半徑，設(shè)計(jì)的目 標(biāo)是基于hill方程的相對(duì)運(yùn)動(dòng)坐標(biāo)系選取合適的進(jìn)入點(diǎn)A信息[ Γ(ι，vj和離開點(diǎn)B信息 [rf，vf]，使得追蹤航天器在不加任何主動(dòng)軌道控制的基礎(chǔ)上，在圓錐臺(tái)內(nèi)自由掠飛，并且保 持滿足任務(wù)書要求的時(shí)間；
[0064] 二、選取圓錐臺(tái)下底面圓心對(duì)應(yīng)的z軸坐標(biāo)為Ztl
[0065] Zci的選取原則是使得平面z = z 與圓錐臺(tái)所截取的xy平面盡量大，且z 容易確 定。對(duì)于本任務(wù)，取圓錐臺(tái)下底面圓心對(duì)應(yīng)的z軸坐標(biāo)為Ztl:由e的定義，如圖2所示，
[0066] Z0= Isin a = 1 · e 3 (1)
[0067] 其中，1為追蹤航天器與目標(biāo)航天器間的最大距離，所述Ztl表示掠飛段進(jìn)入點(diǎn)的相 對(duì)位置分量；
[0068] 關(guān)于掠飛段進(jìn)入速度的說明
[0069] 對(duì)于不加軌道控制的自由掠飛過程，存在兩種情況，即順著目標(biāo)航天器軌道角速 度和逆著軌道角速度兩種情況。對(duì)于本任務(wù)，研究順著目標(biāo)航天器軌道角速度的情況，即選 取相對(duì)hill系的初始速度?)的y方向分量為正進(jìn)行設(shè)計(jì)；
[0070] 三、對(duì)非合作目標(biāo)航天器xy面的圖形進(jìn)行分析
[0071] 選取hill方程的相對(duì)運(yùn)動(dòng)坐標(biāo)系下追蹤航天器的初始速度4的y方向分量為正 進(jìn)行設(shè)計(jì)，由于視線角較小，即圓錐角的頂角非常小，只有2X Θ，因此圓錐的母線圍成的圖 形的投影形成的等腰三角形的底角較大，近似為90°，因此可以看成是一個(gè)矩形，如圖3、 圖4所示，
[0072] 因此，實(shí)際上在相對(duì)較短的區(qū)域內(nèi)，追蹤航天器掠飛的區(qū)域近似是一段圓柱，z = Ztl在圓柱表面截出的區(qū)域是一段橢圓，如圖5所不；
[0073] 四、對(duì)橢圓相對(duì)xy面位置的分析與主飄方向分析
[0074] 橢圓的一個(gè)半軸長度為圓錐臺(tái)底面半徑R，另一半軸長度c由e與xy面的夾角α 決定，即
[0075] c = R/sin α (2)
[0076] 可見隨著α的變化，c也發(fā)生著變化，即
[0077]
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 針對(duì)空間非合作目標(biāo)的相對(duì)軌道設(shè)計(jì)及高精度姿態(tài)指向控制方法，其特征在于它按 以下步驟實(shí)現(xiàn)： 一、 追蹤航天器相對(duì)空間非合作目標(biāo)航天器的掠飛軌跡設(shè)計(jì)； 二、 追蹤航天器相對(duì)空間非合作目標(biāo)航天器的轉(zhuǎn)移軌跡設(shè)計(jì)； 三、 追蹤航天器相對(duì)空間非合作目標(biāo)航天器的姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)，即完成了針對(duì)空間非 合作目標(biāo)的相對(duì)軌道設(shè)計(jì)及高精度姿態(tài)指向控制方法。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的針對(duì)空間非合作目標(biāo)的相對(duì)軌道設(shè)計(jì)及高精度姿態(tài)指向控 制方法，其特征在于所述步驟一中掠飛軌跡設(shè)計(jì)具體為： 一、 建立hill方程的相對(duì)運(yùn)動(dòng)坐標(biāo)系下空間非合作目標(biāo)航天器與追蹤航天器的相對(duì) 位置關(guān)系 在基于hill方程的相對(duì)運(yùn)動(dòng)坐標(biāo)系下，e = [e1;e2;e3]是非合作目標(biāo)航天器視線方向 ehill的單位矢量，e = 1，2, 3)是在hill方程的相對(duì)運(yùn)動(dòng)坐標(biāo)系下的分量；視線方向ehill 和兩星即非合作目標(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(duì)運(yùn)動(dòng)坐標(biāo)系下的一段圓錐臺(tái)，其中R為圓錐臺(tái)下底面半徑； 二、 選取圓錐臺(tái)下底面圓心對(duì)應(yīng)的z軸坐標(biāo)為Ztl 取圓錐臺(tái)下底面圓心對(duì)應(yīng)的z軸坐標(biāo)為Ztl: Z0= Isin a = 1 · e 3 (1) 其中，1為追蹤航天器與非合作目標(biāo)航天器間的最大距離，所述Ztl表示追蹤航天器掠飛 段進(jìn)入點(diǎn)的相對(duì)位置分量； 