CN108427281A - 一种航天器六自由度固定时间交会对接控制方法 - Google Patents

Abstract

一种航天器六自由度固定时间交会对接控制方法，考虑了推进器安装偏差，包括考虑服务航天器存在推进器安装偏差的情况下，构建其与翻滚目标航天器的六自由度交会对接运动模型，该模型包括两个航天器之间的相对位置和相对姿态运动描述；基于建立的考虑推进器安装偏差的交会对接运动模型，利用相关运动变量，获得新固定时间滑模面；基于滑模面获得固定时间交会对接控制器，并构建新的自适应律来估计推进器安装偏差角，该方法具有固定时间特性，控制精度高，防止参数过估计等优点，适用于有较高实时性要求的六自由度航天器交会对接控制任务。

Description

一种航天器六自由度固定时间交会对接控制方法

技术领域

本发明涉及航天器控制技术领域，主要应用于航天器交会对接中的六自由度运动控制，具体涉 及一种考虑推进器安装偏差的航天器六自由度固定时间交会对接控制方法。

背景技术

目前，随着航天技术的发展，各国进行了大量航天器的发射，如何实现服务航天器和翻滚目标 航天器的交会对接，是服务航天器完成在轨维护的重要保障。同时，交会对接操作往往具有时间约 束，要求在一定时间段内完成相关任务；此外，考虑到服务航天器在实际中存在推进器安装偏差， 由此会对服务航天器交会对接过程中的六自由度运动控制提出了更高的要求。因此，如何实现考虑 推进器安装偏差的航天器六自由度固定时间交会对接控制，是在轨服务的一项关键技术。

针对当前已经有的服务航天器与翻滚目标航天器六自由度交会对接控制研究并不多，且目前的 研究主要包括两个问题：(1)考虑六自由度交会对接的控制策略多数无法确保相关操作在指定时间 段内完成，在实际操作中可行性较差；(2)已有的处理服务航天器推进器安装偏差所采用的自适应 控制策略，容易出现参数过估计或者保守性较强的情况，会导致参数估计值与实际值出现较大偏差。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种航天器六自由度固定时间交会对接控制方 法，由于服务航天器的推进器在实际中会有安装偏差，并且服务航天器与翻滚目标航天器的交会对 接过程具有时间约束，所以为了实现针对两个问题的服务航天器高精度控制，具有固定时间特性的 滑模控制方法，设计的新型固定时间滑模面实现相关运动跟踪误差变量在固定时间内收敛，此外构 建的参数自适应规律用来估计推进器安装偏差角，防止出现参数过估计的现象，避免了参数估计值 与实际值的较大偏差，从而实现了具有鲁棒性的服务航天器六自由度交会对接控制。

本发明提供一种航天器六自由度固定时间交会对接控制方法，考虑了推进器安装偏差，包括 以下步骤：

(1)考虑服务航天器存在推进器安装偏差的情况下，构建其与翻滚目标航天器的六自由度交 会对接运动模型，该模型包括两个航天器之间的相对位置和相对姿态运动描述；

(2)基于步骤(1)建立的考虑推进器安装偏差的交会对接运动模型，利用相关运动变量， 设计一种固定时间滑模面；

(3)基于步骤(2)的滑模面设计固定时间交会对接控制器，并构建新的自适应律来估计推 进器安装偏差角。

其中，步骤(1)中考虑服务航天器存在推进器安装偏差的情况下，构建其与翻滚目标航天器的 六自由度交会对接运动模型，建模的具体过程为：

分别建立服务航天器和翻滚目标航天器的相关坐标系，为固连在目标航天 器质心的体坐标系，为固连在服务航天器质心的体坐标系，为固连在翻滚目标航天器质心的轨道坐标系，为固连在地 球中心的惯性坐标系：

