針對空間非合作目標(biāo)的相對軌道設(shè)計及高精度姿態(tài)指向控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及相對軌道設(shè)計及高精度姿態(tài)指向控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 空間技術(shù)的發(fā)展逐漸從空間利用提升為空間控制，在軌服務(wù)、干擾、空間打擊等問 題的研究越來越受到各航天大國的關(guān)注和重視。對空間目標(biāo)近距離的跟蹤是實現(xiàn)在軌服 務(wù)、空間營救、能量傳輸、跟蹤監(jiān)視等許多空間技術(shù)問題的前提和基礎(chǔ)保證，而對空間非合 作目標(biāo)（泛指一些無法提供有效合作信息的空間物體，包括空間碎片、失效的飛行器以及 敵方飛行器等）的跟蹤監(jiān)視、干擾、打擊等許多問題更加體現(xiàn)了航天器控制的重要性，隨著 航天器機動性的增強，跟蹤監(jiān)視的精度、范圍等要求也越來越高，干擾和打擊的難度更是進(jìn) 一步加大，因此，研究航天器控制具有非常重要的意義。
[0003] 航天器控制分為航天器軌道控制和航天器姿態(tài)控制。航天器軌道控制指對航天器 的質(zhì)心施加外力，以改變其運動軌跡的技術(shù)，如軌道轉(zhuǎn)移、軌道調(diào)整或保持等。航天器姿態(tài) 控制是獲取并保持航天器在太空定向（即航天器相對于某個參考坐標(biāo)系的姿態(tài)）的技術(shù)， 包括姿態(tài)穩(wěn)定和姿態(tài)機動兩個方面。前者為保持已有姿態(tài)的過程，后者是把航天器從一種 姿態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)榱硪环N姿態(tài)的再定向過程。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明是要解決現(xiàn)有技術(shù)在跟蹤位置范圍受限時軌道控制困難，軌道姿態(tài)耦合控 制時影響姿態(tài)指向精度等問題，而提供了針對空間非合作目標(biāo)的相對軌道設(shè)計及高精度姿 態(tài)指向控制方法。
[0005] 針對空間非合作目標(biāo)航天器的相對軌道設(shè)計及高精度姿態(tài)指向控制方法，它按以 下步驟實現(xiàn)：
[0006] -、追蹤航天器相對空間非合作目標(biāo)航天器的掠飛軌跡設(shè)計；
[0007] 二、追蹤航天器相對空間非合作目標(biāo)航天器的轉(zhuǎn)移軌跡設(shè)計；
[0008] 三、追蹤航天器相對空間非合作目標(biāo)航天器的姿態(tài)控制器設(shè)計，即完成了針對空 間非合作目標(biāo)的相對軌道設(shè)計及高精度姿態(tài)指向控制方法。
[0009] 發(fā)明效果：
[0010] 本發(fā)明主要研究的是航天器保持在空間非合作目標(biāo)的視線小角度范圍及一定距 離范圍內(nèi)，并保持一定時間的高精度姿態(tài)指向問題。整個過程既涉及到軌道控制問題又涉 及到姿態(tài)控制問題，若采用姿軌控耦合控制，則勢必會影響到姿態(tài)指向的精度，因此按照姿 態(tài)軌道分開控制來設(shè)計，而為了減少軌道控制對姿態(tài)指向的影響，本發(fā)明提出了一種"主飄 方向"分析法，并基于該方法提出了掠飛模式下的一種相對軌道運動軌跡設(shè)計方法，因此將 整個軌跡分為指定空間范圍內(nèi)的掠飛段軌跡和從某一相對位置轉(zhuǎn)移到指定空間范圍的轉(zhuǎn) 移段軌跡，并且轉(zhuǎn)移段軌跡的終止點就是掠飛段軌跡的進(jìn)入點，軌跡轉(zhuǎn)移為基于脈沖控制 的時間一燃料最優(yōu)軌跡優(yōu)化，采用非線性規(guī)劃的方法，通過兩步優(yōu)化來得到轉(zhuǎn)移方案。姿態(tài) 控制方面按單軸設(shè)計相對姿態(tài)指向控制器，將撓性附件的影響及三軸間的耦合影響看作廣 義干擾，再應(yīng)用頻域魯棒模型匹配（RMM)方法設(shè)計了一種干擾補償器來消除。
[0011] 掠飛模式與現(xiàn)有技術(shù)方案的比較與優(yōu)勢介紹
