空间非合作机动目标多约束附着制导方法技术

本发明专利技术公开的空间非合作机动目标多约束附着制导方法，属于航天器制导与控制技术领域。本发明专利技术实现方法为：建立视线坐标系下的相对动力学模型，通过简化视线相对动力学模型，将航天器运动分解为考虑附着角度约束的侧向运动与需要考虑终端位置与速度约束的纵向运动，并分别构建制导律；引入制导参数自适应调节方法，在考虑附着角度约束的同时降低目标机动引起的附着位置与速度误差；在极端情况下定向附着目标困难时，通过优化角度约束系数熔断策略，提高附着位置与速度精度，实现空间非合作机动目标多约束附着制导。本发明专利技术构建的解析制导律计算效率高，能够同时对附着位置、速度和角度进行约束，并在兼顾附着角度的基础上提高附着位置与速度精度。高附着位置与速度精度。高附着位置与速度精度。

【技术实现步骤摘要】
空间非合作机动目标多约束附着制导方法


[0001]本专利技术涉及一种航天器制导方法，尤其涉及一种针对空间非合作机动目标的多约束附着制导方法，属于航天器制导与控制


技术介绍

[0002]随着低轨卫星星座技术的不断发展，空间非合作目标数量日益增长，对空间环境与安全造成了负面影响。为实现非合作目标管控，亟需发展相应的处置技术。接触式处置作为一种重要的处置手段，要求航天器能够附着于目标，其中附着制导技术是实现附着的关键技术之一。考虑到处置任务通常带有从预定方向附着目标的需求，应在制导方法中对附着目标的角度进行约束，即进行定向附着。在目标非合作且具有机动行为时，制导方法还需具备自主性与高效性。因此需要研究能够实现多约束附着的高精度、高自主性制导方法。目前，有关航天器多约束制导方法的研究通常采用轨迹优化结合最优轨迹跟踪、设计带有偏置项的制导律两种方法。前者的优化问题求解效率较低，无法满足制导实时性要求，难以应用在实际工程中；后者则难以同时考虑位置、速度与角度约束，不满足非合作目标附着制导需求。研究带有终端位置、速度与角度约束的多约束自主制导方法，对于非合作目标接触式处置任务的顺利开展具有重要意义。

