【技术实现步骤摘要】
执行器受限航天器交会系统的动态触发有限时间控制方法
[0001]本专利技术涉及一种航天器轨道交会空间操作控制方法，具体涉及一种网络环境下执行器受限航天器交会控制系统的动态事件触发有限时间控制方法。
技术介绍
[0002]自从人类发射第一颗人造卫星以来，航天技术得到了极速发展，已经对人类的生活产生了极大的影响。航天器交会技术是实现如空间站的在轨装配、维修等一系列高级操作的先决条件，是执行深空任务的重要核心科技之一。另一方面，随着网络技术的完善，网络化控制系统已经在航空航天、设备制造和过程控制等领域得到了广泛的应用。尽管网络化控制系统具有灵活性强、易于安装、节约成本等优势，但是由于网络化控制系统是集控制、资源、通信、计算为一体的智能控制系统，其往往包含多个同时进行的控制任务与大量的数据传输，因此势必要考虑系统中计算和通信资源受限的问题。
[0003]由于受到功率限制航天器的推进器只能产生有限的加速度，如果在进行控制器的设计中只考虑被控对象的控制性能而忽视执行器的饱和非线性进行控制器设计，通常会造成系统的控制性能降低，甚至...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种执行器受限航天器交会系统的动态触发有限时间控制方法，其特征在于所述方法包括如下步骤：步骤一：建立执行器受限航天器交会控制系统的轨道动力学模型，并得到相应的状态空间方程；步骤二：建立参量Lyapunov方程和动态事件触发机制，通过利用参量Lyapunov方程的独有性质，设计执行器受限情形下的基于动态事件触发机制的线性反馈控制律，即设计执行器受限航天器交会控制系统的基于动态事件触发机制的状态反馈控制器，保证在节省通信资源的情况下追踪航天器和目标航天器在有限时间T0内完成交会任务。2.根据权利要求1所述的执行器受限航天器交会系统的动态触发有限时间控制方法，其特征在于所述步骤一的具体步骤如下：步骤一一、建立航天器交会控制系统的数学模型：目标航天器和追赶航天器的非线性相对运动方程为：其中，R＝R0+x1，R0是目标航天器的轨道半径；引入目标航天器轨道坐标系o
‑
x1x2x3，其原点o位于目标航天器的质心，x1轴沿着轨道半径方向，x2轴沿着目标航天器的飞行方向，x3轴指向轨道平面外且与x1轴和x2轴一起构成右手坐标系，是在追赶航天器推力器上的归一化了的加速度矢量，a1,a2,a3为推力器在x1轴、x2轴和x3轴方向上产生的加速度，u为归一化输入向量，其中u1,u2,u3分别是推力器在x1轴、x2轴和x3轴方向上产生的归一化加速度，表示推力器在三个方向上提供的最大加速度，x1,x2,x3是定义坐标原点在目标航天器质心上右手坐标系下，追赶航天器相对目标航天器的位置，η＝GM是引力参数，M是星体的质量，G是引力常数，目标航天器的轨道速率为ω＝η
1/2
R
3/2
；步骤一二、当推力器在三个方向上提供的最大加速度相同时，定义是状态向量，航天器交会控制系统的状态空间方程为：公式(2)即为航天器交会控制系统的状态空间方程，其中：A是航天器交会控制系统的状态矩阵，B为航天器交会控制系统的输入矩阵；其中sign是数学中的符号函数，min{1,||u||}表示取1和||u||的最小值，3.根据权利要求1所述的执行器受限航天器交会系统的动态触发有限时间控制方法，其特征在于所述航天器交会控制系统的状态矩阵A和输入矩阵B为：
其中，I3表示3阶单位矩阵。4.根据权利要求1所述的执行器受限航天器交会系统的动态触发有限时间控制方法，其特征在于所述步骤具体步骤如下：步骤二一、构建参量Lyapunov方程：A
T
P(γ)+P(γ)A
‑
P(γ)BB
T
P(γ)+γP(γ)＝0
ꢀꢀꢀꢀ
(3)；其中，γ是方程(3)中的时变参数，其特征在于所述γ由它的导数所决定，这里θ为接下来设计的一个动态变量；γ的初值γ0＞0为待设计的常数；α为待设计的参数；为矩阵P(γ)对γ的导数；δ
c
＝δ
c
(γ0)≥1是有关于γ0的常数，等于：其中，n为系统方程(2)的阶数；λ
max
...
【专利技术属性】
技术研发人员：张凯，姜怀远，胡志坚，付金宇，李理，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：
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