[发明专利]面向输入饱和的迹向欠驱动航天器编队重构控制方法

摘要

本发明提供一种面向输入饱和的迹向欠驱动航天器编队重构控制方法，该方法针对存在输入饱和作用的圆轨道迹向欠驱动航天器编队构型重构控制问题，建立了其动力学模型。基于该动力学模型，分析了缺失迹向控制情况下的系统能控性以及编队重构可行性。以此模型为受控对象，构建了辅助系统以解决输入饱和问题，同时采用反步控制方法构建了迹向欠驱动情况下的闭环控制律。该方法能够完成存在输入饱和的圆轨道迹向欠驱动航天器编队构型重构控制，且闭环系统一致最终有界稳定，对外部摄动及模型误差具有良好的鲁棒性和动态性能。

主权项

1.一种面向输入饱和的迹向欠驱动航天器编队重构控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤S100：给定待重构的名义构型：根据待重构的名义构型，计算对应的名义相对运动状态X2d，其中，X2d的下标2代表缺失迹向控制加速度的欠驱动情况；步骤S200：误差量计算：对当前构型计算实际相对运动状态X2，由此计算当前构型与所述名义相对运动状态之间的误差量e2，e2按公式(1)计算：步骤S300：控制律构建：采用反步控制方法构建迹向欠驱动航天器编队重构控制律，计算实际控制量U2；其中，实际相对运动状态X2，式中x、y和z分别为径向、迹向和法向的实际相对位置，和分别为径向、迹向和法向的实际相对速度；名义相对运动状态X2d，式中xd、yd和zd分别为径向、迹向和法向的名义相对位置，和分别为径向、迹向和法向的名义相对速度；实际控制量U2＝[Ux Uz]T，其中Ux和Uz分别为径向和法向控制加速度；步骤S400：计算得到具体问题的控制量U2，将所得U2代入公式(12)中，判断所得各项性能参数是否满足预设的性能指标，如果判断为满足则结束控制；如果判断为不满足则调整U2中的各控制参数直至判断结果为满足所述性能指标时停止；其中，步骤S100包括以下步骤：建立迹向欠驱动航天器编队动力学模型：所述航天器包括主航天器和从航天器，所述欠驱动航天器编队动力学模型的坐标系定义：OEXIYIZI为地心惯性坐标系，其中OE为地心，OCxyz为相对运动坐标系，其中OC为主航天器质心，x轴沿主航天器径向，z轴与主航天器轨道面法向重合，y轴与x、z轴构成右手笛卡尔直角坐标系，OD为从航天器质心，RC和RD分别为所述主航天器与所述从航天器的地心距矢量，所述迹向欠驱动航天器编队动力学模型在相对运动坐标系中的描述为其中，为外部摄动矢量，sat(U2)为考虑输入饱和作用后由实际控制执行机构输入的控制加速度，F2＝[01×3 fy fx fz]T (3)B＝[02×4 I2×2]T (5)U2＝[Ux Uz]T (6)其中，uC为所述主航天器的纬度幅角，和分别为所述主航天器轨道角速度和轨道角加速度，且其中，μ＝3.986×1014m3/s2为地球引力常数，RC和RD＝[(RC+x)2+y2+z2]1/2分别为主航天器和从航天器的地心距；0m×n和Im×n分别表示维数为m×n的零矩阵或单位矩阵，其中，Ux和Uz分别为径向和法向控制加速度；所述步骤S300包括以下步骤：建立误差动力学模型与构建控制律，得到缺失迹向控制加速度时，考虑外部摄动及模型线性化误差的欠驱动编队动力学模型中的可控部分为其中式中，且d2u＝[dy 0 0]T和d2a＝[dxdz]T为不确定扰动矢量，sat(U2)的表达式为sat(U2)＝[sat(Ux)sat(Uz)]T，其中sat(·)为符号函数，即式中，Ujm(j＝x,z)为j方向可提供的最大控制加速度，sgn(·)为符号函数，其定义式为构建的控制律为其中式中，和均为正定对角参数矩阵，的定义式为其中P21为定常参数矩阵，其表达式为式中，p21＜0为控制器参数，P22＝P21A21，E21＝diag(ε211,ε212)为正定增益矩阵，其中ε211＞ξ21m且ε212＞ξ21m，ξ21m为矢量ξ21＝P21d2u的上界，即||ξ21||≤ξ21m＝||P21||dm，其中||P21||为矩阵P21的诱导范数，同理，E22＝diag(ε221,ε222)为正定增益矩阵，其中ε221＞ξ22m且ε222＞ξ22m，ξ22m为矢量ξ22＝d2a+(K21P21+P22)d2u的上界，即ξ22m＝(1+||K21||||P21||+||P22||)dm，其中||K21||和||P22||分别为矩阵K21和P22的诱导范数，dm＞0为矢量D2的上界，D2＝[01×3 dy dxdz]T，sat(η22,δ21,δ22)＝[sat(η221,δ21)sat(η222,δ22)]T，其中式中，δ21＞0和δ22＞0为边界层的厚度；λ21和λ22的值由如下辅助系统积分得到，即式中，ΔU2＝sat(U2)-U2。