一种航天器交会对接最后逼近段相对轨道与姿态跟踪控制方法技术

一种航天器交会对接最后逼近段相对轨道与姿态跟踪控制方法，为了解决现有预设性能控制方案中控制器设计对系统跟踪误差初值有依赖性，而且现有的方法在考虑相对轨道与姿态跟踪误差预设性能约束的情况下，不能保证满足实际交会对接任务中推力器、控制力矩陀螺、动量轮等执行机构的物理结构限制的问题，通过建立跟踪航天器与目标航天器之间相对轨道与姿态跟踪动力学模型，构造一种新的性能函数，放宽了对初始跟踪误差已知的限制，利用预设性能的设计思想来实现兼顾相对轨道与姿态跟踪误差的精细稳态与暂态控制，并通过设计一个辅助饱和补偿系统来补偿执行机构的饱和非线性。和补偿系统来补偿执行机构的饱和非线性。和补偿系统来补偿执行机构的饱和非线性。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器交会对接最后逼近段相对轨道与姿态跟踪控制方法


[0001]本专利技术涉及一种航天器交会对接最后逼近段相对轨道与姿态跟踪控制方法，属于航天器控制


技术介绍

[0002]随着空间技术的快速发展，如何实现跟踪航天和目标航天器的交会对接，是完成在轨清理、维修及空间加注等任务的重要保障。此外，在实际空间交会对接操作中，往往要求跟踪航天器与目标航天器相对轨道与姿态控制误差具有指定的暂态和稳态性能，因此，如何实现考虑执行机构饱和约束的相对轨道与姿态预设性能控制，是交会对接任务的一项关键技术。
[0003]传统的交会对接控制方法大多将重点放在控制系统的稳态性能的研究上，即保证跟踪航天器与目标航天器之间的相对轨道和相对姿态跟踪误差收敛到一个有界的区域或渐进收敛至平衡点，而对跟踪误差收敛过程的暂态性能(包括超调量和收敛速度)的研究则相对较少。鉴于此，有学者提出了一种预设性能控制的概念，预设性能设计方法要求跟踪误差必须收敛到预先定义的任意小的残差内，同时，收敛速度、超调量必须保证满足之前设置的条件。其中，预设性能指标通过性能函数来描述，通过引入误差转换，将系统满足预设性能的问题转化为新的误差的有界性问题。该技术在航天领域也受到了广泛的关注。然而，上述技术仍然存在技术缺陷，即传统的预设性能设计方法对系统跟踪误差初值有依赖性，使得预设性能的应用受到一定的限制。此外，在实际交会对接任务中由于推力器、控制力矩陀螺、动量轮等执行机构的物理结构限制，使得相对轨道与姿态控制系统存在控制控制饱和非线性，控制系统处于饱和状态下会导致闭环系统控制性能降低，甚至破坏系统的稳定性，因此针对交会对接任务有必要提出一种考虑执行机构饱和约束同时具有预设性能的相对轨道与姿态耦合控制方法。

