基于椭球体描述的航天器避障控制方法技术

本发明专利技术公开了一种基于椭球体描述的航天器避障控制方法。该方法用于实现目标航天器和跟踪航天器的自主避障，包括步骤：建立坐标系、建立相对动力学方程、确定障碍物和跟踪航天器的最短距离、建立人工势函数、计算吸引控制力、计算排斥控制力和计算总控制力。本发明专利技术的基于椭球体描述的航天器避障控制方法采用椭球体描述航天器与障碍物外形，能够提升建模精度以提高航天器控制精度；同时，通过运用Sigmoid函数设计斥力势函数以生成避障控制力，通过运用状态依赖黎卡提方程设计吸引势函数以生成吸引控制力，利用终端滑模控制理论完成相应控制器的一体化设计，能够实现航天器的快速避障控制，控制精度高，燃料消耗率低，能适用于航天器的在轨实时运行。

【技术实现步骤摘要】
基于椭球体描述的航天器避障控制方法
本专利技术涉及航天器运动控制
，具体涉及一种基于椭球体描述的航天器避障控制方法。
技术介绍
近年来，航天器在轨失效事件日渐增多，为了降低在轨失效事件发生的概率，延长航天器工作年限，提高工作性能，越来越多的在轨服务被应用于航天器，而航天器近距离操作作为一项支撑在轨服务的基本技术，航天器近距离操作需满足严格的安全性要求。随着人类太空活动的增加，太空环境正在恶化，越来越多的空间碎片、航天飞机垃圾和失败航天器成为航天器空间交会和操作的致命障碍。为此，航天器在空间中作业时，需要对航天器进行严格控制，以保证航天器能够避开障碍物，实现无碰撞交会和操作。目前，主要采用两种方法来实现航天器的避障控制；第一是以球体对障碍物进行外包络描述，将航天器躲避障碍物的控制问题转化为多路径约束的优化问题，再采用最优理论进行求解。例如采用混合线性规划理论对预测控制算法进行改进，得到一种解决燃料消耗的航天器避障策略；在此基础上，讨论基于连续二次规划方法来求解自主交会最优控制的非线性约束，并考虑路径规划算法来设计燃料最优的安全轨迹，实现避障路径的优化目标。第二是利用人工势函数开展避撞控制设计，以球体对障碍物进行外包络描述，通过设计代价函数使目标函数进行最小化设计实现航天器的自主避障控制。专利技术人发现现有技术至少存在以下问题：基于最优理论的航天器避撞控制方法无法有效保障控制结果对避障目标的安全性，并且采用最优理论进行避障控制设计，计算复杂度高，不适于航天器的在轨实时运行；利用人工势函数的避障控制方法，虽然计算量小，但无法采用优化策略，导致控制策略的能量消耗无法实现最优，航天器的燃料消耗较大；并且现有方法采用简单球体对障碍物进行外包络描述，描述精度较差，导致控制误差较大。
技术实现思路
为解决上述现有技术中存在的技术问题，本专利技术提供一种基于椭球体描述的航天器避障控制方法。为此，本专利技术公开了一种基于椭球体描述的航天器避障控制方法，所述方法用于实现服务航天器的自主避障，服务航天器包括目标航天器和跟踪航天器，所述方法包括如下内容：建立坐标系：建立历元J2000地球惯性坐标系，并在地球惯性坐标系的基础上建立目标航天器的轨道坐标系；建立相对动力学方程：在轨道坐标系下，建立跟踪航天器和目标航天器的相对运动方程，确定跟踪航天器的状态矢量，获取目标航天器与跟踪航天器的相对动力学方程；确定障碍物和跟踪航天器的最短距离：采用椭球体对障碍物和跟踪航天器的外包络进行描述，确定障碍物和跟踪航天器的外包络椭球体的结构方程，基于椭球体的结构方程确定障碍物外包络椭球体与跟踪航天器外包络椭球体间的最短欧式距离；建立人工势函数：基于椭球体的结构方程，建立包括引力势函数和斥力势函数的人工势函数；计算吸引控制力：利用状态依赖黎卡提方程和终端滑膜控制理论计算确定吸引控制力；计算排斥控制力：对斥力势函数进行求导处理，计算确定排斥控制力；计算总控制力：根据吸引控制力和排斥控制力，计算确定作用于跟踪航天器的总控制力。进一步地，在上述基于椭球体描述的航天器避障控制方法中，建立坐标系包括：采用O-XIYIZI表示历元J2000地球惯性坐标系，地球地心为坐标原点，XI轴指向历元J2000春分点，地球赤道平面为基本面，ZI轴指向地球北极，YI轴与XI轴、ZI轴构成右手直角坐标系；采用o-xyz表示目标航天器的轨道坐标系，目标航天器的质心为坐标原点，x轴由地球地心指向目标航天器的质心，y轴在目标航天器的轨道平面内与x轴垂直，并指向目标航天器的速度方向，z轴垂直于目标航天器的轨道平面，z轴与x轴、y轴构成右手直角坐标系。