專(zhuān)利名稱(chēng)：一種航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)的采樣控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種航天器的采樣控制方法。
背景技術(shù)：
連續(xù)推力看控制是一種重要的航天器軌道機(jī)動(dòng)控制形式，在航天器自主交會(huì)、編隊(duì)飛行、空間站停靠等多種航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)任務(wù)中獲得廣泛應(yīng)用。目前很多利用連續(xù)推力形式的軌道機(jī)動(dòng)控制方法完全基于連續(xù)系統(tǒng)模型和連續(xù)控制器形式。但隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的飛速發(fā)展，實(shí)際工程中采用的控制器多為數(shù)字信號(hào)形式的計(jì)算機(jī)系統(tǒng)。在這種系統(tǒng)中，控制過(guò)程需要利用采樣器對(duì)航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行固定時(shí)間間隔的采樣，控制器對(duì)采樣信號(hào)進(jìn)行數(shù)字處理并產(chǎn)生相應(yīng)的離散控制信號(hào)，通過(guò)零階保持器將控制信號(hào)輸入軌道推進(jìn)器使其產(chǎn)生連續(xù)的控制推力驅(qū)動(dòng)航天器進(jìn)行相應(yīng)的軌道機(jī)動(dòng)。這個(gè)過(guò)程實(shí)際上是一個(gè)采樣控制過(guò)程，采樣點(diǎn)的間隔時(shí)間是采樣控制的重要參數(shù)，也可以把這個(gè)采樣間隔時(shí)間看作是數(shù)字計(jì)算機(jī)的處理周期。綜上，目前采用連續(xù)信號(hào)形式設(shè)計(jì)控制器時(shí)通常假設(shè)測(cè)量信號(hào)和控制信號(hào)均為嚴(yán)格的實(shí)時(shí)信號(hào)，忽略了數(shù)字控制器的處理周期，因此在實(shí)際應(yīng)用中難以獲得預(yù)期的控制效果。此外，由于多種復(fù)雜因素的影響，航天器軌道推進(jìn)器在采樣時(shí)刻產(chǎn)生的推力與控制器計(jì)算的期望推力之間存在難以測(cè)定的偏差，這也將很大程度上影響軌道機(jī)動(dòng)的精確性和安全性。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明為解決采用現(xiàn)有的航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)的采樣控制方法忽略了數(shù)字控制器的處理周期和偏差，影響航天器軌道的精確性和安全性的問(wèn)題，進(jìn)而提供了一種航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)的采樣控制方法。本發(fā)明為解決上述技術(shù)問(wèn)題采取的技術(shù)方案是所述航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)的采樣控制方法由以下步驟實(shí)現(xiàn)的1. 一種航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)的采樣控制方法，其特征在于所述采樣控制方法由以下步驟實(shí)現(xiàn)的步驟A、建立航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)模型設(shè)兩個(gè)航天器為追蹤航天器和目標(biāo)航天器，目標(biāo)軌道為近似圓軌道，以目標(biāo)航天器作為原點(diǎn)建立相對(duì)運(yùn)動(dòng)坐標(biāo)系將目標(biāo)航天器的質(zhì)心作為坐標(biāo)系原點(diǎn)O，OX軸位于目標(biāo)航天器軌道平面內(nèi)，正向?yàn)榈匦闹赶蚝教炱鞣较?；oy軸為目標(biāo)航天器運(yùn)行方向；oz軸垂直于軌道平面并與其他兩軸構(gòu)成右手直角坐標(biāo)系；設(shè)追蹤航天器相對(duì)于目標(biāo)航天器的相對(duì)位置在x，y及Z軸上的分量為X(t)、y (t) 和ζ (t)，相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度在相應(yīng)坐標(biāo)軸上的分量為對(duì)0、夕⑴和i⑴，則相對(duì)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)向量為 X(0 = [x(0,y(t),z(t),x(t),y(t\i(0f ；設(shè) ux(t)、uy(t)和 uz(t)分別為作用在 χ、y 和 ζ 軸上的控制推力，則控制輸入向量定義為u(t) = [ux(t)，uy(t)，uz(t)]T;追蹤航天器質(zhì)量為m，則相對(duì)運(yùn)動(dòng)的狀態(tài)空間的系統(tǒng)方程可以寫(xiě)為
= + (1) 式中A為系統(tǒng)狀態(tài)矩陣，B為輸入矩陣，分別有如下形式
權(quán)利要求
1. 一種航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)的采樣控制方法，其特征在于所述采樣控制方法由以下步驟實(shí)現(xiàn)的步驟A、建立航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)模型設(shè)兩個(gè)航天器為追蹤航天器和目標(biāo)航天器，目標(biāo)軌道為近似圓軌道，以目標(biāo)航天器作為原點(diǎn)建立相對(duì)運(yùn)動(dòng)坐標(biāo)系將目標(biāo)航天器的質(zhì)心作為坐標(biāo)系原點(diǎn)O，ox軸位于目標(biāo)航天器軌道平面內(nèi)，正向?yàn)榈匦闹赶蚝教炱鞣较颍籵y軸為目標(biāo)航天器運(yùn)行方向；oz軸垂直于軌道平面并與其他兩軸構(gòu)成右手直角坐標(biāo)系；設(shè)追蹤航天器相對(duì)于目標(biāo)航天器的相對(duì)位置在X，y及ζ軸上的分量為x(t)、y(t) 和ζ (t)，相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度在相應(yīng)坐標(biāo)軸上的分量為對(duì)O、夕⑴和i⑴，則相對(duì)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)向量為 X(0 = [x(0,y(t),z(t),x(t),y(t\i(0f ；設(shè) ux(t)、uy(t)和 uz(t)分別為作用在 χ、y 和 ζ 軸上的控制推力，則控制輸入向量定義為u(t) = [ux(t)，uy(t)，uz(t)]T;追蹤航天器質(zhì)量為m，則相對(duì)運(yùn)動(dòng)的狀態(tài)空間的系統(tǒng)方程可以寫(xiě)為
全文摘要
一種航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)的采樣控制方法，它涉及一種航天器的采樣控制方法。本發(fā)明為解決采用現(xiàn)有的航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)的采樣控制方法忽略了數(shù)字控制器的處理周期和偏差，影響航天器軌道的精確性和安全性的問(wèn)題。步驟A建立航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)模型；步驟B對(duì)兩個(gè)航天器相對(duì)狀態(tài)進(jìn)行采樣；步驟C利用步驟B中所述的扇形區(qū)域的上下邊界線(xiàn)構(gòu)造M和N矩陣；步驟D求得相應(yīng)的狀態(tài)反饋控制律；步驟E引入兩個(gè)正定對(duì)稱(chēng)矩陣P和Q并定義如下李亞普諾夫泛函；步驟F求得交會(huì)過(guò)程完成并且推力滿(mǎn)足公式(3)上界約束條件；步驟G利用MATLAB軟件中線(xiàn)性矩陣不等式(LMI)工具箱求可行解。本發(fā)明的采樣控制方法用于設(shè)計(jì)航天器控制器。
文檔編號(hào)G05D1/10GK102354218SQ20111017225
公開(kāi)日2012年2月15日 申請(qǐng)日期2011年6月24日 優(yōu)先權(quán)日2011年6月24日
發(fā)明者孫光輝, 楊學(xué)博, 高會(huì)軍 申請(qǐng)人:哈爾濱工業(yè)大學(xué)