技术实现思路

[0004]本专利技术解决的技术问题是：针对目前现有技术中存在的不足，提出了一种航天器交会对接最后逼近段相对轨道与姿态跟踪控制方法，既兼顾了相对轨道与姿态跟踪系统的暂态性能和稳态性能，同时考虑了执行机构的饱和约束，保证交会对接任务的顺利实现。
[0005]本专利技术解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：
[0006]一种航天器交会对接最后逼近段相对轨道与姿态跟踪控制方法，步骤如下：
[0007](1)考虑执行机构饱和约束的情况，建立跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型；
[0008]跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型包括两个航天器间相对轨道与相对姿态跟踪控制运动学模型、动力学模型；
[0009](2)根据交会对接任务中相对轨道与姿态跟踪控制误差的暂态和稳态性能指标要
求，设计相对轨道与姿态跟踪误差性能函数；
[0010](3)根据步骤(2)所得误差性能函数构造转换误差变量，并利用转换误差变量构造相对轨道与姿态跟踪控制器的中间误差变量；
[0011](4)根据步骤(1)所得相对姿态跟踪控制运动学模型及动力学模型与步骤(3)所得中间误差变量设计相对轨道与姿态虚拟控制量，利用所得相对轨道与姿态虚拟控制量计算相对轨道与姿态虚拟控制量的导数；
[0012](5)利用步骤(1)所得相对姿态跟踪控制运动学模型及动力学模型、步骤(3)所得中间误差变量、步骤(4)所得相对轨道与姿态虚拟控制量的导数，构建抗饱和预设性能交会对接控制器，通过构建自适应律对跟踪航天器质量、转动惯量矩阵分量与控制器设计所需的辅助变量进行估计。
[0013]步骤(1)中，跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型的建模过程具体为：
[0014](1
‑
1)分别建立跟踪航天器和目标航天器的相关坐标系，为惯性坐标系，为跟踪航天器的本体坐标系，为目标航天器的本体坐标系；
[0015](1
‑
2)建立两个航天器间相对轨道与相对姿态跟踪控制运动学模型、动力学模型，具体为：
[0016][0017][0018]式中，为用修正罗德里格斯参数描述的姿态跟踪误差，为姿态跟踪误差，为轨道器转动惯量矩阵，与分别表示干扰力矩与控制力矩；
[0019]相对姿态动力学模型中矩阵G(σ
e
)、C
a
和非线性向量h
a
具体为：
[0020][0021]C
a
＝S(J(ω
e
+R(σ
e
)ω
t
))
‑
S(R(σ
e
)ω
t
)J
‑
JS(R(σ
e
)ω
t
)
[0022][0023]跟踪航天器与目标航天器相对轨道跟踪运动学与动力学模型分别为：
[0024][0025][0026]式中，与分别表示相对轨道与速度跟踪误差，m为轨道器质量，与分别表示轨道器与上升器的角速度，满足ω
e
＝ω
s
‑
R(σ
e
)ω
t
，与分别表示干扰力与控制力。S(
·
)为叉乘算子，h
p
为相对轨道动力学模型中非线性向量。
[0027]对于任意三维向量γ＝[γ
1 γ
2 γ3]T
，S(γ)具体为：
[0028][0029]相对轨道动力学模型中非线性向量h
p
具体为：
[0030][0031]控制力矩与控制力分别存在幅值上限τ
max
与f
max
，此时τ
i
与f
i
(i＝1,2,3)分别满足：
[0032][0033][0034]步骤(2)中，相对轨道与姿态跟踪误差性能函数具体为：
[0035][0036][0037]式中，ρ
pi∞
与ρ
σi∞
分别为相对轨道跟踪误差与姿态跟踪误差稳态精度指标，l
pi
和l
σi
分别约束相对轨道与姿态跟踪误差的收敛速度，κ
σ
与κ
p
均为正常数。
[0038]步骤(3)中，转换误差变量具体为：
[0039][0040][0041]式中，δ
ui
与δ
li
分别为性能边界约束系数；
[0042]利用转换误差变量构造相对轨道与姿态跟踪控制器的中间误差变量具体为：
[0043][0044][0045]式中，α
σ
和α
p
均为待设计的虚拟控制量，ξ
σ1
,ξ
σ2
和ξ
p1
,ξ
p2
均为待设计的辅助补偿信号，其中：
[0046][0047][0048]式中，K
σ1
,K
σ21
,K
σ2
和K
p1
,K...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航天器交会对接最后逼近段相对轨道与姿态跟踪控制方法，其特征在于步骤如下：(1)考虑执行机构饱和约束的情况，建立跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型；跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型包括两个航天器间相对轨道与相对姿态跟踪控制运动学模型、动力学模型；(2)根据交会对接任务中相对轨道与姿态跟踪控制误差的暂态和稳态性能指标要求，设计相对轨道与姿态跟踪误差性能函数；(3)根据步骤(2)所得误差性能函数构造转换误差变量，并利用转换误差变量构造相对轨道与姿态跟踪控制器的中间误差变量；(4)根据步骤(1)所得相对姿态跟踪控制运动学模型及动力学模型与步骤(3)所得中间误差变量设计相对轨道与姿态虚拟控制量，利用所得相对轨道与姿态虚拟控制量计算相对轨道与姿态虚拟控制量的导数；(5)利用步骤(1)所得相对姿态跟踪控制运动学模型及动力学模型、步骤(3)所得中间误差变量、步骤(4)所得相对轨道与姿态虚拟控制量的导数，构建抗饱和预设性能交会对接控制器，通过构建自适应律对跟踪航天器质量、转动惯量矩阵分量与控制器设计所需的辅助变量进行估计。2.根据权利要求1所述的一种航天器交会对接最后逼近段相对轨道与姿态跟踪控制方法，其特征在于：所述步骤(1)中，跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型的建模过程具体为：(1
‑
1)分别建立跟踪航天器和目标航天器的相关坐标系，为惯性坐标系，为跟踪航天器的本体坐标系，为目标航天器的本体坐标系；(1
‑
2)建立两个航天器间相对轨道与相对姿态跟踪控制运动学模型、动力学模型，具体为：为：式中，为用修正罗德里格斯参数描述的姿态跟踪误差，为姿态跟踪误差，为轨道器转动惯量矩阵，与分别表示干扰力矩与控制力矩；相对姿态动力学模型中矩阵G(σ
e
)、C
a
和非线性向量h
a
具体为：C
a
＝S(J(ω
e
+R(σ
e
)ω
t
))
‑
S(R(σ
e
)ω
t
)J
‑
JS(R(σ
e
)ω
t
)跟踪航天器与目标航天器相对轨道跟踪运动学与动力学模型分别为：
式中，与分别表示相对轨道与速度跟踪误差，m为轨道器质量，与分别表示轨道器与上升器的角速度，满足ω
e
＝ω
s
‑
R(σ
e
)ω
t
，与分别表示干扰力与控制力。S(
·
)为叉乘算子，h
p
为相对轨道动力学模型中非线性向量。3.根据权利要求2所述的一种航天器交会对接最后逼近段相对轨道与姿态跟踪控制方法，其特征在于：对于任意三维向量γ＝[γ
1 γ
2 γ3]
T
，S(γ)具体为：相对轨道动力学模型中非线性向量h
p
具体为：控制力矩与控制力分别存在幅值上限τ
max
与f
max
，此时τ
i
与f
i
(i＝1,2,3)分别满足：别满足：4.根据权利要求1所述的一种航天器交会对接最后逼近段相对轨道与姿态跟踪控制方法，其特征在于：所述步骤(2)中，相对轨道与姿...

【专利技术属性】
技术研发人员：袁利，刘磊，汤亮，贾永，牟小刚，陶佳伟，刘昊，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：