[0012] 與無軌道控制的非閉合軌跡飛行方案相比，該發(fā)明算法具有參數(shù)設(shè)計簡單的優(yōu) 點；與無軌道控制的伴隨飛行和懸停方案相比，具有視場方向可以任意的優(yōu)點；與無軌道 控制的繞飛方案相比，具有掠飛時間可設(shè)計的優(yōu)點；與脈沖控制的水滴形軌跡飛行方案相 t匕，具有掠飛區(qū)域中完全不進(jìn)行軌道控制，以實現(xiàn)足夠長時間內(nèi)高精度姿態(tài)指向控制的優(yōu) 點；與連續(xù)控制的懸停方案相比，除了具有不影響高精度姿態(tài)指向控制外，還具有不易暴露 身份的優(yōu)點。
[0013] 軌道轉(zhuǎn)移優(yōu)化算法與現(xiàn)有技術(shù)方案的比較與優(yōu)勢介紹：
[0014] 與本發(fā)明算法中的軌跡轉(zhuǎn)移優(yōu)化算法相比，現(xiàn)有的許多連續(xù)有限推力的控制方式 在實際的工程應(yīng)用中并不多，而脈沖控制是更常用的控制方式。
[0015] 關(guān)于對最優(yōu)軌道轉(zhuǎn)移的性能指標(biāo)，一些文獻(xiàn)主要考慮的是完成整個軌道轉(zhuǎn)移所需 時間的最優(yōu)，而一些文獻(xiàn)著重考慮的是完成軌道轉(zhuǎn)移過程中所消耗的燃料或能量的最優(yōu)， 但都沒有同時考慮時間和燃料消耗的問題。
[0016] 許多文獻(xiàn)中所涉及的都是慣性坐標(biāo)系中的軌道轉(zhuǎn)移，即轉(zhuǎn)移過程的起點和終點都 是慣性系中的固定點，而本發(fā)明所研究的軌道轉(zhuǎn)移問題，是相對軌道坐標(biāo)系中的轉(zhuǎn)移，在慣 性系中將不是固定點。
[0017] 干擾補償器與PID控制器的比較與優(yōu)勢介紹
[0018] PID控制對于跟蹤控制和干擾衰減比較有效，并且被用于大多常規(guī)航天器的姿態(tài) 控制以消除階躍形式的干擾。對于干擾的抑制效果主要由積分增益K i決定。但是Ki影響 系統(tǒng)穩(wěn)定性，因此傳統(tǒng)的PID控制器對于干擾的抑制效果受到了限制。但是對于執(zhí)行機構(gòu) 存在幅值飽和約束的系統(tǒng)，引入積分環(huán)節(jié)往往會出現(xiàn)積分飽和現(xiàn)象，即由于相同符號的姿 態(tài)偏差持續(xù)很大，因此導(dǎo)致累積效果較大，使得執(zhí)行機構(gòu)失去調(diào)節(jié)能力而導(dǎo)致的出現(xiàn)較大 超調(diào)甚至使系統(tǒng)失控的現(xiàn)象。因此基于上述原因，不僅是這種干擾抑制的用途，即使是姿態(tài) 大角度機動也不鼓勵引入積分項。
[0019] 與之相比，所提出的干擾補償器不僅可以抑制常值干擾還可以抑制由FJs)限定 的動力學(xué)干擾，并保持系統(tǒng)的穩(wěn)定性；又由于實時估計并補償干擾力矩，因此不存在積分環(huán) 節(jié)存在的誤差累計現(xiàn)象。
[0020] 總體優(yōu)勢介紹
[0021] 本發(fā)明算法將一個既涉及軌道控制問題又涉及姿態(tài)控制問題的過程分為軌道和 姿態(tài)兩個部分進(jìn)行分別控制，為了不影響姿態(tài)控制的精度，因此本發(fā)明算法在姿態(tài)控制時 不進(jìn)行軌道控制，而是選擇合適的進(jìn)入點和速度，在軌道轉(zhuǎn)移段通過脈沖控制的方法來使 追蹤航天器到達(dá)指定的進(jìn)入點并同時滿足速度要求，然后使追蹤航天器在姿態(tài)控制時處于 掠飛模式，從而一直都能滿足軌道要求。
【附圖說明】
[0022] 圖1是本發(fā)明【具體實施方式】二中掠飛區(qū)域說明；
[0023] 圖2是本發(fā)明【具體實施方式】二中Ztl的確定；
[0024] 圖3是本發(fā)明【具體實施方式】二中圓錐臺側(cè)視圖；
[0025] 圖4是本發(fā)明【具體實施方式】二中近似圓柱區(qū)域；
[0026] 圖5是本發(fā)明【具體實施方式】二中z = Ztl在圓錐體表面截出的近似橢圓區(qū)域分析；
[0027] 圖6是本發(fā)明【具體實施方式】二中的變化趨勢圖；
[0028] 圖7是本發(fā)明【具體實施方式】二中主飄方向分析圖；