三、 對(duì)非合作目標(biāo)航天器xy面的圖形進(jìn)行分析 選取hill方程的相對(duì)運(yùn)動(dòng)坐標(biāo)系下追蹤航天器的初始速度^的y方向分量為正進(jìn)行 設(shè)計(jì)； 實(shí)際上在相對(duì)較短的區(qū)域內(nèi)，追蹤航天器掠飛的區(qū)域近似是一段圓柱，Z = Ztl在圓柱表 面截出的區(qū)域是一段橢圓； 四、 對(duì)橢圓相對(duì)xy面位置的與主飄方向分析 橢圓的一個(gè)半軸長度為圓錐臺(tái)底面半徑R，另一半軸長度C由e與xy面的夾角α決 定，即 c = R/sin a (2) 可見隨著α的變化，c也發(fā)生著變化，即 α :() ^―,c：c〇 R 2 (3) 隨著α的變大，c逐漸變小，最后將使得截出的區(qū)域是一個(gè)半圓；根據(jù)橢圓對(duì)稱軸在xy 面投影方向的不同，選取與X軸或y軸所成夾角較大的軸作為主飄方向； 五、 對(duì)主飄方向理想主飄軌跡始末點(diǎn)以及主飄方向初始速度進(jìn)行計(jì)算 當(dāng)對(duì)稱軸與X軸夾角小于45°時(shí)，選取y軸為主飄方向： 期望的主飄方向是從Ytl點(diǎn)到Y(jié) 的軌跡，各點(diǎn)的hill方程的相對(duì)運(yùn)動(dòng)坐標(biāo)系下的坐 標(biāo)表示計(jì)算如下： 首先Ytl和Y 坐標(biāo)相同，為 xf = X 〇-Rsin β (4) Xf，yf，zf:追蹤航天器掠飛段離開點(diǎn)的相對(duì)位置分量，χ m、Ζ(ι:掠飛段進(jìn)入點(diǎn)的相對(duì)位 置分量； 其中Xtl為圓錐體底面中心X坐標(biāo)，R為圓錐臺(tái)底面半徑，β的計(jì)算滿足：
(5) 由于Ytl和Yf兩點(diǎn)都在圓錐臺(tái)的表面上，因此其與原點(diǎn)的連線與非合作目標(biāo)航天器視線 方向1成Θ，通過求解如下方程即可確定兩點(diǎn)的y方向坐標(biāo)值，即主飄方向理想主飄軌跡始 末點(diǎn)的計(jì)算具體為：
其中，X，y，z :非合作追蹤航天器相對(duì)軌道坐標(biāo)系中的位置分量；7。^為YjP Yf對(duì)應(yīng)進(jìn) 入點(diǎn)和離開點(diǎn)的y坐標(biāo)； 設(shè)期望掠飛時(shí)間是tlTC，則主飄方向的期望速度分量計(jì)算為主飄方向初始速度計(jì)算：
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的針對(duì)空間非合作目標(biāo)的相對(duì)軌道設(shè)計(jì)及高精度姿態(tài)指向 控制方法，其特征在于所述步驟二中轉(zhuǎn)移軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)具體為： 一、 第一步優(yōu)化 使用等時(shí)間間隔的脈沖方式，將N-I個(gè)需要優(yōu)化的時(shí)間間隔減少到1個(gè)轉(zhuǎn)移總時(shí)間量， 再與中間脈沖點(diǎn)的位置一同優(yōu)化，優(yōu)化變量，目標(biāo)函數(shù)以及約束條件三個(gè)部分如下： 優(yōu)化變量:W1= [t f, rt2,. . .，rtN_J 目標(biāo)函數(shù)：mmP = Pi/+Σ(ΙΔ?/?.Ι + |Δ?^ +|Δ6|) /-I 約束條件：wjl) > 〇, I AVxiI 彡 AVmax，丨 AVyiI 彡 AVmax，丨 AVziI 彡 AVmax 其中，P為轉(zhuǎn)移時(shí)間和燃料消耗部分的比值，P為性能指標(biāo)，tf:轉(zhuǎn)移總時(shí)間，r ti:轉(zhuǎn)移 段第i個(gè)脈沖施加點(diǎn)的相對(duì)位置，則追蹤航天器X方向施加的第i個(gè)速度脈沖增量為Λ Vxi， 則追蹤航天器y方向施加的第i個(gè)速度脈沖增量為Λ Vyi，則追蹤航天器ζ方向施加的第i 個(gè)速度脈沖增量為AVzi，單軸每次施加的速度脈沖幅值上限為AVmax; 二、 第二步優(yōu)化 利用第一步優(yōu)化得到的軌跡，使用MATLAB中的函數(shù)擬合工具箱，選取形如下式的傅立 葉型函數(shù) f (t) = ao+apos (ω 〇t) +ID1Sin (ω 〇t) +a2cos (2 ω 〇t) + (8) b2sin (2 ω 〇t) +a3cos (3 ω 〇t) +b3sin (3 ω 〇t) 擬合出轉(zhuǎn)移軌跡隨時(shí)間變化的函數(shù)，其中Bi (i = 0, 1，2, 3)，h (I = 1，2, 3)，Coci為擬合 系數(shù)，t表示時(shí)間，對(duì)時(shí)間間隔再進(jìn)行優(yōu)化，得到時(shí)間間隔不等的脈沖控制方案，優(yōu)化變量， 目標(biāo)函數(shù)以及約束條件三個(gè)部分如下： 優(yōu)化變量：W2= [ Δ t D Δ t2, · · ·，Δ tN_J 目標(biāo)函數(shù)：min尸=P，/ + Σ(ΙΔΚ?.I + |Δ41 + |Δ乙I) ?=1 % (/) =。，，2(和0,卜1,2,...，-1 約束條件：w 。 |Δ^.| < ΔΓ_,|ΔΓν?|< AFmax,|ΔΓ,| < AVmax