进一步地，在上述基于椭球体描述的航天器避障控制方法中，跟踪航天器与目标航天器的的相对运动方程为：其中，r＝[x,y，z]T和表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对位置和相对速度，x、y和z分别表示跟踪航天器在轨道坐标系的x方向、y方向和z方向上的坐标，和分别表示跟踪航天器在轨道坐标系的x方向、y方向和z方向上的相对速度，u＝[ux,uy，uz]T表示跟踪航天器的控制加速度，ux、uy和uz分别表示跟踪航天器在轨道坐标系的x方向、y方向和z方向上的控制加速度，μ为地球引力常数，a和n为目标航天器的轨道半长轴和平均角速度。进一步地，在上述基于椭球体描述的航天器避障控制方法中，跟踪航天器的状态矢量表示为：目标航天器与跟踪航天器的相对动力学方程为：其中，A为状态转移矩阵，B为控制矩阵，r表示目标航天器与跟踪航天器间的相对距离，μ为地球引力常数，ω和分别表示目标航天器的角速度和角加速度。进一步地，在上述基于椭球体描述的航天器避障控制方法中，障碍物和跟踪航天器的外包络椭球体的结构方程为：(l-li)TMi(l-li)＝1(i＝c,o)其中，i＝c时对应跟踪航天器外包络椭球体的结构方程，i＝o时对应障碍物外包络椭球体的结构方程，l表示跟航天器或障碍物外包络椭球体上的任一点，lc＝[xc,yc,zc]T表示跟踪航天器外包络椭球体的质心，lo＝[xo,yo,zo]T表示障碍物外包络椭球体质心，Mi表示椭球体空间尺寸影响矩阵，假设椭球体的三主轴与参考坐标系一致，参考坐标系为跟踪航天器的本体系，矩阵Mi表示为Mi＝diag(ai,bi,ci)，ai、bi和ci分别表示椭球体在其三个主轴上的半长轴大小。进一步地，在上述基于椭球体描述的航天器避障控制方法中，基于椭球体的结构方程，采用特征值法计算确定障碍物外包络椭球体与跟踪航天器外包络椭球体间的最短欧式距离。进一步地，在上述基于椭球体描述的航天器避障控制方法中，引力势函数采用二次型函数形式，引力势函数表示为：其中，φa表示引力势函数，r＝[x,y,z]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对位置，rf＝[xf,yf,zf]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的目标位置，M为正定对称矩阵。进一步地，在上述基于椭球体描述的航天器避障控制方法中，斥力势函数利用Sigmoid势函数设计生成，斥力势函数表示为：其中，φr表示斥力势函数，dct和dot分别表示目标航天器和跟踪航天器的质心到期望目标位置的距离，d表示障碍物与航天器之间的最短欧式距离，ds表示跟踪航天器的最小停止距离，γ表示障碍物影响范围系数，e表示自然对数，ds通过下述公式计算；amax表示跟踪航天器的最大加速度，vco表示相对平行速度，vco通过下述公式计算；表示跟踪航天器的速度，表示目标航天器的速度，表示障碍物外包络上一点的欧式距离，表示航天器外包络上一点的欧式距离。进一步地，在上述基于椭球体描述的航天器避障控制方法中，斥力势函数对相对位置求导的负梯度为排斥控制力，基于上述的斥力势函数，排斥控制力通过下述公式计算确定；其中，kr表示排斥控制力，kr为斥力系数。进本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于椭球体描述的航天器避障控制方法，其特征在于，所述方法用于实现服务航天器的自主避障，服务航天器包括目标航天器和跟踪航天器，所述方法包括如下内容：/n建立坐标系：建立历元J2000地球惯性坐标系，并在地球惯性坐标系的基础上建立目标航天器的轨道坐标系；/n建立相对动力学方程：在轨道坐标系下，建立跟踪航天器和目标航天器的相对运动方程，确定跟踪航天器的状态矢量，获取目标航天器与跟踪航天器的相对动力学方程；/n确定障碍物和跟踪航天器的最短距离：采用椭球体对障碍物和跟踪航天器的外包络进行描述，确定障碍物和跟踪航天器的外包络椭球体的结构方程，基于椭球体的结构方程确定障碍物外包络椭球体与跟踪航天器外包络椭球体间的最短欧式距离；/n建立人工势函数：基于椭球体的结构方程，建立包括引力势函数和斥力势函数的人工势函数；/n计算吸引控制力：利用状态依赖黎卡提方程和终端滑膜控制理论计算确定吸引控制力；/n计算排斥控制力：对斥力势函数进行求导处理，计算确定排斥控制力；/n计算总控制力：根据吸引控制力和排斥控制力，计算确定作用于跟踪航天器的总控制力。/n

