目标力矩平衡姿态下自主交会对接末端轨迹规划设计方法技术

本发明专利技术公开了一种目标力矩平衡姿态下自主交会对接末端轨迹规划方法，用于实现追踪飞行器的对接机构主动端与目标飞行器的对接机构被动端的对接。包括步骤：S1、选择对接机构被动端坐标系为对接系，进行对接末端的对接系下标称位置、标称速度设计；S2、将对接系下标称位置、标称速度转换为目标飞行器轨道系的位置和速度，用于轨道控制。本发明专利技术实现了目标非对地定向姿态的交会对接，减少了对目标姿态的约束。束。束。

【技术实现步骤摘要】
目标力矩平衡姿态下自主交会对接末端轨迹规划设计方法


[0001]本专利技术涉及轨迹规划领域，具体涉及一种目标力矩平衡姿态下自主交会对接末端轨迹规划设计方法。

技术介绍

[0002]目前常见的飞行器自主交会对接末端轨迹规划均是在目标稳定对地姿态下进行设计的，在目标轨道系下进行设计和控制。由于目标为零姿态，此时轨道系的轨迹变化与目标本体系一致。但现有技术对于目标力矩平衡姿态下的自主交会对接末端轨迹规划设计方法，还研究的不够。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的在于提供一种目标力矩平衡姿态下自主交会对接末端轨迹规划设计方法，实现目标非对地定向姿态的交会对接，减少对目标姿态的约束。
[0004]为实现上述目的，本专利技术通过以下技术方案实现：
[0005]一种目标力矩平衡姿态下自主交会对接末端轨迹规划方法，用于实现追踪飞行器的对接机构主动端与目标飞行器的对接机构被动端的对接，包括步骤：
[0006]S1、选择对接机构被动端坐标系为对接系，进行对接末端的对接系下标称位置、标称速度设计；
[0007]S2、将对接系下标称位置、标称速度转换为目标飞行器轨道系的位置和速度，用于轨道控制。
[0008]优选地，步骤S1中以2m为分割点将所述对接末端分割为近程段和超近程段，近程段为2～200m，超近程段为0～2m；所述对接末端的对接系下标称位置、标称速度设计包括近程段标称位置、标称速度设计和超近程段标称位置、标称速度设计。
[0009]优选地，步骤S1包括：
>[0010]S11、通过多项式拟合方式进行近程段标称位置、标称速度设计，公式为：
[0011][0012][0013]其中，l
D
(t)为标称位置；i
D
(t)为标称速度；为近程距段初始速度；t
f
为逼近总时长；t为当前逼近时间；l
f
为近程段末端期望位置，l
f
＝
‑
2m；为近程段末端期望速度；
[0014]逼近方向计算：
[0015][0016]其中，l0为初始位置，来自相对导航输出的相对位置；
[0017]最终，近程段标称位置和速度为：
[0018]P
t
＝l
D
(t)
·
d
bj
+l0[0019][0020]优选地，步骤S1还包括：
[0021]S12、进行超近程段标称位置、标称速度设计，公式为：
[0022][0023][0024]其中，l
D
(t)为标称位置；i
D
(t)为标称速度；l0为超近程段初始位置，l0＝
‑
2m。
[0025]优选地，步骤S2包括：
[0026][0027][0028][0029]其中，l
To
为转换后的在目标飞行器轨道系的位置；为转换后的在目标飞行器轨道系的速度；为目标飞行器本体系到对接系的转换矩阵；为目标飞行器轨道系到目标飞行器本体系的转换矩阵；为追踪飞行器本体系到惯性系转换矩阵；为惯性系到目标飞行器轨道系的转化矩阵；r1为对接机构主动端在追踪飞行器本体系坐标；r2为对接机构被动端在目标飞行器本体系坐标；ω为目标飞行器本体系相对于目标飞行器轨道系的角速度；ω
Toi
为目标飞行器的轨道角速度；ω
Tbi
为目标飞行器的惯性角速度；[ω
×
]为ω的反对称矩阵。
[0030]综上所述，与现有技术相比，本专利技术提供的一种目标力矩平衡姿态下自主交会对接末端轨迹规划设计方法，首先根据目标姿态和轨道变化情况选择合适坐标系进行对接轨迹设计，结合末端对接条件约束进行标称轨迹和标称速度的设计；其次根据轨控需要将标称轨迹和标称速度转换到目标轨道系，结合相对导航输出的目标星轨道系的位置速度，采用相应的控制率进行轨道喷气量计算，实现了目标非对地定向姿态的交会对接，减少了对目标姿态的约束。
附图说明
[0031]图1为本专利技术的对接机构主被动端与目标飞行器、追踪飞行器的几何关系图；