首先，得到服务航天器与翻滚目标航天之间相对位置运动模型：

其中，ρ＝[ρ_x,ρ_y,ρ_z]^T为坐标系中服务航天器与翻滚目标航天器之间相对位置向量， M_t＝m_pI₃，m_p为服务航天器质量，I₃为单位矩阵，式中^×为3维向量对应的3×3阶叉 乘矩阵，三维向量X＝[X₁,X₂,X₃]^T，其对应的叉乘矩阵为X^×＝[0,-X₃,X₂；X₃,0,-X₁；-X₂,X₁,0]^T， μ为地球引力 系数，v为服务航天器真近角，服务航天器质心与地球中心的距离为翻 滚目标航天器质心与地球中心之间的距离为r_t，n_t＝m_pn₂,代表 服务航天器在坐标系内的控制力向量，代表在坐标系内服务航天器受到的各类干扰 力向量。此外v的一阶导数和二阶导数满足：

其中，为目标航天器的平动角速度,a为翻滚目标航天器的轨道半长轴,e为翻 滚目标航天器的轨道偏心率；

其次，考虑服务航天器与翻滚目标航天器之间相对姿态运动模型：

其中，为服务航天器与翻滚目标航天器姿态误差四元数， 为四元数的乘法运算，为q_t的共轭四元数，为向量 q_pv的叉乘矩阵，为向量q_ev的叉乘矩阵，为在坐标系中服务航天器与翻滚目 标航天器角速度偏差，且为坐标系和坐标系之间的转换 矩阵，和分别表示服务航天器在坐标系中的姿 态四元数和角速度；表示服务航天器的惯性矩阵，为服务航天器在坐标系中 的控制力矩，为服务航天器在坐标系中所受的外界干扰力矩；和分别为翻滚目标航天器在坐标系中的姿态四元数和角速度；

获取更紧凑的服务航天器与翻滚目标航天器相对姿态运动模型：

其中，P＝Q^-1，M_r＝P^TJ_pP， 为向量的 叉乘矩阵，为向量的叉乘矩阵，为向量的叉乘矩阵，为向量ω_e的叉 乘矩阵；

对于交会对接过程相对位置运动模型，考虑到相对姿态耦合因素，得到更加实际的模型为：

其中，ρ_e＝ρ-ρ_d，ρ_d＝C_ltr_d，r_d＝[r_d,0,0]^T为服务航天器在坐标系中的期望位置向量， 为坐标系和坐标系之间的转换矩阵，为坐标系和坐标系之间 的转换矩阵，为坐标系和坐标系之间的转换矩阵，为向 量q_tv的叉乘矩阵，坐标系和坐标系的转换矩阵为ω,Ω,i分别为翻滚目标航天器 轨道的近点角幅角，升交点赤经，倾角。

得到服务航天器与翻滚目标航天器交会对接过程中相对运动的六自由度姿态轨道耦合模型：

其中，G＝[(C_lpH₁)^T,(P^TH₂)^T]^T,

其中，服务航天器装备的推进器系统为其调整轨道和姿态提供控制输入u，考虑安装6个双向 推进器的推进器构型，每个推进器提供双向推力，其中L₁,L₂,L₃对应航天器的外形尺寸，推进器 的期望安装方向为与坐标系的各个坐标轴线平行，考虑安装容许偏差，每个推进器均与期望安 装方向存在安装偏差角Δα_i,Δβ_i,(i＝1,2,...,6)，推进器的实际输出推力与控制器给推进器的控制指 令存在一个幅值偏差，因此得到服务航天器的推进器控制指令与推进器系统实际生成的控制力和 控制力矩对应关系为

