一种平动点轨道交会无需初始误差符号的预设性能控制方法技术

本发明专利技术涉及一种平动点轨道交会无需初始误差符号的预设性能控制方法，包括：建立非线性平动点轨道相对动力学模型、建立扰动和不确定性模型、设计三阶积分链微分器和平动点轨道交会预设性能控制律设计；所提出的基于三阶积分链微分器的预设性能控制方法对带有扰动、相对导航误差以及推力器存在故障的情况都能够保证交会末端系统状态满足实际的预设性能，即可以实现追踪航天器与目标航天器的安全精确交会，为未来平动点轨道交会任务提供了一种可行控制策略。

【技术实现步骤摘要】
一种平动点轨道交会无需初始误差符号的预设性能控制方法
本专利技术属于深空航天器自主交会
，涉及一种速度信息缺失、控制器初始误差符号未知的基于三阶积分链微分器的平动点轨道交会自主控制方法。
技术介绍
近年来，随着平动点动力学性质研究的不断深入，平动点轨道展现出巨大的应用前景。世界各国已经发射和正在构想多个平动点观测平台和载人空间站，这些大型航天器的费用高昂，如果发生故障就直接废弃则代价过大，因此，研究平动点轨道航天器的交会对接对于平动点轨道附近航天器的拦截、修复、营救是至关重要的，并且平动点空间飞行器维护系统的成功，将带动深空航天器的重复使用，降低航天成本。现有的方法大都针对全状态已知的情形对平动点轨道交会问题进行了研究(参考文献1：LianYJ,TangGJ.LibrationpointorbitrendezvoususingPWPFmodulatedterminalslidingmodecontrol[J].AdvancesinSpaceResearch.2013,52:2156–2167.参考文献2：PengHJ,JiangX,ChenBS.Optimalnonlinearfeedbackcontrolofspacecraftrendezvouswithfinitelowthrustbetweenlibrationorbit[J].NonlinearDynamics,2014,76:1611-1632.)由于平动点轨道自身的不稳定性，在设计交会策略时需要充分考虑导航误差、其它行星的引力、测量误差、推力约束等因素对平动点轨道交会的影响。并且国际深空互操作标准草案C-2018组合草案文件(参考文献3：NationalAeronauticsandSpaceAdministration.InternationaldeepspaceinteroperabilitystandardsDraftC-2018Combineddraftdocument[EB/OL].)指出深空航天器交会出现的突发性状况包括光学敏感器出现故障。因此如果测量敏感器出现故障不能提供速度测量信息，如何实现平动点轨道航天器的安全精确交会是值得深入研究的问题。现有的方法一般采用数字差分来近似地估计相对位置的导数从而得到相对速度状态，但是平动点轨道相对运动存在扰动和测量噪声，而差分方法具有放大噪声的特性，难以正确地估计出高精度的相对速度状态。因此如何实现既能够高精度地估计原系统的未知状态，而且在对不确定项进行逼近的同时还能抑制噪声是需要解决的一个问题。低复杂度预设性能控制(LPPC)方法从提高系统性能的角度进行控制器设计，可确保跟踪误差收敛到一个预设的任意小区域内，同时使收敛速度和超调量都满足预设的条件。该控制方法可以针对模型具有强不确定性的情形，且控制器的设计仅依赖系统的状态反馈，不需要进行大量的迭代计算(参考文献4：BechlioulisCP,RovithakisGA.Alow-complexityglobalapproximation-freecontrolschemewithprescribedperformanceforunknownpurefeedbacksystems[J].Automatica,2014,50(4):1217-1226.)。现有的LPPC方法设计稳态变量的约束条件时，需要事先知道初始误差的符号，因此当改变初始值误差时，一旦初始误差的符号发生改变，就需要改变控制参数，实际操作过程繁琐。因而本专利技术综合考虑平动点轨道相对运动动力学的强非线性和强不确定性等特点，相对速度难以精确测量或传感器故障造成相对速度测量信息缺失的工况，以及预设性能控制方法需要事先知道初始误差符号的缺陷，提出一种无需相对速度测量信息的平动点轨道航天器交会的自主控制方法。