技术实现思路

[0003]本专利技术公开的空间非合作机动目标多约束附着制导方法要解决的技术问题为：针对空间非合作机动目标附着制导问题，在视线坐标系下简化相对动力学模型，在此基础上构建视线与垂直视线方向的多约束附着制导律，并引入制导参数自适应调节方法与角度约束系数熔断策略，实现空间非合作机动目标多约束附着制导。本专利技术构建的解析制导律计算效率高，能够同时对附着位置、速度和角度进行约束，并在兼顾附着角度的基础上提高附着位置与速度精度。
[0004]本专利技术的目的是通过下述技术方案实现的。
[0005]本专利技术公开的空间非合作机动目标多约束附着制导方法，通过简化视线相对动力学模型，将航天器运动分解为考虑附着角度约束的侧向运动与需要考虑终端位置与速度约束的纵向运动，并分别构建制导律；引入制导参数自适应调节方法，在考虑附着角度约束的同时降低目标机动引起的附着位置与速度误差；在极端情况下定向附着目标困难时，通过优化角度约束系数熔断策略，进一步提高附着位置与速度精度，从而实现空间非合作机动目标多约束附着制导。本专利技术构建的解析制导律计算效率高，能够同时对附着位置、速度和角度进行约束，并在兼顾附着角度的基础上提高附着位置与速度精度。
[0006]本专利技术公开的空间非合作机动目标多约束附着制导方法，包括如下步骤：
[0007]步骤一、建立视线坐标系下的相对动力学模型，并对相对动力学模型进行简化，将航天器运动分解为垂直视线方向运动与沿视线方向运动，分别称为侧向运动与纵向运动。构建两个方向上的附着制导律：纵向满足终端位置与速度约束，侧向满足附着角度约束。
[0008]步骤一的具体实现方法为：
[0009]建立视线坐标系O
P
X
L
Y
L
Z
L
：原点位于航天器质心O
P
，O
P
X
L
轴与航天器到目标的视线重合；指向目标飞行器为正；O
P
Z
L
轴垂直追踪及目标共轨平面，且与O
P
X
L
轴垂直，指向上方为正，O
P
Y
L
轴由右手定则给出。
[0010]在附着任务末段，航天器与目标处于同一轨道平面，在该平面内建立视线坐标系下的相对动力学模型。目标与航天器间相对位置为ρ，ρ又称为视线，为视线坐标系的O
L
X
L
轴，视线ρ与轨道坐标系的O
T
Y
T
轴间的夹角为视线角q。所述轨道坐标系是指原点位于目标质心，O
T
X
T
轴与目标位置矢量重合，方向由地心指向目标；O
T
Y
T
轴在目标轨道面内；O
T
Z
T
轴垂直目标轨道面，指向目标轨道角速度方向，且满足右手定则的非惯性坐标系；
[0011]ρ0为O
L
X
L
轴的单位矢量，q0为O
L
Y
L
轴的单位矢量，k为O
L
Z
L
轴的单位矢量，单位矢量ρ0、q0和k共同构成正交坐标系的三个单位矢量。有ρ关于时间的导数表示为：
[0012][0013]式中，ω表示目标的轨道角速度，ρ表示目标与航天器的相对距离。
[0014]由几何关系知
[0015][0016]式中，r
T
、r
P
分别表示目标与航天器在惯性坐标系下的地心距；μ表示地心引力常数；F
P
表示航天器受到的控制量；m
P
表示航天器质量；Δf
d
为未知但有界的相对摄动加速度。当两航天器距离远小于地心距时，存在近似r
T
≈r
P
，代入式(2)得到
[0017][0018]结合式(3)与式(1)得到视线坐标系下的侧向运动方程与纵向运动方程
[0019][0020][0021]式中，a
q
、a
ρ
分别表示侧向机动加速度与纵向机动加速度；f
dq
、f
dρ
分别表示侧向摄动加速度与纵向摄动加速度；Δζ和Δυ为系统不确定干扰项，表示如下：
[0022][0023]式(4)和(5)两个方程分别描述视线角变化与相对距离变化情况；基于式(4)和(5)两个方程，在侧向和纵向两方向分别设计制导律。基于滑模控制理论构建侧向制导律为
[0024][0025]式中，q
d
为目标附着角度；K
q
＝K
q0
+K
q1
为侧向滑模系数，K
q0
为角度约束系数，K
q1
表示为减小系统抖振引入的阻尼系数，K
q1
>0；η
q
为侧向切换系数，η
q
>0；t
go
为航天器剩余飞行时间
[0026][0027]式中，ε1、ε2是为了避免滑模面数值结果恒等于零而引入的正值小量。
[0028]同理，构建纵向制导律
[0029][0030]式中，K
ρ
为纵向滑模系数，K
ρ
>1；η
ρ
为纵向切换系数，η
ρ
>0。
[0031]步骤二、通过参数自适应调节方法减小目标机动导致的制导终端误差，保持纵向制导参数不变，设计侧向附着角度约束参数K
q0
随相对距离的变化曲线，使航天器能够适当放松本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.空间非合作机动目标多约束附着制导方法，其特征在于：包括如下步骤，步骤一、建立视线坐标系下的相对动力学模型，并对相对动力学模型进行简化，将航天器运动分解为垂直视线方向运动与沿视线方向运动，分别称为侧向运动与纵向运动；构建两个方向上的附着制导律：纵向满足终端位置与速度约束，侧向满足附着角度约束；步骤二、通过参数自适应调节方法减小目标机动导致的制导终端误差，保持纵向制导参数不变，设计侧向附着角度约束参数K
q0
随相对距离的变化曲线，使航天器能够适当放松附着角约束，将机动能力向纵向机动倾斜以提高终端位置与速度精度；步骤三、当目标与航天器相对距离超过ρ
max
且仍具有快速增大的趋势时，将所述情况判定为极端情况，针对极端情况提出熔断策略：当极端情况出现时，降低角度约束系数至零，迅速集中航天器的机动能力用于终端位置与速度约束的满足；当复位条件满足时，采用步骤二中的调节方法调节角度约束系数；通过设计参数自适应调节曲线与角度约束系数的熔断策略，实现航天器机动能力的自主合理分配，在兼顾附着角度约束的基础上有效降低目标机动带来的终端位置与速度误差，提高空间非合作机动目标多约束附着制导精度。2.如权利要求1所述的空间非合作机动目标多约束附着制导方法，其特征在于：步骤一的具体实现方法为，建立视线坐标系O
P
X
L
Y
L
Z
L
：原点位于航天器质心O
P
，O
P
X
L
轴与航天器到目标的视线重合；指向目标飞行器为正；O
P
Z
L
轴垂直追踪及目标共轨平面，且与O
P
X
L
轴垂直，指向上方为正，O
P
Y
L
轴由右手定则给出；在附着任务末段，航天器与目标处于同一轨道平面，在该平面内建立视线坐标系下的相对动力学模型；目标与航天器间相对位置为ρ，ρ又称为视线，为视线坐标系的O
L
X
L
轴，视线ρ与轨道坐标系的O
T
Y
T
轴间的夹角为视线角q；所述轨道坐标系是指原点位于目标质心，O
T
X
T
轴与目标位置矢量重合，方向由地心指向目标；O
T
Y
T
轴在目标轨道面内；O
T
Z
T
轴垂直目标轨道面，指向目标轨道角速度方向，且满足右手定则的非惯性坐标系；ρ0为O
L
X
L
轴的单位矢量，q0为O
L
Y
L
轴的单位矢量，k为O
L
Z
L
轴的单位矢量，单位矢量ρ0、q0和k共同构成正交坐标系的三个单位矢量；有ρ关于时间的导数表示为：式中，ω表示目标的轨道角速度，ρ表示目标与航天器的相对距离；由几何关系知式中，r
T
、r
P
分别表示目标与航天器在惯性坐标系下的地心距；μ表示地心引力常数；F
P
表示航天器受到的控制量；m
P
表示航天器质量；Δf
d
为未知但有界的相对摄动加速度；当两航天器距离远小于地心距时，存在近似r
T
≈r
P
，代入式(2)得到结合式(3)与式(1)得到视线坐标系下的侧向运动方程与纵向运动方程
式中，a
q
、a
ρ
分别表示侧向机动加速度与纵向机动加速度；f
dq
、f
dρ
分别表示侧向摄动加速度与纵向摄动加速度；Δζ和Δυ为系统不确定干扰项，表示如下：式(4)和(5)两个方程分别描述视线角变化与相对距离变化情况；基于式(4)和(5)两个方程，在侧向和纵向两方向分别设计制导律；基于滑模控制理论构建侧向制导律为式中，q
d
为目标附着角度；K
q
＝K
q0
+K
q1
为侧向滑模系数，K
q0
为角度...

【专利技术属性】
技术研发人员：梁子璇，黄美伊，崔平远，朱圣英，徐瑞，龙嘉腾，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：