其中，F_u＝[F₁,F₂,...,F₆]^T为推进器实际输出的控制力，F_C＝[F_C1,F_C2,...,F_C6]^T为控制器设计的 推进器输出控制力，为待设计控制策略；为推进器的推力输出指令和推力实际 输出值之间的幅值偏差，且是第i个推进器的推力输出指令和推力实 际输出值之间的幅值偏差，D为服务航天器的推进器构型矩阵，D₀为服务航天器的推进器标称构 型矩阵，D_Δ为服务航天器的推进器偏差构型矩阵。为简化处理，与推进器安装偏差角相关变量为 sΔα_i＝sinΔα_i,cΔα_i＝cosΔα_i,sΔβ_i＝sinΔβ_i,cΔβ_i＝cosΔβ_i,(i＝1,2,...,6)，同时考虑到安装偏差角 均为小值，因此认为sΔα_i≈Δα_i,cΔα_i≈1,sΔβ_i≈Δβ_i,cΔβ_i≈1,Δα_i·Δβ_i≈0，进而得到D和D_Δ 的近似表达式：

其中，步骤(2)中的固定时间滑模面具体为：

其中，S为滑模面，K₁＝diag{K₁₁,K₁₂,...,K₁₆}为待设计参数，S_au＝[S_au1,S_au2,...,S_au6]^T，且

其中， ε＞0为待设计参数，0＜p₁＜1 为待设计两个正奇数之比。

其中，步骤(3)中固定时间交会对接控制器以及新的推进器安装偏差角自适应律为：

首先假设服务航天器所受外界干扰d和推进器输出幅值偏差有界，则存在未知正常数d_up满足范数假设推进器安装偏差角相关向量Θ＝[Δα₁,Δα₂,Δα3,Δα4,Δα5,Δα6]^T未 知，但其范数因为安装精度要求存在一个已知上界M_Θ＞0，也即满足||Θ||≤M_Θ；

服务航天器固定时间交会对接控制器为：

其中K₂＝diag{K₂₁,K₂₂,...,K₂₆}为待设计参数， 为D_Δ的估计，为的伪逆，其中为d_up的估计，Υ＞0为待设计参数；

参数的自适应律为：

推进器安装偏差角Θ的估计值的自适应律为：

其中，涉及的自适应相关参数如下，c₁＝σ₁(2θ₁-1)/(2θ₁),c₂＝σ₂(2θ₂-1)/(2θ₂),σ₁＞0,σ₂＞0,θ₁＞0.5,θ₂＞0.5，具有如下形式：

其中，为待设计参数，为的获取提供了条件，因为满足

H＝[F_C1,-F_C2,0,0,0,0；0,0,F_C3,-F_C4,0,0；0,0,0,0,-F_C5,F_C6；0,0,-L₃F_C3

/2,-L₃F_C4/2,0,0；0,0,0,0,L₁F_C5/2,L₁F_C6/2；-L₂F_C1/2,-L₂F_C2/2,0,0,0,0]。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)与基于滑模控制的六自由度航天器交会对接控制器相比，设计的新型固定时间滑模面具 有较少的参数，即可以实现服务航天器在固定时间内完成交会对接任务，并且该固定时间上界不因 为系统初始状态的不同而发生变化，更符合任务需求。

(2)与以往关于航天器推进器安装偏差的进行自适应处理方法不同，本发明直接对推进器主 要安装偏差角进行估计，并且避免了参数过估计的问题，降低了之前自适应律的保守性，更适合在 工程中应用。

附图说明

图1为考虑推进器安装偏差的航天器六自由度固定时间交会对接控制方法流程框图；

图2为全部坐标系建立示意图；

图3为服务航天器期望推进器安装构型；

图4为服务航天器推进器安装偏差示意图。

具体实施方式

下面详细说明本发明的具体实施，有必要在此指出的是，以下实施只是用于本发明的进一步说 明，不能理解为对本发明保护范围的限制，该领域技术熟练人员根据上述本发明内容对本发明做出 的一些非本质的改进和调整，仍然属于本发明的保护范围。

本发明提供了一种航天器六自由度固定时间交会对接控制方法，考虑了推进器安装偏差，如图 1所示，具体步骤为：

首先基于考虑推进器安装偏差的服务航天器对一个自由翻滚的目标航天器相对运动规律，构建 相应的六自由度交会对接模型；然后利用相关运动变量，设计一种新型固定时间滑模面；最后设计 出固定时间交会对接控制器，并且构建了新的自适应规律来估计推进器安装偏差角。

