一种脉冲推力作用下的航天器自主交会控制方法，属于航天技术领域。本发明专利技术为了解决现有的脉冲推力作用航天器交会控制方法采用开环控制方式易受到干扰力矩影响的问题。本发明专利技术的步骤：建立航天器相对运动动力学模型，将相对运动的状态空间模型转换为离散运动模型；在脉冲作用过程中引入状态反馈控制率；对脉冲作用运动和自由运动引入虚拟能量函数；确定满足航天器实现自主交会的三个不等式，并满足有限脉冲推力不等式，将上述不等式转换为关于X1，X2，Y1的线性矩阵不等式；算得的X1和Y1矩阵计算状态反馈增益矩阵K，即得到满足设计要求的航天器相对运动的状态反馈采样控制律u(k)＝Kx(k)。本发明专利技术适用于航天器自主交会过程中。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种航天器相对位置的控制方法，具体涉及，属于航天
技术介绍
航天器自主交会是航天领域一项重要的研究内容，对航天器的在轨维护、拦截、编队飞行以及空间站建立等高级航天任务具有重要的意义。根据轨道控制力的不同作用形式，航天器轨道机动可以分为连续推力机动和脉冲推力机动。对于连续推力机动方式，轨道控制力以连续形式作用于追踪航天器，使其不断改变运动状态与目标航天器实现交会。这种方式可以使追踪航天器始终处于控制推力作用下，因此具有控制精度高的特点。但是由于连续推力的持续作用可能会消耗过多的燃料，而且对于实际航天器轨道推进器而言，精确输出绝对连续的控制推力是很难实现的，在工程中，连续推力控制方法往往利用间隔很小的多脉冲推力近似实现。可见，连续推力在实际中也是脉冲推力的特殊形式。因此脉冲推力作用形式对于航天器交会工程来说更具有现实意义。脉冲推力作用形式与连续推力形式不同，追踪航天器仅在脉冲作用时处于推力控制下，脉冲结束后将依照二体运动的动力学特性进行自由运动，直到下一次脉冲作用。可见，脉冲推力作用下的航天器交会过程是一个由脉冲作用运动和自由运动两种运动状态相互交替进行的过程。目前已有的基于脉冲推力形式的航天器交会控制方法往往利用二体运动动力学特性，根据交会初始及终端状态、交会时间以及脉冲数量进行反向推导，得到一系列脉冲作用时刻以及相应时刻所需脉冲推力大小，而后将所得结果通过预设程序的方式驱动航天器轨道推进器进行预定动作。可见，这种方式实际上是一种开环控制方式。由于开环控制过程很容易受到外部扰动以及多种难以预知的不确定因素影响，因此基于脉冲推力作用方式的开环和闭环控制相结合的控制方法对于航天器交会工程来说具有更重要的现眉、ο但是，现有的脉冲推力作用航天器交会控制方法存在的问题是基于脉冲推力作用方式的控制方法多采用开环控制方式，通过预先设定脉冲的方式进行追踪航天器的轨道机动。传统意义上开环控制容易受到干扰力矩的影响。
技术实现思路
本专利技术为了解决现有的脉冲推力作用航天器交会控制方法采用开环控制方式易受到干扰力矩影响的问题，进而提供。本专利技术是通过下述方案予以实现的，所述控制方法的具体过程为步骤一、建立航天器相对运动动力学模型对于正在进行交会的追踪航天器和目标航天器，目标航天器的轨道为圆形轨道，以目标航天器的质心作为原点建立相对运动坐标系圆形轨道的圆心0为地球质心，χ轴在目标航天器轨道平面内，正向为地心指向航天器方向；y轴指向目标航天器运行方向；ζ轴垂直于轨道平面并与χ轴和y轴构成右手直角坐标系；设定追踪航天器相对于目标航天器的相对位置在X，y及Z轴上的分量为X(t)、 y(t)和ζ (t)，相对运动速度在相应坐标轴上的分量为对0、⑴和i⑴，则相对运动状态向量为χ⑴=功),雄)，沖)，冲)f ；设定ux(t)、uy(t) ^P uz (t)分别为作用在追踪航天器1的控制推力在x、y和ζ轴上的分量，则控制输入向量定义为u(t) = T ；追踪航天器质量为m，则相对运动的状态空间模型的表达式为= + (么V式一)公式一中A为系统状态矩阵，B为输入矩阵，系统状态矩阵、输入矩阵的形式权利要求1. ，其特征是所述控制方法的具体过程为步骤一、建立航天器相对运动动力学模型对于正在进行交会的追踪航天器(1)和目标航天器(2)，目标航天器(2)的轨道为圆形轨道，以目标航天器(2)的质心作为原点建立相对运动坐标系圆形轨道的圆心O为地球质心，χ轴在目标航天器轨道平面内，正向为地心指向航天器方向；y轴指向目标航天器运行方向；ζ轴垂直于轨道平面并与χ轴和y轴构成右手直角坐标系；设定追踪航天器相对于目标航天器的相对位置在χ，y及ζ轴上的分量为x(t)、y(t) 和ζ (t)，相对运动速度在相应坐标轴上的分量为对O、夕⑴和i⑴，则相对运动状态向量为2.根据权利要求1所述的，其特征在于步骤二的(七)中利用MATLAB线性矩阵不等式工具箱对公式十一至公式十四进行求解得到其可行解(X1, X2, Y1)。全文摘要，属于航天
本专利技术为了解决现有的脉冲推力作用航天器交会控制方法采用开环控制方式易受到干扰力矩影响的问题。本专利技术的步骤建立航天器相对运动动力学模型，将相对运动的状态空间模型转换为离散运动模型；在脉冲作用过程中引入状态反馈控制率；对脉冲作用运动和自由运动引入虚拟能量函数；确定满足航天器实现自主交会的三个不等式，并满足有限脉冲推力不等式，将上述不等式转换为关于X1，X2，Y1的线性矩阵不等式；算得的X1和Y1矩阵计算状态反馈增益矩阵K，即得到满足设计要求的航天器相对运动的状态反馈采样控制律u(k)＝Kx(k)。本专利技术适用于航天器自主交会过程中。文档编号G05D1/10GK102354217SQ201110172230公开日2012年2月15日 申请日期2011年6月24日 优先权日2011年6月24日专利技术者司玉林, 杨学博, 高会军 申请人:哈尔滨工业大学本文档来自技高网...
【技术保护点】
１．一种脉冲推力作用下的航天器自主交会控制方法，其特征是：所述控制方法的具体过程为：步骤一、建立航天器相对运动动力学模型对于正在进行交会的追踪航天器（１）和目标航天器（２），目标航天器（２）的轨道为圆形轨道，以目标航天器（２）的质心作为原点建立相对运动坐标系：圆形轨道的圆心Ｏ为地球质心，ｘ轴在目标航天器轨道平面内，正向为地心指向航天器方向；ｙ轴指向目标航天器运行方向；ｚ轴垂直于轨道平面并与ｘ轴和ｙ轴构成右手直角坐标系；设定追踪航天器相对于目标航天器的相对位置在ｘ，ｙ及ｚ轴上的分量为ｘ（ｔ）、ｙ（ｔ）和ｚ（ｔ），相对运动速度在相应坐标轴上的分量为和则相对运动状态向量为设定ｕｘ（ｔ）、ｕｙ（ｔ）和ｕｚ（ｔ）分别为作用在追踪航天器１的控制推力在ｘ、ｙ和ｚ轴上的分量，则控制输入向量定义为ｕ（ｔ）＝［ｕｘ（ｔ），ｕｙ（ｔ公式十五）至此，即得到满足设计要求的航天器相对运动的状态反馈采样控制律为：ｕ（ｋ）＝Ｋｘ（ｋ）。