一種相對(duì)非合作目標(biāo)的航天器相對(duì)軌道有限時(shí)間抗飽和控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及相對(duì)非合作目標(biāo)的航天器相對(duì)軌道有限時(shí)間抗飽和控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 隨著我國(guó)政治、經(jīng)濟(jì)、科技等的快速發(fā)展，我國(guó)綜合國(guó)力不斷增強(qiáng)，航天事業(yè)也取 得了一個(gè)又一個(gè)進(jìn)步。從2000年開(kāi)始，我國(guó)的航天事業(yè)進(jìn)入了一個(gè)快速發(fā)展的重要階段， 從標(biāo)志著我國(guó)在美國(guó)和前蘇聯(lián)之后擁有載人航天能力的"神舟"五號(hào)飛船的成功發(fā)射到"天 宮"一號(hào)的成功對(duì)接，表明我國(guó)的航天事業(yè)已經(jīng)走在了世界的前列。"神舟"五號(hào)的凱旋象 征著我國(guó)已經(jīng)掌握了載人航天技術(shù)。從"嫦娥" 一號(hào)到"天宮"一號(hào)，表明我國(guó)不僅掌握了 自主發(fā)射月球探測(cè)器的技術(shù)，還擁有了初步建立空間站的能力。
[0003] 空間技術(shù)的發(fā)展逐漸從空間利用提升為空間控制，相對(duì)非合作目標(biāo)的在軌 服務(wù)、跟蹤、監(jiān)測(cè)等問(wèn)題的研究越來(lái)越受到航天大國(guó)的關(guān)注和重視[1](蘇晏，李克 行，黎康.非合作目標(biāo)追蹤與相對(duì)狀態(tài)保持控制技術(shù)研究[J].空間控制技術(shù)與應(yīng) 用，2010, 06:51-55.)。相對(duì)軌道控制在空間非合作目標(biāo)的跟蹤、監(jiān)測(cè)等空間任務(wù)中起到了 舉足輕重的作用，隨著航天器機(jī)動(dòng)性的增強(qiáng)，對(duì)空間非合作目標(biāo)的跟蹤與監(jiān)測(cè)的精度、范圍 等要求也越來(lái)越高，干擾和打擊的難度更是進(jìn)一步加大，研究航天器的相對(duì)軌道轉(zhuǎn)移已經(jīng) 成為航天領(lǐng)域的熱點(diǎn)與難點(diǎn)。
[0004] 目前航天器相對(duì)軌道控制大多采用脈沖控制的策略。文獻(xiàn)[2]劉勝，錢(qián)勇，施 偉璜，趙慶廣.基于C-W方程的近程導(dǎo)引制導(dǎo)與控制方法[J].上海航天，2014,01:1-6.) 根據(jù)C-W方程，給出了雙脈沖和多脈沖控制策略，以控制精度和燃耗為控制指標(biāo)，采用閉 環(huán)多脈沖控制，并比較了雙脈沖、等時(shí)間間隔多脈沖和閉環(huán)多脈沖的控制方法，得出閉環(huán) 6脈沖具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值。文獻(xiàn)[3](LuoYZ,ZhangJ,LiH，etal.Interactive optimizationapproachforoptimalimpulsiverendezvoususingprimervectorand evolutionaryalgorithms[J]·ActaAstronautica，2010, 67(3) :396-405.)針對(duì)交會(huì)對(duì)接 問(wèn)題，結(jié)合基向量理論和進(jìn)化算法，給出了燃料最優(yōu)的非線(xiàn)性脈沖控制方法，優(yōu)化設(shè)計(jì)的方 法是尋求最優(yōu)數(shù)量的脈沖以及最優(yōu)脈沖矢量，該最優(yōu)控制策略增加了一個(gè)交互式的中間脈 沖。
[0005] 雖然基于脈沖的相對(duì)軌道控制算法在工程上易于實(shí)現(xiàn)，但是由于脈沖控制的作 用時(shí)間短，從而導(dǎo)致航天器無(wú)法靈活的應(yīng)變未知因素，盡管在目前的工程應(yīng)用上還無(wú)法實(shí) 現(xiàn)連續(xù)控制，但是卻可以實(shí)現(xiàn)近似逼近連續(xù)控制。文獻(xiàn)[4](YangX，GaoH,ShiP.Robust orbitaltransferforlowearthorbitspacecraftwithsmall-thrust[J].Journal oftheFranklinInstitute, 2010, 347(10):1863-1887.)