【技术实现步骤摘要】
一种航天器逼近空间翻滚目标的相对位置自适应控制方法
本专利技术涉及航天器自主交会对接控制
,尤其涉及一种航天器逼近空间翻滚目标的相对位置自适应控制方法,主要应用于在存在质量不确定性以及路径和速度约束情况下的航天器逼近空间翻滚目标任务。
技术介绍
随着航天科技的蓬勃发展,航天器在轨服务技术日趋成熟。它具有强大的优势和潜在的应用价值,在新兴的航天任务中,如航天器在轨燃料补加、故障航天器在轨修复、报废卫星的回收与处理以及太空垃圾的清理等,都展现出显著的优势。近年来,美国国家航空航天局、欧洲航天局等国际航天机构均在加快推进空间在轨服务技术研究,并开展了一系列在轨演示验证项目。2017年4月,“天舟一号”货运飞船发射,成功实现与“天宫二号”空间实验室的自主快速交会对接,开展推进剂在轨补加、空间科学和技术等多项试验验证,标志着我国已成功掌握在轨服务飞行演示验证关键技术。最终逼近段是对接(或捕获)前的最后阶段,对在轨服务尤为关键,该阶段的任务是为对接(或捕获)提供初始条件,因而,成功完成逼近操作是进行后续在轨操作的前提与必要条件。然而,由于太空环境的不确定性以及航天器系统固有的复杂性,安全、可靠、高精度的逼近操作是保证航天器自主交会对接任务成功完成的基础。特别是,当空间目标呈现自由翻滚状态时,航天器如何有效避开空间翻滚目标的负载(太阳帆板,天线等),沿着某一特定安全路径对翻滚目标进行逼近至关重要。同时,在逼近操作过程中,考虑到空间目标呈现自由翻滚状态,若航天器与空间翻滚目标的相对速度过大,极有可能会发生碰撞, ...
【技术保护点】
1.一种航天器逼近空间翻滚目标的相对位置自适应控制方法,其特征在于,包括如下步骤:/nS1:基于传输定理,建立相对位置动力学模型;/nS2:根据对接走廊的几何描述,设计一种可避免出现局部最小值的路径约束势函数,对航天器的逼近路径进行约束;/nS3:根据航天器最大速度限制,设计一种可避免出现局部最小值的速度约束势函数,对航天器与空间翻滚目标之间的相对速度进行约束;/nS4:考虑逼近路径约束和相对速度约束,基于所述相对位置动力学模型,构建侵入与不变自适应控制器,对航天器逼近空间翻滚目标的相对位置进行跟踪控制,使航天器快速、准确地到达期望位置,且始终遵循路径和速度双重约束。/n
【技术特征摘要】
1.一种航天器逼近空间翻滚目标的相对位置自适应控制方法,其特征在于,包括如下步骤:
S1:基于传输定理,建立相对位置动力学模型;
S2:根据对接走廊的几何描述,设计一种可避免出现局部最小值的路径约束势函数,对航天器的逼近路径进行约束;
S3:根据航天器最大速度限制,设计一种可避免出现局部最小值的速度约束势函数,对航天器与空间翻滚目标之间的相对速度进行约束;
S4:考虑逼近路径约束和相对速度约束,基于所述相对位置动力学模型,构建侵入与不变自适应控制器,对航天器逼近空间翻滚目标的相对位置进行跟踪控制,使航天器快速、准确地到达期望位置,且始终遵循路径和速度双重约束。
2.如权利要求1所述的航天器逼近空间翻滚目标的相对位置自适应控制方法,其特征在于,步骤S1,基于传输定理,建立相对位置动力学模型,具体包括:
以地心为原点,建立地心惯性坐标系以空间翻滚目标的质心为原点,建立当地水平当地垂直坐标系和目标本体系基于传输定理,在目标本体系中建立相对位置动力学模型为:
其中,ρ表示航天器在目标本体系中相对于空间翻滚目标的位置向量;v表示航天器在目标本体系中相对于空间翻滚目标的速度向量;M=mpI3表示航天器的质量矩阵,其中,mp为航天器的质量,I3是3×3的单位矩阵;f表示在目标本体系中施加在航天器上的控制力向量;表示科氏力矩阵,其中,表示的反对称矩阵,表示在目标本体系中求解到的空间翻滚目标的惯性角速度,可由空间翻滚目标的姿态运动得到,假设有界,且一阶和二阶导数均连续有界;表示时变非线性项,其中,μ为地心引力常数,ρp表示在目标本体系中航天器到地心的半径向量;g=mpμ(ρt/||ρp||3-ρt/||ρt||3)表示重力向量,其中,表示在目标本体系中空间翻滚目标到地心的半径向量,标量表示空间翻滚目标到地心的半径标量,a0表示空间翻滚目标运行轨道的半长轴,e0表示空间翻滚目标运行轨道的离心率,v0表示空间翻滚目标运行轨道的真近点角;表示目标本体系到当地水平当地垂直坐标系的旋转矩阵,其中,表示地心惯性坐标系到当地水平当地垂直坐标系的旋转矩阵,计算如下:
其中,θ0=ω0+v0表示升交角矩,ω0表示近地点幅角,Ω0表示升交点赤经、i0表示轨道倾角;表示地心惯性坐标系到目标本体系的旋转矩阵,可由下列空间翻滚目标的姿态运动得到:
其中,Jt表示空间翻滚目标的转动惯量;τtd表示空间翻滚目标受到的干扰力矩;
逼近操作的目标是使航天器到达目标本体系x轴方向的期望位置点ρd=[rd,0,0]T,其中,rd<0,定义相对位置跟踪误差为ρe=ρ-ρd,相对速度跟踪误差为ve=v,则控制目标为
3.如权利要求2所述的航天器逼近空间翻滚目标的相对位置自适应控制方法,其特征在于,步骤S2,根据对接走廊的几何描述,设计一种可避免出现局部最小值...
【专利技术属性】
技术研发人员:胡庆雷,邵小东,郑建英,郭雷,
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
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