[发明专利]一种对非合作目标强迫绕飞的控制方法

说明书

本发明涉及一种对非合作目标强迫绕飞的控制方法，包括以下步骤：建立强迫绕飞过程的动力学方程；计算出强迫绕飞过程期望位姿的偏差动力学方程；使用一阶指令滤波器获得未知状态变量；估计绕飞过程的系统模型不确定性并计算系统的自适应输入u_a；计算系统的最优控制输入u_op以及系统总输入u。本发明采用了最优控制方法，可以在保持误差达到要求的情况下，系统的燃料消耗最少。通过一阶指令滤波获得其未知状态变量值可以有效降低测量噪声对状态变量的影响。对绕飞过程模型不确定性进行估计，可以有效对不确定性带来的影响进行补偿，使得控制过程中超调量更小，收敛时间更短，且控制精度更高。

技术领域

本发明属于航天器控制技术研究领域，涉及一种对非合作目标强迫绕飞的控制方法。

背景技术

空间绕飞任务分为自然绕飞、脉冲绕飞以及强迫绕飞。自然绕飞是指不对伴飞航天器施加控制力，仅依靠伴飞航天器与目标航天器之间的相对初始条件进行的绕飞，其优点在于燃料消耗极少，缺点是绕飞周期较长(与轨道周期相等)，绕飞轨迹固定且对初值要求很高。脉冲绕飞是指在相对位置到达特定点时，给伴飞航天器施加一个特定时长的控制力，其优点在于绕飞轨迹和绕飞周期均可根据需求实时调整，缺点是绕飞轨迹精度不够，且对相对速度的测量结果要求过高。强迫绕飞是指在整个绕飞过程中对伴飞航天器进行实时控制，不断调整其位置和姿态以达到期望值。这种方式适合于短周期、高精度的绕飞任务，其优点是精度高，绕飞轨迹和周期可实时调整，缺点是不适合长期的绕飞任务。

由于存在未知外界干扰、强非线性以及测量噪声等问题，使用常规控制器可能导致绕飞任务无法满足低燃耗以及高精度要求，甚至会导致相对位置或姿态发散，导致绕飞任务失败。因此，设计合适的强迫绕飞控制方法，保证伴飞航天器在对目标航天器进行强迫绕飞过程的低燃耗、高精度控制，是十分有意义的。

发明内容

要解决的技术问题

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种对非合作目标强迫绕飞的控制方法，该控制方法可实现绕飞过程中，伴飞航天器相对目标航天器的相对位置保持为期望的轨迹，伴飞航天器的姿态满足期望姿态要求。

技术方案

一种对非合作强目标迫绕飞的控制方法，其特征在于步骤如下：

步骤1、建立非合作强迫绕飞过程的动力学方程：

姿态运动学方程：

其中σ为修正罗德里格参数，I为转动惯量矩阵，E₃表示3×3的单位矩阵，M_c为控制力矩，M_d为各种环境干扰力矩；θ,ψ分别表示x,y,z三个轴对应的三个欧拉角；ω_b为伴飞航天器本体坐标系相对于惯性系的角速度；H(σ,ω_b)是系统运算过程中的一个参数矩阵；G(σ)表示姿态运动学的状态矩阵；

S(ω_b)表示矢量ω_b的叉乘矩阵，其分量形式为

再建立相对位置运动模型：

其中(a)_b表示矢量a在伴飞航天器本体坐标系下的投影；ρ为伴飞航天器质心到目标航天器质心的位置矢量；r_s是从地心到伴飞航天器质心的位置矢量；r_t是从地心到伴飞航天器和目标航天器的质心的位置矢量；a_s,a_t分别是伴飞航天器和目标航天器的加速度矢量；μ为地球引力常数，为由两航天器的引力差导致的加速度项，a_p为空间干扰力导致的加速度；