CN104249816A - 非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法 - Google Patents

非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开一种非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法。本方法针对先绕飞再悬停的相对运动过程，采用实时闭环LQG轨道控制律，对绕飞阶段追踪星相对于目标星的实际轨道运动和所设计的通用绕飞轨迹的偏差量，以及悬停阶段追踪星相对于悬停目标点的相对位置和相对速度进行控制，其控制精度高，燃料消耗少。在绕飞和悬停过程中，根据绕飞和悬停轨道控制下的本体系相对于视线系的姿态偏差和角速度偏差，采用滑膜变结构姿态控制律获得期望控制力矩并利用飞轮组执行该控制力矩使追踪星本体系能够跟踪视线坐标系，从而实现绕飞和悬停期间的视线跟踪控制，其姿态指向精度和稳定度更高。

Description

非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法
 
技术领域
本发明涉及卫星在轨操作技术，尤其涉及非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法，该方法包括绕飞悬停轨道控制和绕飞悬停期间的视线跟踪姿态控制。
背景技术
在轨服务中，逼近抓捕是相对GNC技术的一个重要部分，在逼近抓捕过程中，需要对非合作目标进行绕飞监测，以获得非合作目标的运动状态信息。然后对目标进行短时间的悬停，为最终的对目标星的特定部位进行逼近抓捕创造条件。视线跟踪控制在逼近/绕飞监视、空间中继通信、天基扫描成像等在轨服务任务中，具有广泛的应用需求，在绕飞悬停任务中必须实现高精度高稳定度的姿态指向保持，这是保证追踪航天器载荷可靠地服务于目标卫星的前提，此时还需要考虑追踪星的燃料要求。
发明内容
本发明解决的问题是绕飞悬停技术中轨道燃料最优控制和姿态高精度高稳定度指向控制问题。
为解决上述问题，本发明提供一种非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法，其特征是：该方法包括如下步骤：S1）、设计追踪星相对于目标星的通用绕飞轨迹方程，对追踪星相对于目标星的实际轨道运动与通用绕飞轨迹方程的状态偏差量进行控制，从而实现追踪星对目标星的绕飞，在绕飞的过程中，根据绕飞控制下的实际相对位置和速度建立了绕飞阶段描述追踪星对目标星姿态指向跟踪的视线坐标系(见图3)，并计算追踪星本体系相对于视线坐标系的姿态偏差和角速度偏差，根据滑模变结构姿态控制律处理该姿态偏差和角速度偏差获得期望控制力矩，并通过飞轮组执行该控制力矩；S2）、对于绕飞阶段结束后的悬停阶段，对追踪星相对于悬停目标点的相对位置和相对速度进行控制，达到悬停目的，在悬停过程中，根据悬停控制下的实际相对位置和速度建立了悬停阶段描述追踪星对目标星姿态指向跟踪的视线坐标系(见图4)，并计算追踪星本体系相对于视线坐标系的姿态偏差和角速度偏差，根据滑模变结构姿态控制律处理该姿态偏差和角速度偏差获得期望控制力矩，并通过飞轮组执行该控制力矩。
在具体实施方式中，所述悬停目标点到追踪星的相对轨道动力学方程
上式中表示真近点角；和分别表示悬停目标点到追踪星的相对位置和速度矢量(见图2)；表示力；表示追踪星的质量；为未知有界的相对摄动加速度；，；和分别为惯性坐标系下追踪星和目标星的位置矢量；、和分别表示目标星到悬停目标点的位置矢量、速度矢量和加速度矢量。
在具体实施方式中，所述的绕飞期间轨道控制的具体方式是：根据实时闭环LQG控制律得到追踪星的加速度为
其中
，，。
为本体系相对于轨道系的转化矩阵；为状态反馈增益矩阵，可由目标函数中的状态变量加权矩阵和控制变量加权矩阵可求得；目标函数中为追踪星相对于目标星的实际轨道运动与通用绕飞轨迹方程的位置速度偏差量；为追踪星相对于目标星的实际轨道运动与通用绕飞轨迹方程的位置偏差量；为控制变量。
在具体实施方式中，所述的悬停期间轨道控制的具体方式是：根据实时闭环LQG控制律得到追踪星的加速度为
其中，，为状态反馈增益矩阵，可通过目标函数中的状态变量加权矩阵和控制变量加权矩阵求得，目标函数中的为悬停目标点到追踪星的位置矢量和速度矢量，；为控制变量；为惯性系下追踪星相对于目标星的位置矢量；为悬停目标点到追踪星的位置矢量；、、、和同上，在此不再赘述。