具体实施步骤如下：

第一步，考虑推进器安装偏差的服务航天器对一个自由翻滚的目标航天器相对运动规律，构 建相应的六自由度交会对接模型：

分别建立服务航天器和翻滚目标航天器的相关坐标系，如图2所示，为固连 在目标航天器质心的体坐标系，为固连在服务航天器质心的体坐标系， 为固连在翻滚目标航天器质心的轨道坐标系，为固连在地球中 心的惯性坐标系。

首先，得到服务航天器与翻滚目标航天之间相对位置运动模型：

其中，ρ＝[ρ_x,ρ_y,ρ_z]^T为坐标系中服务航天器与翻滚目标航天器之间相对位置向量，M_t＝m_pI₃， m_p为服务航天器质量，I₃为单位矩阵，为向量n₁的叉乘矩阵，式中×为3维向量对 应的3×3阶叉乘矩阵，例如，一个三维向量X＝[X₁,X₂,X₃]^T，其对应的叉乘矩阵为 X^×＝[0,-X₃,X₂；X₃,0,-X₁；-X₂,X₁,0]^T， μ为地球引力系数，v为服务航天器真近角，服 务航天器质心与地球中心的距离为翻滚目标航天器质心与地球中心之间的距离为r_t，n_t＝m_pn₂,代表服务航天器在坐标系内的控制力向量，代表在坐标系内表示的服务航天器受到的各类干扰力向量。此外v的一阶导 数和二阶导数满足：

其中，为目标航天器的平动角速度,a为翻滚目标航天器的轨道半长轴,e为翻滚目标 航天器的轨道偏心率。

其次，考虑服务航天器与翻滚目标航天器之间相对姿态运动模型：

其中，为服务航天器与翻滚目标航天器姿态误差四元数， 为四元数的乘法运算，为q_t的共轭四元数，为向量 q_pv的叉乘矩阵，为向量q_ev的叉乘矩阵，为在坐标系中服务航天器与翻滚目 标航天器角速度偏差，为坐标系和坐标系之间的转换矩 阵，和分别表示服务航天器在坐标系中的姿态 四元数和角速度；表示服务航天器的惯性矩阵，为服务航天器在坐标系中的 控制力矩，为服务航天器在坐标系中所受的外界干扰力矩；和分别为翻滚目标航天器在坐标系中的姿态四元数和角速度。

根据(3)和(4)得到更紧凑的服务航天器与翻滚目标航天器相对姿态运动模型：

其中，P＝Q^-1，M_r＝P^TJ_pP， 为向量的 叉乘矩阵，为向量的叉乘矩阵，为向量的叉乘矩阵，为向量ω_e的叉 乘矩阵。

对于交会对接过程相对位置运动模型，考虑到相对姿态耦合因素，得到比(1)更加实际的模 型为：

其中，ρ_e＝ρ-ρ_d，ρ_d＝C_ltr_d，r_d＝[r_d,0,0]^T为服务航天器在坐标系中的期望位置向量，为坐标系和坐标系之间的转换矩阵，为坐标系和坐标系之间的转换矩 阵，为坐标系和坐标系之间的转换矩阵，为向量q_tv的叉 乘矩阵，坐标系和坐标系的转换矩阵为ω,Ω,i分别为翻滚目标航天器 轨道的近点角幅角，升交点赤经，倾角。

结合(5)以及(6)得到服务航天器与翻滚目标航天器交会对接过程中相对运动的六自由度 姿态轨道耦合模型：

其中，G＝[(C_lpH₁)^T,(P^TH₂)^T]^T,

服务航天器装备的推进器系统为其调整轨道和姿态提供控制输入u。考虑一种安装6个双向推 进器(每个推进器可提供双向推力)的推进器构型，如图3所示，其中L₁,L₂,L₃对应航天器的外形 尺寸，推进器的期望安装方向为与坐标系的各个坐标轴线平行。但是考虑安装容许偏差，每个 推进器均与期望安装方向存在安装偏差角Δα_i,Δβ_i,(i＝1,2,...,6)，如图4所示；而且推进器的实际输 出推力与控制器给推进器的控制指令存在一个幅值偏差。因此得到服务航天器的推进器控制指令 与推进器系统实际生成的控制力和控制力矩对应关系为