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的針對(duì)空間非合作目標(biāo)的相對(duì)軌道設(shè)計(jì)及高精度姿態(tài)指向控 制方法，其特征在于步驟三中相對(duì)姿態(tài)指向控制器設(shè)計(jì) (一） 不考慮外力矩和撓性模態(tài)的影響，系統(tǒng)的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程與運(yùn)動(dòng)學(xué)方程如下
其中，J為追蹤航天器轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣，u是控制量，匕為飛輪動(dòng)量矩，q = [qtlqvT]T為衛(wèi) 星從目標(biāo)姿態(tài)機(jī)動(dòng)到當(dāng)前姿態(tài)的四元數(shù)，ω 衛(wèi)星角速度ω與目標(biāo)角速度ω t之差，I 3為 三階單位矩陣； (二） 設(shè)計(jì)飛輪控制力矩，使得下式成立： hw =-ωχ(./ω + /7ι, )-J(bt + Kd(U)-(O1)+ K =-M (11) 其中，qev為誤差四元數(shù)的矢量部分，控制參數(shù)Kp>0，Kd>0 ; 其中，KdKp所述控制器參數(shù)整定具體為：
其中，τ為所設(shè)計(jì)通道回路的慣性時(shí)間常數(shù)，c〇b為系統(tǒng)帶寬，I為所設(shè)計(jì)通道回路轉(zhuǎn) 動(dòng)慣量； (三） 實(shí)際必須考慮外力矩和撓性模態(tài)的影響，因此在姿態(tài)控制算法中設(shè)計(jì)干擾補(bǔ)償 器： 對(duì)于任意通道采用ro控制，根據(jù)RMM原理設(shè)計(jì)干擾補(bǔ)償器并加入到該通道中，d為包 含撓性因素的廣義干擾；控制器C (S) = kp+kds，kp、kdS ro控制參數(shù)，飛輪的數(shù)學(xué)模型近似 為一階慣性環(huán)節(jié)ifXs')=^7 I為該通道的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，魯棒濾波器FJs)選取如下形式
其中a P L是設(shè)計(jì)的參數(shù)，該濾波器是由以a P L為截止頻率的三個(gè)低通 濾波器串聯(lián)組成的； 可得閉環(huán)傳遞函數(shù)為：
與不加入干擾補(bǔ)償器時(shí)的閉環(huán)傳遞函數(shù)相同，與濾波器參數(shù)無關(guān)； 再考慮干擾到角度的傳遞函數(shù)為：
加入干擾補(bǔ)償器后，干擾到角度的閉環(huán)傳遞函數(shù)增加了 [I-FJs)]項(xiàng)，除了改變參數(shù) T、I、kp、k#，還可以改變F,(s)的大小來抑制干擾，α,，β,，的值越大，F(xiàn),(s)越趨近 1;當(dāng)αρ βρ 取值比較小的時(shí)候，則不能有效地抑制期望頻域范圍內(nèi)的干擾，選取a p ?^，L在衛(wèi)星撓性附件的一階頻率以下。
【專利摘要】針對(duì)空間非合作目標(biāo)的相對(duì)軌道設(shè)計(jì)及高精度姿態(tài)指向控制方法，本發(fā)明涉及相對(duì)軌道設(shè)計(jì)及高精度姿態(tài)指向控制方法。本發(fā)明是要解決現(xiàn)有技術(shù)在跟蹤位置范圍受限時(shí)軌道控制困難，軌道姿態(tài)耦合控制時(shí)影響姿態(tài)指向精度等問題。一、追蹤航天器相對(duì)空間非合作目標(biāo)航天器的掠飛軌跡設(shè)計(jì)；二、追蹤航天器相對(duì)空間非合作目標(biāo)航天器的轉(zhuǎn)移軌跡設(shè)計(jì)；三、追蹤航天器相對(duì)空間非合作目標(biāo)航天器的姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)，即完成了針對(duì)空間非合作目標(biāo)的相對(duì)軌道設(shè)計(jì)及高精度姿態(tài)指向控制方法。本發(fā)明應(yīng)用于空間航天器領(lǐng)域。
【IPC分類】G05D1-10, G05D1-08
【公開號(hào)】CN104656666
【申請?zhí)枴緾N201510104660
【發(fā)明人】孫延超, 凌惠祥, 馬廣富, 李傳江, 李卓, 董振
【申請人】哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【公開日】2015年5月27日
【申請日】2015年3月11日