[发明专利]一种月球飞行器悬停抓捕控制系统及其控制方法

说明书

本发明提供一种月球飞行器悬停抓捕控制系统，包括：超近距离相对位置测量设备，以获取飞行器与空间站的相对位置测量信息；超近距离相对姿态测量设备，以获取飞行器与空间站相对姿态的测量信息；惯性测量设备，测量飞行器姿态角速度与质心加速度；导航控制计算机，进行相对导航与相对姿态确定，并生成控制律；姿态控制执行设备；以及逼近控制与悬停保持控制执行设备。还提供了利用月球飞行器悬停抓捕控制系统进行控制的方法。本发明提供的利用月球飞行器悬停抓捕控制系统进行控制的方法，能够为空间机构提供更高精度且相对静止的空间操控环境，以满足部分高性能空间机构对末端交会更严苛的要求。

技术领域

本发明涉及月球轨道超近距离交会控制系统及其设计方法，特别涉及一种月球飞行器悬停抓捕控制系统及其控制方法。

背景技术

飞行器通过与月球轨道空间站的交会对接，可以进行燃料加注、模块更换、货物转运等，交会过程往往分为三个阶段，远程寻的阶段，超视距逼近阶段(在光学敏感器测量范围以外)，超近距离逼近阶段(在光学敏感器测量范围以内)，每一段的动力学特性不同，采用的控制系统与控制策略也不相同。通过对超近距离逼近阶段进行控制系统设计，实现超近距离交会控制，可以给对接创造较好的初始条件，以保证对接的顺利进行。

实现超近距离交会控制一般采用撞击式，超近距离交会后期保留一定大小的相对速度，不能实现相对静止，这种交会方式不能满足某些空间操控任务的要求，这些空间操控任务所采用的空间机构需要更高的交会精度与更多的操控时间。

发明内容

本发明的目的在于提供一种月球飞行器悬停抓捕控制系统及其控制方法，以解决飞行器与月球轨道空间站进行超近距离交会时，交会后期两者不能实现相对静止的问题。

为了解决上述技术问题，本发明的技术方案是：提供了一种月球飞行器悬停抓捕控制系统，包括：超近距离相对位置测量设备，以获取飞行器与月球轨道空间站的相对位置的测量信息；超近距离相对姿态测量设备，以获取所述飞行器与所述月球轨道空间站相对姿态的测量信息；惯性测量设备，测量所述飞行器的姿态角速度与质心加速度；导航控制计算机，进行相对导航与相对姿态确定，并生成相对姿态控制律、逼近控制律与悬停保持控制律；姿态控制执行设备；以及逼近控制与悬停保持控制执行设备。

进一步地，所述超近距离相对位置测量设备和所述超近距离相对姿态测量设备均为视觉敏感器。

进一步地，惯性测量设备包括陀螺仪以及加速度计。

进一步地，所述姿态控制执行设备和所述逼近控制与悬停保持控制执行设备为推力器组。

本发明提供的利用月球飞行器悬停抓捕控制系统进行控制的方法，包括：建立月球轨道空间站与飞行器的初始位置保持状态，使月球轨道空间站与飞行器近似相对静止；所述飞行器加速逼近所述月球轨道空间站；所述飞行器匀速逼近所述月球轨道空间站；所述飞行器减速逼近所述月球轨道空间站；所述飞行器与所述月球轨道空间站保持悬停状态以实施对接，在所述飞行器逼近以及与所述月球轨道空间站保持悬停状态的过程中，利用超近距离相对位置测量设备、超近距离相对姿态测量设备以及惯性测量设备获得测量信息，导航控制计算机根据测量信息获得相对姿态控制律与轨道控制律，并根据所述相对姿态控制律与所述轨道控制律获得姿态控制执行设备、逼近控制与悬停保持控制执行设备的开关指令。

进一步地，所述测量信息包括：飞行器与月球轨道空间站的相对位置、所述飞行器与所述月球轨道空间站的相对姿态以及所述飞行器的姿态角速度与质心加速度。

进一步地，飞行器与月球轨道空间站的相对位置采用H无穷跟踪控制方法。

进一步地，所述飞行器加速逼近所述月球轨道空间站的加速逼近轨迹方程为其中，x₀为所述飞行器初始位置，v为匀速逼近的速度，t₀为加速逼近开始的时间，t₁为加速逼近结束的时间。