技术实现思路
要解决的技术问题针对在平动点轨道交会中速度测量敏感器出现故障不能提供速度测量信息问题，并预设性能控制方法需要预知初始误差符号的繁琐操作，提出一种仅需相对位置信息和初始误差符号未知的平动点轨道近程交会控制律，用于实现追踪航天器与目标航天器交会任务的高精度实时控制。技术方案一种基于三阶积分链观测器的平动点轨道交会无需初始误差符号的预设性能控制方法，其特征在于步骤如下：步骤1：建立非线性平动点轨道相对动力学模型圆型限制性三体问题描述两个主天体P1,P2绕着它们共同的质心做圆周运动，分析第三个质量可以忽略的航天器P3在此系统中的运动问题；以P1,P2的质心O为原点，以两主天体P1,P2的连线为x轴，正方向为质量大的主天体指向质量小的主天体，y轴在两个主引力体旋转平面上，z轴与x、y轴满足右手法则；假设质量可以忽略的航天器P3在旋转坐标系O-xyz中的状态为为了便于计算，质量参数定义为μ＝m2/(m1+m2)，其中m1、m2分别为两个主引力体P1、P2的质量，且m2<m1，并令引力常量G，P1、P2之间的距离、旋转角速度、两主天体质量和均为1，则圆型限制性三体问题的运动方程为其中：Ωx,Ωy,Ωz分别表示势函数Ω对x,y,z的偏导，Ω、航天器与两主天体P1,P2的距离r1、r2的表达式分别为：Ω＝(x2+y2)/2+(1-μ)/r1+μ/r2，r1＝[(x+μ)2+y2+z2]1/2，r2＝[(x-1+μ)2+y2+z2]1/2假设在质心旋转坐标系中，追踪航天器和目标航天器的状态矢量分别为xc＝[rcvc]T和xt＝[rtvt]T，则追踪航天器相对目标航天器的状态矢量为令x1＝[ΔxΔyΔz]T，当考虑推力控制以及扰动时可以得到追踪航天器相对目标航天器的非线性相对运动方程式中g＝-I3×3，f＝[F1F2F3]T，具体表达形式为：分别表示追踪航天器与主天体P1、P2的距离；分别表示目标航天器与主天体P1、P2的距离；则和及k1、k2分别为：为时变扰动加速度，为控制输入；本专利技术假设扰动加速度aper是有界未知的，地月系统受太阳引力和太阳光压的量级大约在10-7和10-9，即扰动加速度满足不等式|di|≤Di,i＝Δx,Δy,Δz(3)并假设控制器的执行能力强于干扰上界D＝[DΔxDΔyDΔz]T；步骤2：建立扰动和不确定性模型本专利技术考虑的是深空平动点轨道附近的相对运动问题，空间中的外部扰动一般呈现周期性变化，因此可以表示成周期函数的形式aper＝[a1sin(ω1t),a2cos(ω2t),a3(sin(ω3t)+cos(ω4t))]T(4)其中a1,a2,a3和ω1,ω2,ω3分别是x,y,z方向的扰动幅值及扰动频率；两航天器相对运动过程中需要不断获取相对运动状态，而光学敏感器测量出的相对信息本身存在一定的误差；这种误差直接影响所需控制量的精度；假设相对导航误差满足均值为零的标准正态分布，则带有导航不确定性的追踪航天器的状态可以表示为其中是追踪航天器的理想状态，δxC为相对导航误差；由于航天器特殊的运行环境和复杂的结构，推力器很容易出现失效的情况，直接表现形式就是控制加速度的变化，控制加速度的不确定性可以建模为uC＝lCuC+δuC(6)其中lC＝[lC1,lC2,lC3]T表示乘性故障，lCi＝1，lCi＝0，0<lCi<1，分别表示推力器正常、完本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