其中，F_u＝[F₁,F₂,...,F₆]^T为推进器实际输出的控制力，F_C＝[F_C1,F_C2,...,F_C6]^T为控制器设计的推进 器输出控制力，为待设计控制策略；为推进器的推力输出指令和推力实际输出 值之间的幅值偏差，且是第i个推进器的推力输出指令和推力实际输 出值之间的幅值偏差，D为服务航天器的推进器构型矩阵，D₀为服务航天器的推进器标称构型矩 阵，D_Δ为服务航天器的推进器偏差构型矩阵。为简化处理，与推进器安装偏差角相关变量为 sΔα_i＝sinΔα_i,cΔα_i＝cosΔα_i,sΔβ_i＝sinΔβ_i,cΔβ_i＝cosΔβ_i,(i＝1,2,...,6)，同时考虑到安装偏差角 均为小值，因此认为sΔα_i≈Δα_i,cΔα_i≈1,sΔβ_i≈Δβ_i,cΔβ_i≈1,Δα_i·Δβ_i≈0，进而得到D和D_Δ 的近似表达式：

第二步，基于第一步考虑推进器安装偏差的服务航天器与翻滚目标航天器的六自由度交会对 接模型，设计一种新型固定时间滑模面：

其中，S为滑模面，K₁＝diag{K₁₁,K₁₂,...,K₁₆}为待设计参数，S_au＝[S_au1,S_au2,...,S_au6]^T，且

其中， ε＞0为待设计参数，0＜p1＜1 为待设计两个正奇数之比。

第三步，基于第二步的新型固定时间滑模面设计出固定时间交会对接控制器，并且构建了新 的自适应规律来估计推进器安装偏差角：

首先假设服务航天器所受外界干扰d和推进器输出幅值偏差有界，则存在未知正常数d_up满足范数假设推进器安装偏差角相关向量Θ＝[Δα₁,Δα₂,Δα₃,Δα₄,Δα₅,Δα₆]^T未 知，但其范数因为安装精度要求存在一个已知上界M_Θ＞0，也即满足||Θ||≤M_Θ。

服务航天器固定时间交会对接控制器为：

其中K₂＝diag{K₂₁,K₂₂,...,K₂₆}为待设计参数， 为D_Δ的估计，为的伪逆，其中为d_up的估计，Υ＞0为待设计参数。

参数的自适应律为：

推进器安装偏差角Θ的估计值的自适应律为：

其中，(11)和(12)涉及的自适应相关参数如下，c₁＝σ₁(2θ₁-1)/(2θ₁),c₂＝σ₂(2θ₂-1)/(2θ₂), σ₁＞0,σ₂＞0,θ₁＞0.5,θ₂＞0.5，具有如下形式：

其中，为待设计参数，

这里为的获取提供了条件，因为满足H＝[F_C1,-F_C2,0,0,0,0； 0,0,F_C3,-F_C4,0,0；0,0,0,0,-F_C5,F_C6；0,0,-L₃F_C3/2,-L₃F_C4/2,0,0；0,0,0,0,L₁F_C5/2,L₁F_C6/2；-L₂F_C1/2,-L₂F_C2/ 2,0,0,0,0]。

尽管为了说明的目的，已描述了本发明的示例性实施方式，但是本领域的技术人员将理解，不 脱离所附权利要求中公开的发明的范围和精神的情况下，可以在形式和细节上进行各种修改、添加 和替换等的改变，而所有这些改变都应属于本发明所附权利要求的保护范围，并且本发明要求保护 的产品各个部门和方法中的各个步骤，可以以任意组合的形式组合在一起。因此，对本发明中所公 开的实施方式的描述并非为了限制本发明的范围，而是用于描述本发明。相应地，本发明的范围不 受以上实施方式的限制，而是由权利要求或其等同物进行限定。

