一种服务航天器悬停控制方法技术

本发明专利技术公开了一种服务航天器悬停控制方法，包括：建立航天器相对运动方程，具体步骤包括：建立轨道相对运动模型；根据所述轨道相对运动模型分别建立目标星和服务航天器的动力学模型；通过建立所述服务航天器与所述目标星的相对位置矢量得到所述服务航天器相对所述目标星的轨道运动方程；通过设立所述服务航天器位置误差向量，根据所述轨道运动方程得到最终的航天器相对运动方程；根据所述航天器相对运动方程设计闭环控制器，根据所述闭环控制器对所述服务航天器施加连续的控制力，实现所述服务航天器相对所述目标星悬停。本发明专利技术方法可在工程上实现在有限时间内服务航天器对指定目标星悬停，具有较大的使用价值。具有较大的使用价值。具有较大的使用价值。

【技术实现步骤摘要】
一种服务航天器悬停控制方法


[0001]本专利技术涉及航天器控制
，具体涉及一种服务航天器悬停控制方法。

技术介绍

[0002]随着地面测控能力增强、天基空间目标辨识、空间操作以及轨道机动能力提高，航天器相对空间目标的悬停技术将成为未来航天应用的重要发展方向，将在在轨维护、照相观测、交会对接中发挥重要作用。航天器悬停，是指通过一定的方法，保持服务星相对目标星的位置始终不变，在目标星的卫星轨道坐标系中(并非惯性坐标系)，服务星相对目标星类似于处于某个固定点上。通常用于“悬停”的航天器叫做服务星，而追踪对象称为目标星。若目标星在圆轨道上运行，最简单的悬停方法是使服务航天器与目标星采用相同的轨道平面、轨道高度和轨道速度，且使服务卫星超前或滞后目标星一个相位角，这样不需要对服务卫星进行控制就能实现悬停。除此种情况之外，若不施加控制，则悬停无法实现。一般来说，实现特定功能的服务星的轨道是非开普勒轨道，仅凭轨道参数设计一般无法实现悬停，因此，需要一种可在工程上实现的有限时间悬停控制策略，具有较大的使用价值。