研究了處在低軌道衛(wèi)星的自主 交會(huì)的軌道控制問(wèn)題，根據(jù)C-W方程將交會(huì)過(guò)程分解成位于軌道平面內(nèi)的運(yùn)動(dòng)和位于平 面外的運(yùn)動(dòng)，考慮小推力約束的條件下，基于線(xiàn)性矩陣不等式技術(shù)提出并證明了魯棒控制 器存在的充分條件。文獻(xiàn)[5](MaL，MengX，LiuZ，etal.Suboptimalpower-limited rendezvouswithfixeddockingdirectionandcollisionavoidance[J].Journalof Guidance,Control,andDynamics, 2012, 36(1) :229-239.)討論了包含輸入約束、燃料最 優(yōu)、障礙躲避的飛行器交會(huì)控制設(shè)計(jì)問(wèn)題，并提出了所謂的兩階段高斯偽譜法，將飛行器 軌跡優(yōu)化問(wèn)題轉(zhuǎn)化成降維的二次規(guī)劃問(wèn)題，并給出了求解方案。但是，現(xiàn)在使用的連續(xù)控制 方法基本上是利用漸近穩(wěn)定的思想設(shè)計(jì)的，其穩(wěn)定時(shí)間理論上是無(wú)窮大，而且為減小機(jī)動(dòng) 時(shí)間，完成快速機(jī)動(dòng)，漸近穩(wěn)定的控制器需增大增益，這不僅會(huì)放大系統(tǒng)噪聲，而且在實(shí)際 系統(tǒng)中難于實(shí)現(xiàn)。
[0006]方案一
[0007] 文獻(xiàn)[6](吳碩.空間相對(duì)軌道機(jī)動(dòng)的魯棒控制[D].哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2011.)第 3. 2節(jié)針對(duì)目標(biāo)航天器處在近圓軌道上時(shí)，研究了在軌道平均角速度攝動(dòng)下的魯棒性控制， 針對(duì)航天器相對(duì)軌道C-W方程，基于ro狀態(tài)反饋模型跟蹤，進(jìn)行了魯棒性控制器設(shè)計(jì)。
[0008] 方案的具體內(nèi)容如下：
[0009] 設(shè)兩航天器處在小偏心率的近圓軌道上，采用C-W方程描述其相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系：
[0020] 矩陣對(duì)（Fe，Me)具有對(duì)角形式的約當(dāng)標(biāo)準(zhǔn)型Λ=diagh,s2,…，s6)的反饋控制 器完全參數(shù)化形式如下：
[0022] V= [NCsDg!，N(s2)g2,…，N(s6)g6] (4-5)
[0023]ff=[D(s^g1;D(s2)g2, ···,D(s6)g6]
[0024] 其中筅￡(〇3,〖=1,2,-,6為自由參數(shù)向量，\是閉環(huán)系統(tǒng)矩陣對(duì)（^1〇相應(yīng)的右 特征向量矩陣。N(s)和D(s)滿(mǎn)足右互質(zhì)分解式：
[0025] (s^+sMi+Mg) :Β =N(s) D 1 (s) (4-6)
[0026] 選取靈敏度的度量指標(biāo)：
[0028] !^是（Fe，MJ特征值&的左特征向量。（Fe，MJ的f階參數(shù)攝動(dòng)使Sl產(chǎn)生（P階攝 動(dòng)。
[0029] 提出綜合性能指標(biāo)：
[0031] 其中（^和β是加權(quán)系數(shù)。
[0032] 根據(jù)指定的相對(duì)軌道機(jī)動(dòng)任務(wù)，確定相應(yīng)的跟蹤信號(hào)，得到對(duì)應(yīng)的參考模型：
[0043] (4-12)
[0044]C0AVne+C1AVneAn-CneVne= 0
[0045] 通過(guò)性能指標(biāo)（4-9)，由式（4-6)求解反饋控制器，進(jìn)一步根據(jù)預(yù)設(shè)模型和式 (4-12)、式（4-13)求解前饋控制器，從而完成軌道平均角速度攝動(dòng)下的相對(duì)運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)的魯 棒性控制器設(shè)計(jì)。
[0046] 方案的缺點(diǎn)描述如下：
[0047] 方案中控制器的設(shè)計(jì)相對(duì)復(fù)雜，求解過(guò)程比較麻煩，而且該控制方案并沒(méi)有考慮 到實(shí)際工程中的控制器存在飽和的問(wèn)題，這限制了該控制方案的應(yīng)用。同時(shí)，此控制方案并 不能在有限時(shí)間內(nèi)收斂到期望值。
[0048]方案二