【技术特征摘要】
1.一种基于椭球体描述的航天器避障控制方法，其特征在于，所述方法用于实现服务航天器的自主避障，服务航天器包括目标航天器和跟踪航天器，所述方法包括如下内容：
建立坐标系：建立历元J2000地球惯性坐标系，并在地球惯性坐标系的基础上建立目标航天器的轨道坐标系；
建立相对动力学方程：在轨道坐标系下，建立跟踪航天器和目标航天器的相对运动方程，确定跟踪航天器的状态矢量，获取目标航天器与跟踪航天器的相对动力学方程；
确定障碍物和跟踪航天器的最短距离：采用椭球体对障碍物和跟踪航天器的外包络进行描述，确定障碍物和跟踪航天器的外包络椭球体的结构方程，基于椭球体的结构方程确定障碍物外包络椭球体与跟踪航天器外包络椭球体间的最短欧式距离；
建立人工势函数：基于椭球体的结构方程，建立包括引力势函数和斥力势函数的人工势函数；
计算吸引控制力：利用状态依赖黎卡提方程和终端滑膜控制理论计算确定吸引控制力；
计算排斥控制力：对斥力势函数进行求导处理，计算确定排斥控制力；
计算总控制力：根据吸引控制力和排斥控制力，计算确定作用于跟踪航天器的总控制力。


2.根据权利要求1所述的基于椭球体描述的航天器避障控制方法，其特征在于，建立坐标系包括：
采用O-XIYIZI表示历元J2000地球惯性坐标系，地球地心为坐标原点，XI轴指向历元J2000春分点，地球赤道平面为基本面，ZI轴指向地球北极，YI轴与XI轴、ZI轴构成右手直角坐标系；
采用o-xyz表示目标航天器的轨道坐标系，目标航天器的质心为坐标原点，x轴由地球地心指向目标航天器的质心，y轴在目标航天器的轨道平面内与x轴垂直，并指向目标航天器的速度方向，z轴垂直于目标航天器的轨道平面，z轴与x轴、y轴构成右手直角坐标系。


3.根据权利要求1至2中任一项所述的基于等碰撞概率线法的航天器近距离安全操作控制方法，其特征在于，跟踪航天器与目标航天器的的相对运动方程为：



其中，r＝[x,y，z]T和表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对位置和相对速度，x、y和z分别表示跟踪航天器在轨道坐标系的x方向、y方向和z方向上的坐标，和分别表示跟踪航天器在轨道坐标系的x方向、y方向和z方向上的相对速度，u＝[ux,uy，uz]T表示跟踪航天器的控制加速度，ux、uy和uz分别表示跟踪航天器在轨道坐标系的x方向、y方向和z方向上的控制加速度，μ为地球引力常数，a和n为目标航天器的轨道半长轴和平均角速度。


4.根据权利要求1至3中任一项所述的基于椭球体描述的航天器避障控制方法，其特征在于，跟踪航天器的状态矢量表示为：
目标航天器与跟踪航天器的相对动力学方程为：
其中，A为状态转移矩阵，B为控制矩阵，r表示目标航天器与跟踪航天器间的相对距离，μ为地球引力常数，ω和分别表示目标航天器的角速度和角加速度。


5.根据权利要求1至4中任一项所述的基于椭球体描述的航天器避障控制方法，其特征在于，障碍物和跟踪航天器的外包络椭球体的结构...

【专利技术属性】
技术研发人员：曹璐，冉德超，刘勇，王建，张飞，王凯，
申请(专利权)人：中国人民解放军军事科学院国防科技创新研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11