[0029] 圖8是本發(fā)明【具體實施方式】二中允許掠飛的圓錐臺區(qū)域的后視圖；
[0030] 圖9是本發(fā)明【具體實施方式】四中微波雷達(dá)測量圖；
[0031] 圖10是本發(fā)明【具體實施方式】五中任意通道系統(tǒng)框圖；
[0032] 圖11是本發(fā)明【具體實施方式】五中干擾力矩到姿態(tài)輸出的系統(tǒng)框圖；
[0033] 圖12是本發(fā)明【具體實施方式】五中撓性航天器單軸的簡化動力學(xué)模型；
[0034] 圖13是本發(fā)明【具體實施方式】五中干擾補償器原理圖；
[0035] 圖14是本發(fā)明【具體實施方式】五中單軸簡化動力學(xué)模型；
[0036] 圖15是本發(fā)明【具體實施方式】五中引入干擾補償器的單通道系統(tǒng)框圖；
[0037] 圖16是仿真實驗中轉(zhuǎn)移及掠飛軌跡三維示意圖；
[0038] 圖17是仿真實驗中轉(zhuǎn)移及掠飛軌跡三維示意圖（局部放大圖）；
[0039] 圖18是仿真實驗中相對軌跡三軸分量時間變化曲線；其中，上圖是hill系X軸時 間變化曲線，中圖是hill系y軸時間變化曲線，下圖是hill系z軸時間變化曲線；
[0040] 圖19是仿真實驗中掠飛時間觸發(fā)信號示意圖；
[0041] 圖20是仿真實驗中姿態(tài)參數(shù)變化曲線；其中，上圖是四元數(shù)矢量部分變化曲線， 中圖是姿態(tài)角變化曲線，下圖是姿態(tài)角速度變化曲線；
[0042] 圖21是仿真實驗中姿態(tài)參數(shù)變化曲線；其中，上圖是四元數(shù)矢量部分變化曲線， 中圖是姿態(tài)角變化曲線，下圖是姿態(tài)角速度變化曲線。
【具體實施方式】
[0043]
【具體實施方式】一：本實施方式的針對空間非合作目標(biāo)航天器的相對軌道設(shè)計及高 精度姿態(tài)指向控制方法，它按以下步驟實現(xiàn)：
[0044] -、追蹤航天器相對空間非合作目標(biāo)航天器的掠飛軌跡設(shè)計；
[0045] 二、追蹤航天器相對空間非合作目標(biāo)航天器的轉(zhuǎn)移軌跡設(shè)計；
[0046] 三、追蹤航天器相對空間非合作目標(biāo)航天器的姿態(tài)控制器設(shè)計，即完成了針對空 間非合作目標(biāo)的相對軌道設(shè)計及高精度姿態(tài)指向控制方法。
[0047] X，y, z :相對軌道坐標(biāo)系中的位置分量；
[0048] 太彡;，? :相對軌道坐標(biāo)系中的速度分量；
[0049] rQ:掠飛段進(jìn)入點的相對位置；
[0050] X(|, yci, Ztl:掠飛段進(jìn)入點的相對位置分量；
[0051] 4或V。:掠飛段進(jìn)入點的相對速度；
[0052] ^ :掠飛段進(jìn)入點的相對速度分量；
[0053] rf:掠飛段離開點的相對位置；
[0054] xf, yf, zf:掠飛段尚開點的相對位置分量；
[0055] (或vf:掠飛段離開點的相對速度；
[0056] A J/ A :掠飛段離開點的相對速度分量；
[0057] rtQ:轉(zhuǎn)移段起始點的相對位置；
[0058] rtf:轉(zhuǎn)移段終止點的相對位置；
[0059] rti:轉(zhuǎn)移段第i個脈沖施加點的相對位置；
[0060] P :性能指標(biāo)中轉(zhuǎn)移時間和燃料消耗部分的比值；
[0061] tf:轉(zhuǎn)移總時間。
【具體實施方式】 [0062] 二：本實施方式與一不同的是：所述步驟一中掠飛軌 跡設(shè)計具體為：
[0063] 一、建立hill方程的相對運動坐標(biāo)系下空間非合作目標(biāo)與航天器的相對位置關(guān) 系基于hill方程的相對運動坐標(biāo)系選取航天器合適的進(jìn)入點A信息和離開點B信息在基 于hill方程的相對運動坐標(biāo)系下，如圖1所示e = [e1;e2;e3]是非合作目標(biāo)視線方向矢 量eMii的單位矢量， e i (i = 1，2, 3)是在hill方程的相對運動坐標(biāo)系下的分量；視線方向 ehill和兩航天器即目標(biāo)航天器和追蹤航天器的距離范圍決定了追蹤航天器允許掠飛的范 圍，是hill方程的相對運動坐標(biāo)系下的一段圓錐臺，其中R為圓錐臺下底面