技术实现思路

[0003]本专利技术针对上述问题，提供了一种服务航天器悬停控制方法，用于实现在有限时间内服务航天器对指定目标星悬停。
[0004]本专利技术的技术方案如下：
[0005]一种服务航天器悬停控制方法，包括以下步骤:
[0006]建立航天器相对运动方程，具体步骤包括：
[0007]建立轨道相对运动模型；
[0008]根据所述轨道相对运动模型分别建立目标星和服务航天器的动力学模型；
[0009]通过建立所述服务航天器与所述目标星的相对位置矢量得到所述服务航天器相对所述目标星的轨道运动方程；
[0010]通过设立目标星位置误差向量，根据所述轨道运动方程得到最终的航天器相对运动方程；
[0011]根据所述航天器相对运动方程设计闭环控制器，根据闭环控制器对所述服务航天器施加连续的控制力，实现服务航天器相对目标星悬停。
[0012]本专利技术的进一步技术方案是：所述目标星动力学模型为：
[0013][0014]所述服务航天器的动力学模型为：
[0015][0016]其中，μ
e
为地球引力常数，r
t
表示地心到目标星的距离，r
t
＝||r
t
||，d
t
表示目标星
所受到的外部摄动力，m
t
表示目标星的质量，r
c
表示地心到服务航天器的距离，r
c
＝||r
c
||，d
c
表示服务航天器所受到的外部摄动力，m
c
表示服务航天器的质量，u
c
为作用于服务航天器的主动控制力。
[0017]本专利技术的进一步技术方案是：通过建立所述服务航天器与所述目标星的相对位置矢量得到所述服务航天器相对所述目标星的轨道运动方程，具体包括：
[0018]令相对位置矢量为则由所述目标星动力学模型公式和服务航天器动力学模型公式，得到
[0019][0020]令在目标星轨道坐标系F
o
下的坐标表示为ρ＝[x y z]T
，r
t
在F
o
下的坐标表示为则r
c
在F
o
系下的坐标表示为且地心距
[0021]其中d
c
和d
t
分别表示服务航天器与目标星所受到的外来干扰力矩。m
c
表示服务航天器的质量。u
c
表示施加给服务航天器的控制力。
[0022]令和u
c
在F
o
系下的坐标表示分别为d和u，根据相对求导公式，将(3)式的两边均投影到F
o
系下，得到
[0023][0024]其中，目标星轨道角速度为角加速度为θ
t
为目标星的真近点角；
[0025]其中
[0026][0027][0028]将公式(4)展开，则可得服务航天器相对于目标星的轨道运动方程为
[0029][0030]其中其中其中为目标星的平均角速度，a
t
和e
t
分别为目标星的轨道半长轴和偏心率，I3×3表示三阶单位矩阵。
[0031]本专利技术的进一步技术方案是：通过设立所述服务航天器位置误差向量，根据所述轨道运动方程得到最终的航天器相对运动方程，具体包括：
[0032]设期望位置误差和速度误差分别为ρ
d
，令误差向量为e＝ρ
‑
ρ
d
，则重写式(5)得到最终的航天器相对运动方程为：
[0033][0034]其中
[0035]本专利技术的进一步技术方案是：根据所述航天器相对运动方程设计闭环控制器，所述闭环控制器为：
[0036][0037][0038]其中k
i
(i＝1,2,3,4)是常数；
[0039]假设v(t)是一个连续可微的正定函数，满足
[0040][0041]其中a＞0,b＞0,0＜ξ＜1，则系统将在有限时间t
f
内收敛到平衡点
[0042][0043]基于MSTSM方法给出快速非奇异滑模面：
[0044][0045][0046]其中f(e)＝[f(e1),f(e2),f(e3)],r1＝(2
‑
γ)η
γ
‑1,r2＝(γ
‑
1)η
γ
‑2,0＜γ＜1，sig(e
i
)
γ
＝sign(e
i
)|e
i
|
γ
,α,β,λ,η为正常数。
[0047]本专利技术提供的一种服务航天器悬停控制方法，是针对当前服务航天器的飞行轨道为非开普勒轨道，仅凭轨道参数设计一般无法实现悬停的情况，提出的一种可在工程上实现的有限时间控制策略，可以实现在有限时间内服务航天器对指定目标星悬停，具有较大的使用价值。
附图说明
[0048]图1是本专利技术实施例中服务航天器悬停控制方法流程示意图；
[0049]图2是本专利技术实施例中建立航天器相对运动方程的方法流程示意图；
[0050]图3是本专利技术实施例中建立的轨道相对运动模型示意图；
[0051]图4是本专利技术实施例中相对位移误差曲线示意图；
[0052]图5是本专利技术实施例中相对速度误差曲线示意图；
[0053]图6是本专利技术实施例中悬停位置曲线示意图；
[0054]图7是本专利技术实施例中控制力曲线示意图。
具体实施方式
[0055]下面结合附图和实施例对本专利技术作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅用于解释本专利技术，而非对本专利技术的限定。另外还需要说明本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种服务航天器悬停控制方法，其特征在于，包括以下步骤:建立航天器相对运动方程，具体步骤包括：建立轨道相对运动模型；根据所述轨道相对运动模型分别建立目标星和服务航天器的动力学模型；通过建立所述服务航天器与所述目标星的相对位置矢量得到所述服务航天器相对所述目标星的轨道运动方程；通过设立所述服务航天器位置误差向量，根据所述轨道运动方程得到最终的航天器相对运动方程；根据所述航天器相对运动方程设计闭环控制器，根据所述闭环控制器对所述服务航天器施加连续的控制力，实现所述服务航天器相对所述目标星悬停。2.根据权利要求1所述的一种服务航天器悬停控制方法，其特征在于，所述目标星动力学模型为：所述服务航天器的动力学模型为：其中，μ
e
为地球引力常数，r
t
表示地心到目标星的距离，r
t
＝||r
t
||，d
t
表示目标星所受到的外部摄动力，m
t
表示目标星的质量，r
c
表示地心到服务航天器的距离，r
c
＝||r
c
||，d
c
表示服务航天器所受到的外部摄动力，m
c
表示服务航天器的质量，u
c
为作用于服务航天器的主动控制力，其中表示r
t
的二阶导数，表示r
c
的二阶导数。3.根据权利要求2所述的一种服务航天器悬停控制方法，其特征在于，通过建立所述服务航天器与所述目标星的相对位置矢量得到所述服务航天器相对所述目标星的轨道运动方程，具体包括：令所述服务航天器与所述目标星相对位置矢量为则由所述目标星动力学模型公式和所述服务航天器动力学模型公式，得到其中在目标星轨道坐标系F
o
下的坐标表示为ρ＝[x y z]
T
，r
t
在F
o
下的坐标表示为r
to
＝[0 0
ꢀ‑
r
t
]，则r
c
在F
o
系下的坐标表示为ρ+r
to
，且地心距其中d
c
和d
t
分别表示服务航天器与目标星所受...

【专利技术属性】
技术研发人员：谢成清，孙华苗，薛凯，刘燎，王珏瑶，
申请(专利权)人：深圳航天东方红卫星有限公司，
类型：发明
国别省市：