任意向量其斜对称矩阵的表示形式如下：3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，S1中，所述视线坐标系的运动学方程为：ωlo＝Choωlh,其中，为航天器交会对接过程中追踪航天器与LOS坐标系的相对姿态四元数，qlv＝[ql1,ql2,ql3]T为LOS坐标系四元数的矢量部分，ql4为LOS坐标系四元数的标量部分；ωlo为LOS坐标系相对于地球惯性坐标系的角速度；Cho为LVLH坐标系相对于地球惯性坐标系的旋转矩阵，ωlh为LOS坐标系相对于LVLH坐标系的角速度；I3是3×3的单位矩阵，(·)T表示矩阵的转置，C＝[xl,yl,zl]为LOS坐标系单位向量组成的矩阵，代表矩阵C对时间的导数。4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，S2中，所述航天器六自由度交会对接模型包括相对姿态控制模型和相对位置控制模型。5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述相对姿态控制模型为：其中，Jp是追踪航天器体坐标系中的惯性矩阵，τ＝[τ1,τ2,τ3]T表示追踪航天器推进器提供的推进力而产生的控制力矩，dr＝[dr1,dr2,dr3]T表示航天器所受到的外界干扰矩，(qev,qe4)用来表示航天器交会对接过程中追踪航天器与跟踪LOS坐标系的相对姿态误差四元数，qev＝[qe1,qe2,qe3]T代表相对姿态误差四元数的矢量部分，qe4代表相对姿态误差四元数的标量部分；ωe＝[ωe1,ωe2,ωe3]T表示追踪航天器体坐标系相对于LOS坐标系的角速度，Cpl代表追踪航天器体坐标相对于LOS坐标系的旋转矩阵，代表LOS坐标系相对于地球惯性坐标系的角加速度，ωpo表示追踪航天器体坐标系相对于地球惯性坐标系的角速度。6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，所述相对位置控制模型为：其中，Mt＝mpI3,mp...

【专利技术属性】
技术研发人员：胡庆雷，刘岳洋，郭雷，王陈亮，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11