给定常数满足Ｖ（０）＜ρ，Ｙ１＝ＫＸ１，则如果μ给定，以上四个不等式为关于Ｘ１，Ｘ２，Ｙ１的线性矩阵不等式；（七）对公式十一至公式十四进行求解得到其可行解（Ｘ１，Ｘ２，Ｙ１）；利用算得的Ｘ１和Ｙ１矩阵通过下式计算状态反馈增益矩阵Ｋ：＊＊＊（天器脉冲交会过程的顺利实现，并保证交会过程所需脉冲推力均满足上界约束条件；（六）将公式七、公式八、公式九和公式十通过矩阵不等式变换，转化为以下四个矩阵不等式＊＊＊（公式十一）＊＊＊（公式十二）＊＊＊（公式十三）＊＊＊（公式十四）其中ρ为一个＝ｘ，ｙ，ｚ） （公式十）其中ｕｉ，ｍａｘ（ｉ＝ｘ，ｙ，ｚ）为ｘ、ｙ和ｚ轴上的推力上界，Ｒ矩阵定义为：Ｒｘ＝［１００］Ｔ［１００］Ｒｙ＝［０１０］Ｔ［０１０］Ｒｚ＝［００１］Ｔ［００１］则由公式十式并联合公式七、公式八和公式九即可保证航不等式：ΔＶ１（ｘ）＜０ （公式七）Ｖ１（ｘλｋ）＜Ｖ１（ｘ（λ－１）ｋ）（公式八）Ｖ１（ｘλｋ）＜Ｖ２（ｘλｋ） （公式九）（五）将ｘ、ｙ和ｚ轴上的脉冲推力有限条件写为不等式：｜Ｒｉｕ（ｋ）｜＜ｕｉ，ｍａｘ（ｉ周期起始时刻均小于前一个脉冲周期起始时刻值，即Ｖ１（ｘｋ）＜Ｖ１（ｘ０），Ｖ１（ｘ２ｋ）＜Ｖ１（ｘｋ），Ｖ１（ｘ３ｋ）＜Ｖ１（ｘ２ｋ），．．．．．．；３）在每一个脉冲起始时刻和终端时刻，均满足Ｖ１（ｘ）＜Ｖ２（ｘ），将以上三个条件概括为三个切换系统的稳定性通过脉冲作用来保证，则要满足以下三个条件：１）Ｖ１（ｘ）在每一个脉冲作用期间单调递减，即Ｖ１（ｘ１）＜Ｖ１（ｘ０），Ｖ１（ｘｋ＋１）＜Ｖ１（ｘｋ），Ｖ１（ｘ２ｋ＋１）＜Ｖ１（ｘ２ｋ），．．．．．．；２）Ｖ１（ｘ）在每一个脉冲）＝ｘＴ（ｋ）Ｐ２ｘ（ｋ） （公式六）其中Ｐ１为脉冲作用运动正定对称矩阵，Ｐ２为自由运动正定对称矩阵，切换系统的渐进稳定通过分析能量函数的单调性进行判定，如果系统渐进稳定，则能量函数应单调递减；（四）由于自由运动为开环系统形式，则整个对位置和相对速度均为零，则将航天器的自主交会过程转化为切换系统的渐进稳定过程，为了对切换系统的渐进稳定性进行分析，对脉冲作用运动和自由运动分别引入虚拟能量函数Ｖ１（ｘ）和Ｖ２（ｘ）Ｖ１（ｘ）＝ｘＴ（ｋ）Ｐ１ｘ（ｋ） （公式五）Ｖ２（ｘ和自由运动时的相对运动过程：（公式四）其中λ为一递增整数，表示航天器交会过程脉冲序号；λ为大于１小于等于ｎ的整数，δ表示自由运动过程各采样时刻与脉冲时刻的偏移；（三）由公式一可知，相对运动状态向量由一个非零向量收敛为零向量，即两个航天器的相周期的脉冲作用和ｎ－１个采样周期的自由运动；（二）在脉冲作用过程中引入状态反馈控制律：ｕ（ｋ）＝Ｋｘ（ｋ） （公式三）其中Ｋ矩阵为状态反馈增益矩阵，由公式二和公式三，得到切换系统的状态方程，即将脉冲作用时的相对运动过程踪航天器（１）运动过程为开环系统形式，即整个交会过程形成一个由闭环系统和开环系统组成的切换系统；以离散系统采样周期τ来衡量脉冲作用运动和自由运动的时间；设定每个脉冲周期时长Ｔ＝ｎτ，其中ｎ表示为脉冲周期的长度，每个脉冲周期时长Ｔ包含１个采样＝ｅＡτ，＊＊＊其中τ为离散系统的采样周期，ｅ为数学常数；步骤二、航天器自主交会脉冲控制方法（一）在脉冲形式的推力作用下，追踪航天器（１）运动过程为闭环系统形式；自由运动时，追踪航天器（１）不受外力作用，依照二体运动的动力学特性进行运动，追＊＊（公式一）转换为离散运动模型：ｘ（ｋ＋１）＝Ａｄｘ（ｋ）＋Ｂｄｕ（ｋ） （公式二）其中ｋ为离散采样时刻，矩阵Ａｄ为离散系统状态矩阵，矩阵Ｂｄ为离散系统输入矩阵，离散系统状态矩阵和离散系统输入矩阵的满足：Ａｄ），ｕｚ（ｔ）］Ｔ；追踪航天器（１）质量为ｍ，则相对运动的状态空...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：杨学博，司玉林，高会军，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：93
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