[0032]图2为本专利技术的目标力矩平衡姿态下自主交会对接末端轨迹规划设计方法的流程图。
具体实施方式
[0033]以下结合附图和具体实施方式对本专利技术提出的一种目标力矩平衡姿态下自主交会对接末端轨迹规划设计方法作进一步详细说明。根据下面说明，本专利技术的优点和特征将
更清楚。需要说明的是，附图采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本专利技术实施方式的目的，并非用以限定本专利技术实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本专利技术所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本专利技术所揭示的
技术实现思路
能涵盖的范围内。
[0034]需要说明的是，在本专利技术中，诸如和等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括明确列出的要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。
[0035]结合附图1、2，本专利技术提供一种目标力矩平衡姿态下自主交会对接末端轨迹规划方法，用于实现追踪飞行器与力矩平衡姿态下的目标飞行器的对接。其中，追踪飞行器包括对接机构主动端，目标飞行器包括对接机构被动端，追踪飞行器与目标飞行器的对接是指追踪飞行器的对接机构主动端与目标飞行器的对接机构被动端的对接。其工作原理为：
[0036]根据对接机构的特点，在对接末端(对接机构主、被动端间距在200m以内)，要求将对接机构主、被动端的横向位置控制在较小偏差范围内、轴向速度达到额定值(其中，对接机构主、被动端中心点连线的方向为轴向，垂直于轴向的方向为横向)，轨控停控后在轴向速度作用下，对接机构主动端逐渐接近对接机构被动端，直至对接完成。
[0037]由于目标飞行器为非对地定向飞行器，目标飞行器的本体系和轨道系存在较大偏差，对接机构被动端与目标飞行器的本体系固连，目标飞行器的轨道系随着目标飞行器的姿态变化，三轴均有分量，且为实时变化，不利于标称轨迹的设计，因此本专利技术选取对接机构被动端的坐标系为对接系进行对接末端编队向量设计，计算对接系下标称位置和标称速度。对接机构主动端采用直线逼近的方式沿轴向接近对接机构被动端，其到达对接末端的标称位置的同时达到标称速度，在标称速度的作用下，对接机构主动端逐渐接近对接机构被动端，直至抓住抱紧。其中，考虑到在对接末端2m以内范围时超近程相对导航敏感器精度一致，所以在对接末端2m以内时，对接机构主动端采用匀速直线方式接近对接机构被动端，该范围内对对接机构主、被动端的横向位置的控制精度进行判断，发现异常紧急撤离。本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种目标力矩平衡姿态下自主交会对接末端轨迹规划方法，用于实现追踪飞行器的对接机构主动端与目标飞行器的对接机构被动端的对接，其特征在于，包括步骤：S1、选择对接机构被动端坐标系为对接系，进行对接末端的对接系下标称位置、标称速度设计；S2、将对接系下标称位置、标称速度转换为目标飞行器轨道系的位置和速度，用于轨道控制。2.如权利要求1所述的轨迹规划方法，其特征在于，步骤S1中，以2m为分割点将所述对接末端分割为近程段和超近程段，近程段为2～200m，超近程段为0～2m；所述对接末端的对接系下标称位置、标称速度设计包括近程段标称位置、标称速度设计和超近程段标称位置、标称速度设计。3.如权利要求2所述的轨迹规划方法，其特征在于，步骤S1包括：S11、通过多项式拟合方式进行近程段标称位置、标称速度设计，公式为：S11、通过多项式拟合方式进行近程段标称位置、标称速度设计，公式为：其中，l
D
(t)为标称位置；i
D
(t)为标称速度；为近程距段初始速度；t
f
为逼近总时长；t为当前逼近时间；l
f
为近程段末端期望位置，l
f
＝
‑
2m；为近程段末端期望速度；逼近方向计算：其中，l0为初始位置，来自相对导航输出的相对位置；最...

【专利技术属性】
技术研发人员：张丽敏，龚腾上，冯建军，叶茂，卢山，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：