在具体实施方式中，所述滑模变结构姿态控制律处理是
其中表示追踪星转动惯量，表示飞轮的三轴角动量，表示追踪星本体系相对于惯性系的角速度，表示视线系相对于惯性系的角速度，表示本体系相对于视线系的角速度；表示滑模变结构设计的切换函数；、和为控制参数，都是矩阵；表示本体系相对于视线系的转换矩阵；表示视线系相对于惯性系的角速度；和分别表示本体系相对于视线系的姿态偏差MRP参数和姿态偏差角速度；表示双曲正切函数。表示矩阵，且。
与现有技术相比，本发明具有以下优点。
本发明非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法先绕飞再悬停，对绕飞阶段追踪星相对于目标星的实际轨道运动和所设计的通用绕飞轨迹的偏差量，以及悬停阶段追踪星相对于悬停目标点的相对位置和相对速度进行控制，其控制精度高，燃料消耗少。在绕飞和悬停过程中，根据绕飞和悬停轨道控制下的本体系相对于视线系的姿态偏差和角速度偏差，采用滑膜变结构姿态控制律获得期望控制力矩并利用飞轮组执行该控制力矩使追踪星本体系能够跟踪视线坐标系，从而实现绕飞悬停期间的视线跟踪控制，其姿态指向精度和稳定度更高。
附图说明
图1是本发明非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法中绕飞悬停的示意图；
图2是本发明非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法的绕飞悬停相对轨道关系示意图；
图3是本发明非合作目标绕飞期间的视线跟踪坐标系示意图；
图4是本发明非合作目标悬停期间的视线跟踪坐标系示意图。
具体实施方式
为详细说明本发明的技术内容、构造特征、所达成目的及功效，下面将结合实施例并配合附图予以详细说明。
请参阅图1至图4，本发明非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法包括如下步骤：
S1）、设计追踪星相对于目标星的通用绕飞轨迹方程，对追踪星相对于目标星的实际轨道运动与通用绕飞轨迹方程的状态偏差量进行控制，从而实现追踪星对目标星的绕飞，在绕飞的过程中，根据绕飞控制下的实际相对位置和速度建立了绕飞阶段描述追踪星对目标星姿态指向跟踪的视线坐标系，并计算追踪星本体系相对于视线坐标系的姿态偏差和角速度偏差，根据滑模变结构姿态控制律处理该姿态偏差和角速度偏差获得期望控制力矩，并通过飞轮组执行该控制力矩，使追踪星本体系能够跟踪视线坐标系。
在目标星轨道坐标系下，建立通用绕飞轨迹方程：
                                                                                      （1）
其中：A、B、C根据绕飞方位待定，n根据绕飞速度待定，、、根据绕飞的初始位置待定。根据不同的绕飞构型，可以确定公式（1）中的待定参数，具体如下：根据不同的绕飞方位及绕飞半径，分别选择A、B、C的大小。根据相对绕飞轨迹的周期确定n，根据绕飞开始时刻追踪器在前述确定的绕飞轨迹上的具体位置，确定、、，根据绕飞圈数确定时间变量t的取值范围。
在该绕飞步骤中，采用实时闭环LQG控制律，对追踪星相对于目标星的实际轨道运动与通用绕飞轨迹方程的状态偏差量进行最优控制，实现燃料消耗最少。在本发明中，考虑到目标星不做机动，同时不考虑摄动力的影响，得到施加在追踪星上的控制加速度为
                                                                         （2）
其中
，，。
表示地球引力常数；为本体系相对于轨道系的转化矩阵；为状态反馈增益矩阵，可由目标函数中的状态变量加权矩阵和控制变量加权矩阵可求得；目标函数中为追踪星相对于目标星的实际轨道运动与通用绕飞轨迹方程的位置速度偏差量；为追踪星相对于目标星的实际轨道运动与通用绕飞轨迹方程的位置偏差量；为控制变量。
在本发明中，追踪星可以绕目标星运动整周、1/4周等等，根据需要进行设置，图1中示意出追踪星绕着目标星绕飞3/4周（从起始点A1至终点A2）。