Claims (5)

1.一种航天器六自由度固定时间交会对接控制方法，考虑了推进器安装偏差，其特征在于，包括以下步骤：(1)考虑服务航天器存在推进器安装偏差的情况下，构建其与翻滚目标航天器的六自由度交会对接运动模型，该模型包括两个航天器之间的相对位置和相对姿态运动描述；

(2)基于步骤(1)建立的考虑推进器安装偏差的交会对接运动模型，利用相关运动变量，设计一种固定时间滑模面；

(3)基于步骤(2)的滑模面设计固定时间交会对接控制器，并构建新的自适应律来估计推进器安装偏差角。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤(1)中考虑服务航天器存在推进器安装偏差的情况下，构建其与翻滚目标航天器的六自由度交会对接运动模型，建模的具体过程为：

分别建立服务航天器和翻滚目标航天器的相关坐标系，为固连在目标航天器质心的体坐标系，为固连在服务航天器质心的体坐标系，为固连在翻滚目标航天器质心的轨道坐标系，为固连在地球中心的惯性坐标系：

首先，得到服务航天器与翻滚目标航天之间相对位置运动模型：

其中，ρ＝[ρ_x,ρ_y,ρ_z]^T为坐标系中服务航天器与翻滚目标航天器之间相对位置向量，M_t＝m_pI₃，m_p为服务航天器质量，I₃为单位矩阵，式中×为3维向量对应的3×3阶叉乘矩阵，三维向量X＝[X₁,X₂,X₃]^T，其对应的叉乘矩阵为X^×＝[0,-X₃,X₂；X₃,0,-X₁；-X₂,X₁,0]^T， μ为地球引力系数，v为服务航天器真近角，服务航天器质心与地球中心的距离为翻滚目标航天器质心与地球中心之间的距离为r_t，n_t＝m_pn₂, 代表服务航天器在坐标系内的控制力向量，代表在坐标系内服务航天器受到的各类干扰力向量,此外v的一阶导数和二阶导数满足：

其中，为目标航天器的平动角速度,a为翻滚目标航天器的轨道半长轴,e为翻滚目标航天器的轨道偏心率；

其次，考虑服务航天器与翻滚目标航天器之间相对姿态运动模型：

其中，为服务航天器与翻滚目标航天器姿态误差四元数， 为四元数的乘法运算，为q_t的共轭四元数，为向量q_pv的叉乘矩阵，为向量q_ev的叉乘矩阵，为在坐标系中服务航天器与翻滚目标航天器角速度偏差，且为坐标系和坐标系之间的转换矩阵，和分别表示服务航天器在坐标系中的姿态四元数和角速度；表示服务航天器的惯性矩阵，为服务航天器在坐标系中的控制力矩，为服务航天器在坐标系中所受的外界干扰力矩；和分别为翻滚目标航天器在坐标系中的姿态四元数和角速度；

获取更紧凑的服务航天器与翻滚目标航天器相对姿态运动模型：

其中，P＝Q^-1，M_r＝P^TJ_pP， 为向量的叉乘矩阵，为向量的叉乘矩阵，为向量的叉乘矩阵，为向量ω_e的叉乘矩阵；

对于交会对接过程相对位置运动模型，考虑到相对姿态耦合因素，得到更加实际的模型为：

其中，ρ_e＝ρ-ρ_d，ρ_d＝C_ltr_d，r_d＝[r_d,0,0]^T为服务航天器在坐标系中的期望位置向量，为坐标系和坐标系之间的转换矩阵，为坐标系和坐标系之间的转换矩阵，为坐标系和坐标系之间的转换矩阵，为向量q_tv的叉乘矩阵，坐标系和坐标系的转换矩阵为ω,Ω,i分别为翻滚目标航天器轨道的近点角幅角，升交点赤经，倾角；