于三阶积分链观测器的平动点轨道交会无需初始误差符号的预设性能控制方法，其特征在于步骤如下：步骤1：建立非线性平动点轨道相对动力学模型圆型限制性三体问题描述两个主天体P1,P2绕着它们共同的质心做圆周运动，分析第三个质量可以忽略的航天器P3在此系统中的运动问题；以P1,P2的质心O为原点，以两主天体P1,P2的连线为x轴，正方向为质量大的主天体指向质量小的主天体，y轴在两个主引力体旋转平面上，z轴与x、y轴满足右手法则；假设质量可以忽略的航天器P3在旋转坐标系O‑xyz中的状态为

【技术特征摘要】
1.一种基于三阶积分链观测器的平动点轨道交会无需初始误差符号的预设性能控制方法，其特征在于步骤如下：步骤1：建立非线性平动点轨道相对动力学模型圆型限制性三体问题描述两个主天体P1,P2绕着它们共同的质心做圆周运动，分析第三个质量可以忽略的航天器P3在此系统中的运动问题；以P1,P2的质心O为原点，以两主天体P1,P2的连线为x轴，正方向为质量大的主天体指向质量小的主天体，y轴在两个主引力体旋转平面上，z轴与x、y轴满足右手法则；假设质量可以忽略的航天器P3在旋转坐标系O-xyz中的状态为为了便于计算，质量参数定义为μ＝m2/(m1+m2)，其中m1、m2分别为两个主引力体P1、P2的质量，且m2<m1，并令引力常量G，P1、P2之间的距离、旋转角速度、两主天体质量和均为1，则圆型限制性三体问题的运动方程为其中：Ωx,Ωy,Ωz分别表示势函数Ω对x,y,z的偏导，Ω、航天器与两主天体P1,P2的距离r1、r2的表达式分别为：Ω＝(x2+y2)/2+(1-μ)/r1+μ/r2，r1＝[(x+μ)2+y2+z2]1/2，r2＝[(x-1+μ)2+y2+z2]1/2假设在质心旋转坐标系中，追踪航天器和目标航天器的状态矢量分别为xc＝[rcvc]T和xt＝[rtvt]T，则追踪航天器相对目标航天器的状态矢量为令x1＝[ΔxΔyΔz]T，当考虑推力控制以及扰动时可以得到追踪航天器相对目标航天器的非线性相对运动方程式中g＝-I3×3，f＝[F1F2F3]T，具体表达形式为：分别表示追踪航天器与主天体P1、P2的距离；分别表示目标航天器与主天体P1、P2的距离；则和及k1、k2分别为：为时变扰动加速度，为控制输入；本发明假设扰动加速度aper是有界未知的，地月系统受太阳引力和太阳光压的量级大约在10-7和10-9，即扰动加速度满足不等式|di|≤Di,i＝Δx,Δy,Δz(3)并假设控制器的执行能力强于干扰上界D＝[DΔxDΔyDΔz]T；步骤2：建立扰动和不确定性模型本发明考虑的是深空平动点轨道附近的相对运动问题，空间中的外部扰动一般呈现周期性变化，因此可以表示成周期函数的形式aper＝[a1sin(ω1t),a2cos(ω2t),a3(sin(ω3t)+cos(ω4t))]T(4)其中a1,a2,a3和ω1,ω2,ω3分别是x,y,z方向的扰动幅值及扰动频率；两航天器相对运动过程中需要不断获取相对运动状态，而光学敏感器测量出的相对信息本身存在一定的误差；这种误差直接影响所需控制量的精度；假设相对导航误差满足均值为零的标准正态分布，则带有导航不确定性的追踪航天器的状态可以表示为其中是追踪航天器的理想状态，δxC为相对导航误差；由于航天器特殊的运行环境和复杂的结构，推力器很容易出现失效的情况，直接表现形式就是控制加速度的变化，控制加速度的不确定性可以建模为uC＝lCuC+δuC(6)其中lC＝[lC1,lC2,lC3]T表示乘性故障，lCi＝1，lCi＝0，0<lCi<1，分别表示推力器正常、完全失效、部分失效，δuC表示加性故...

【专利技术属性】
技术研发人员：罗建军，郑丹丹，殷泽阳，党朝辉，王明明，马卫华，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61