通过上述控制，可以实现追踪星相对于目标星绕飞，在绕飞的过程中，根据绕飞控制下的实际相对位置和速度建立了绕飞阶段描述追踪星对目标星姿态指向跟踪的视线坐标系，并计算追踪星本体系相对于视线坐标系的姿态MRP偏差和角速度偏差，根据滑模变结构姿态控制律处理该姿态偏差和角速度偏差获得期望控制力矩，并通过飞轮组执行该控制力矩，使追踪星本体系能够跟踪视线坐标系。所述的姿态MRP偏差和角速度偏差分别为
                                                                                    （3）
其中为轨道系到追踪星本体系的姿态MRP参数，为视线坐标系到轨道系的姿态MRP参数，为视线系到追踪星本体系的坐标转换矩阵。
根据滑模变结构姿态控制律获得控制力矩为
                                                （4）
通过飞轮组执行该控制力矩使追踪星本体系能够跟踪视线坐标系。其中表示追踪星转动惯量，表示飞轮的三轴角动量，表示追踪星本体系相对于惯性系的角速度，表示视线系相对于惯性系的角速度，表示本体系相对于视线系的角速度；表示滑模变结构设计的切换函数；、和为控制参数，都是矩阵；表示本体系相对于视线系的转换矩阵；表示视线系相对于惯性系的角速度；和分别表示本体系相对于视线系的姿态偏差MRP参数和姿态偏差角速度；表示双曲正切函数;表示矩阵，且。
上述公式（6）的获得过程如下：设滑动平面及到达滑动面的运动控制趋近律为
                                                                                          （5）
                                                                                          （6）
式中，是正数，。得到控制力矩
                                                （7）
为了减小稳态时的抖振，式（4）中采用平滑的双曲正切函数来代替不连续的符号函数，其中p为转移因子，从而得到（4）式的滑模变结构姿态控制律。
S2）、对于绕飞阶段结束后的悬停阶段，对追踪星相对于悬停目标点的相对位置和相对速度进行控制，达到悬停目的，在悬停过程中，根据悬停控制下的实际相对位置和速度建立了悬停阶段描述追踪星对目标星姿态指向跟踪的视线坐标系，并计算追踪星本体系相对于悬停视线坐标系的姿态偏差和角速度偏差，根据滑模变结构姿态控制律处理该姿态偏差和角速度偏差获得期望控制力矩，并通过飞轮组执行该控制力矩。该步骤是在绕飞结束后开始执行，开始在绕飞结束点（图1中的A2点），设计的悬停目标点相对于目标星的轨道运动方程获得方式如下：在图2中，根据矢量关系
                                                                                        （8）
得到以悬停目标点到追踪星位置矢量为状态量的悬停目标点到追踪星的相对轨道动力学方程：
                          （9）
上式中表示真近点角；和分别表示悬停目标点到追踪星的位置矢量和速度矢量；表示施加的力；表示追踪星的质量；为未知有界的相对摄动加速度；，；和分别为惯性坐标系下追踪星和目标星的位置矢量；、和分别表示目标星到悬停目标点的位置矢量、速度矢量和加速度矢量。
在本发明中，考虑到目标星不做机动，同时不考虑摄动力的影响，得到悬停期间施加在追踪星上的控制加速度为
                                                                （10）
其中，，为状态反馈增益矩阵，可通过目标函数中的状态变量加权矩阵和控制变量加权矩阵求得，目标函数中的为悬停目标点到追踪星的状态量，；为控制变量；为惯性系下追踪星相对于目标星的位置矢量；为悬停目标点到追踪星的位置矢量；、、、和同上，在此不再赘述。
悬停期间的视线跟踪控制律同绕飞期间的控制律设计，在此不再赘述，不同之处是视线坐标系的不同。追踪星相对于目标星的相对轨道运动方程属于现有技术，在此不再赘述。在悬停后，进入到超近程抓捕段，在该超近程抓捕段，对目标星的特定部位进行逼近抓捕，如图1所示。