得到服务航天器与翻滚目标航天器交会对接过程中相对运动的六自由度姿态轨道耦合模型：

其中，G＝[(C_lpH₁)^T,(P^TH₂)^T]^T,

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：服务航天器装备的推进器系统为其调整轨道和姿态提供控制输入u，考虑安装6个双向推进器的推进器构型，每个推进器提供双向推力，其中L₁,L₂,L₃对应航天器的外形尺寸，推进器的期望安装方向为与坐标系的各个坐标轴线平行，考虑安装容许偏差，每个推进器均与期望安装方向存在安装偏差角Δα_i,Δβ_i,(i＝1,2,...,6)，推进器的实际输出推力与控制器给推进器的控制指令存在一个幅值偏差，因此得到服务航天器的推进器控制指令与推进器系统实际生成的控制力和控制力矩对应关系为：

其中，F_u＝[F₁,F₂,...,F₆]^T为推进器实际输出的控制力，F_C＝[F_C1,F_C2,...,F_C6]^T为控制器设计的推进器输出控制力，为待设计控制策略；为推进器的推力输出指令和推力实际输出值之间的幅值偏差，且 是第i个推进器的推力输出指令和推力实际输出值之间的幅值偏差，D为服务航天器的推进器构型矩阵，D₀为服务航天器的推进器标称构型矩阵，D_Δ为服务航天器的推进器偏差构型矩阵，为简化处理，与推进器安装偏差角相关变量为sΔα_i＝sinΔα_i，cΔα_i＝cosΔα_i，sΔβ_i＝sinΔβ_i，cΔβ_i＝cosΔβ_i，(i＝1,2,...,6)同时考虑到安装偏差角均为小值，因此认为sΔα_i≈Δα_i，cΔα_i≈1，sΔβ_i≈Δβ_i,cΔβ_i≈1，Δα_i·Δβ_i≈0进而得到D和D_Δ的近似表达式：

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤(2)中的固定时间滑模面具体为：

其中，S为滑模面，K₁＝diag{K₁₁,K₁₂,...,K₁₆}为待设计参数，S_au＝[S_au1,S_au2,...,S_au6]^T，且

其中， ε＞0为待设计参数，0＜p₁＜1为待设计两个正奇数之比。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤(3)中固定时间交会对接控制器以及新的推进器安装偏差角自适应律为：

首先假设服务航天器所受外界干扰d和推进器输出幅值偏差有界，则存在未知正常数d_up满足范数假设推进器安装偏差角相关向量Θ＝[Δα₁,Δα₂,Δα₃,Δα₄,Δα₅,Δα₆]^T未知，但其范数因为安装精度要求存在一个已知上界M_Θ＞0，也即满足||Θ||≤M_Θ；

服务航天器固定时间交会对接控制器为：

其中，K₂＝diag{K₂₁,K₂₂,...,K₂₆}为待设计参数，W(e)＝diag{W₁,W₂,...,W₆}， 为D_Δ的估计，为的伪逆，其中为d_up的估计，Υ＞0为待设计参数；

参数的自适应律为：

推进器安装偏差角Θ的估计值的自适应律为：

其中，涉及的自适应相关参数如下，c₁＝σ₁(2θ₁-1)/(2θ₁)，c₂＝σ₂(2θ₂-1)/(2θ₂)，σ₁＞0，σ₂＞0，θ₁＞0.5，θ₂＞0.5，具有如下形式：

其中，为待设计参数，为的获取提供了条件，因为满足

H＝[F_C1,-F_C2,0,0,0,0；0,0,F_C3,-F_C4,0,0；0,0,0,0,-F_C5,F_C6；0,0,-L₃F_C3

/2,-L₃F_C4/2,0,0；0,0,0,0,L₁F_C5/2,L₁F_C6/2；-L₂F_C1/2,-L₂F_C2/2,0,0,0,0]。