[0049] 文獻(xiàn)[7](鄔樹(shù)楠，吳國(guó)強(qiáng)，孫兆偉.接近非合作目標(biāo)的航天器相對(duì)軌道有限時(shí) 間控制[J].大連理工大學(xué)學(xué)報(bào)，2013, 06:885-892.)針對(duì)相對(duì)軌道的動(dòng)力學(xué)方程，根據(jù)非 奇異終端滑模技術(shù)，設(shè)計(jì)了航天器相對(duì)軌道有限時(shí)間控制器。
[0050] 方案的具體內(nèi)容如下：
[0051 ] 追蹤航天器與目標(biāo)航天器的相對(duì)運(yùn)動(dòng)方程為
[0055] 其中ω和^分別為目標(biāo)航天器的軌道角速度與軌道半徑，ax，ay，az為控制加速
[0058] 控制目標(biāo)是使得兩航天器的相對(duì)位置與相對(duì)速度在有限時(shí)間內(nèi)達(dá)到 (f=巧參*其中v是追蹤航天器?？康哪繕?biāo)位置。
[0059] 設(shè)計(jì)控制器為：
[0061] 其中k,h，k2>0,a,b為奇數(shù)且滿(mǎn)足b>a>0，τ=η-V，且切換函數(shù)為
[0063] 方案的缺點(diǎn)描述如下：
[0064] 該控制方案雖然系統(tǒng)的控制目標(biāo)是有限時(shí)間完成的，但是由于采用的是滑?？?制，系統(tǒng)的控制器會(huì)頻繁切換，引起系統(tǒng)抖振，而且該控制方案沒(méi)能考慮到實(shí)際系統(tǒng)中控制 器總是存在飽和的，也就是說(shuō)該控制方案不是一個(gè)飽和的控制方案，在實(shí)際的工程應(yīng)用中 有一定的限制。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0065] 本發(fā)明的目的是為了解決現(xiàn)有控制方案中控制器的設(shè)計(jì)復(fù)雜，求解過(guò)程麻煩，脈 沖控制下航天器相對(duì)軌道轉(zhuǎn)移過(guò)程對(duì)未知因素的應(yīng)變能力弱，采用滑模控制，控制器會(huì)頻 繁切換，引起系統(tǒng)抖振，而且在現(xiàn)有的方法中沒(méi)有考慮到實(shí)際工程中的控制器存在飽和，不 能在有限時(shí)間內(nèi)收斂到期望值以及在實(shí)際的工程應(yīng)用中有一定的限制的問(wèn)題，而提出了一 種相對(duì)非合作目標(biāo)的航天器相對(duì)軌道有限時(shí)間抗飽和控制方法。
[0066] 上述的發(fā)明目的是通過(guò)以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的：
[0067] 步驟一、建立相對(duì)軌道運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)模型；
[0068] 步驟二、將相對(duì)軌道運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)模型C-W方程進(jìn)行解耦，得到解耦后的雙積分系 統(tǒng)；
[0069] 步驟三、根據(jù)解耦后的雙積分系統(tǒng)設(shè)計(jì)有限時(shí)間飽和控制器。
[0070]發(fā)明效果
[0071] 1)本發(fā)明的控制器的形式為式（3-3)，相比其他的控制算法設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單，不需要復(fù) 雜的求解過(guò)程；
[0072] 2)為解決脈沖控制下航天器相對(duì)軌道轉(zhuǎn)移過(guò)程對(duì)未知因素的應(yīng)變能力弱的缺點(diǎn) 以及由于控制器頻繁切換引起抖振問(wèn)題，本專(zhuān)利采用連續(xù)控制方案，可以靈活應(yīng)變航天器 的未知因素；
[0073] 3)為解決現(xiàn)有控制方案中系統(tǒng)的穩(wěn)定是漸近穩(wěn)定即穩(wěn)定時(shí)間理論上為無(wú)窮大的 問(wèn)題，本專(zhuān)利采用有限時(shí)間控制理論設(shè)計(jì)有限時(shí)間控制器，使得系統(tǒng)狀態(tài)能夠在有限時(shí)間 內(nèi)穩(wěn)定到平衡點(diǎn)；例如在實(shí)施例中，系統(tǒng)在大約4300s時(shí)已經(jīng)達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)。
[0074] 4)為了解決實(shí)際工程應(yīng)用中控制器存在飽和，使得控制方案更具有工程應(yīng)用價(jià) 值，本專(zhuān)利結(jié)合飽和控制理論，設(shè)計(jì)的控制器為飽和控制器，可直接應(yīng)用到實(shí)際的工程中。 例如，在實(shí)施例中，要求控制器的最