综上所述，本发明涉及的一种非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法采用先绕飞再悬停，采用实时闭环LQG轨道控制律对绕飞和悬停期间进行轨道控制，其控制精度高，燃料消耗少；采用滑模变结构姿态控制律处理绕飞和悬停过程中相对姿态运动的姿态偏差和角速度偏差，利用该姿态偏差和角速度偏差获得期望控制力矩并利用飞轮组执行该控制力矩使追踪星本体系能够跟踪视线坐标系，从而实现绕飞悬停期间的视线跟踪控制，其姿态指向精度和稳定度更高。

Claims (5)

1.一种非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法，其特征是：该方法包括如下步骤：
S1）、设计追踪星相对于目标星的通用绕飞轨迹方程，对追踪星相对于目标星的实际轨道运动与通用绕飞轨迹方程的状态偏差量进行控制，从而实现追踪星对目标星的绕飞，在绕飞的过程中，根据绕飞控制下的实际相对位置和速度建立了绕飞阶段描述追踪星对目标星姿态指向跟踪的视线坐标系，绕飞视线坐标系的原点为目标星的质心，                                                轴垂直于绕飞平面，轴指向根据绕飞方向由右手法则确定；轴由目标星指向追踪星，轴由右手法则确定；并计算追踪星本体系相对于视线坐标系的姿态偏差和角速度偏差，根据滑模变结构姿态控制律处理该姿态偏差和角速度偏差获得期望控制力矩，并通过飞轮组执行该控制力矩；
S2）、对于绕飞阶段结束后的悬停阶段，对追踪星相对于悬停目标点的相对位置和相对速度进行控制，达到悬停目的，在悬停过程中，根据悬停控制下的实际相对位置和速度建立了悬停阶段描述追踪星对目标星姿态指向跟踪的视线坐标系，伴飞视线系的原点为追踪星质心，由追踪星指向目标星；设追踪星本体系先绕轴转动再绕轴转动，轴就可以和的方向重合，将经过这种转动之后的本体坐标系定义为伴飞期间瞬时的视线坐标系；并计算追踪星本体系相对于视线坐标系的姿态偏差和角速度偏差，根据滑模变结构姿态控制律处理该姿态偏差和角速度偏差获得期望控制力矩，并通过飞轮组执行该控制力矩。
2.根据权利要求1所述的非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法，其特征是：所述悬停目标点到追踪星的相对轨道动力学方程
式中表示真近点角；和分别表示悬停目标点到追踪星的相对位置和速度矢量；表示力；表示追踪星的质量；为未知有界的相对摄动加速度；，；和分别为惯性坐标系下追踪星和目标星的位置矢量；、和分别表示目标星到悬停目标点的位置矢量、速度矢量和加速度矢量。
3.根据权利要求1所述的非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法，其特征是：所述的实时闭环LQG轨道控制律得到绕飞期间追踪星本体系上的加速度为
其中
，，。
4.为本体系相对于轨道系的转化矩阵；为状态反馈增益矩阵，可由目标函数中的状态变量加权矩阵和控制变量加权矩阵可求得；目标函数中为追踪星相对于目标星的实际轨道运动与通用绕飞轨迹方程的位置速度偏差量；为追踪星相对于目标星的实际轨道运动与通用绕飞轨迹方程的位置偏差量；为控制变量。
5.根据权利要求1所述的非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法，其特征是：所述的实时闭环LQG轨道控制律得到悬停期间追踪星本体系上的加速度为
其中，，为状态反馈增益矩阵，可通过目标函数中的状态变量加权矩阵和控制变量加权矩阵求得，目标函数中的为悬停目标点到追踪星的位置矢量和速度矢量，；为控制变量；为惯性系下追踪星相对于目标星的位置矢量；为悬停目标点到追踪星的位置矢量；
根据权利要求1所述的非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法，其特征是：所述滑模变结构姿态控制律处理是
其中表示追踪星转动惯量，表示飞轮的三轴角动量，表示追踪星本体系相对于惯性系的角速度，表示视线系相对于惯性系的角速度，表示本体系相对于视线系的角速度；表示滑模变结构设计的切换函数；、和为控制参数，都是矩阵；表示本体系相对于视线系的转换矩阵；表示视线系相对于惯性系的角速度；和分别表示本体系相对于视线系的姿态偏差MRP参数和姿态偏差角速度；表示双曲正切函数，表示矩阵，且。
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