CN108427281B - 一种航天器六自由度固定时间交会对接控制方法 - Google Patents

一种航天器六自由度固定时间交会对接控制方法 Download PDF

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    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
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    • G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
    • G05B13/04—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators
    • G05B13/042—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance

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，
Figure GDA0001680183270000021
为固连在目标航天器质心的体坐标系，
Figure GDA0001680183270000022
为固连在服务航天器质心的体坐标系，
Figure GDA0001680183270000023
为固连在翻滚目标航天器质心的轨道坐标系，
Figure GDA0001680183270000024
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：
Figure GDA0001680183270000025
其中，ρ＝[ρx,ρy,ρz]T为坐标系
Figure GDA0001680183270000026
中服务航天器与翻滚目标航天器之间相对位置向量，Mt＝mpI3，mp为服务航天器质量，I3为单位矩阵，
Figure GDA0001680183270000027
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，
Figure GDA0001680183270000028
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
Figure GDA0001680183270000029
翻滚目标航天器质心与地球中心之间的距离为rt，nt＝mpn2,
Figure GDA00016801832700000210
Figure GDA00016801832700000211
代表服务航天器在坐标系
Figure GDA00016801832700000212
内的控制力向量，
Figure GDA00016801832700000213
代表在坐标系
Figure GDA00016801832700000214
内服务航天器受到的各类干扰力向量。此外v的一阶导数
Figure GDA00016801832700000215
和二阶导数
Figure GDA00016801832700000216
满足：
Figure GDA00016801832700000217
其中，
Figure GDA00016801832700000218
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：
Figure GDA00016801832700000219
Figure GDA00016801832700000220
其中，
Figure GDA00016801832700000221
为服务航天器与翻滚目标航天器姿态误差四元数，
Figure GDA0001680183270000031
Figure GDA0001680183270000032
为四元数的乘法运算，
Figure GDA0001680183270000033
为qt的共轭四元数，
Figure GDA0001680183270000034
为向量qpv的叉乘矩阵，
Figure GDA0001680183270000035
为向量qev的叉乘矩阵，
Figure GDA0001680183270000036
为在坐标系
Figure GDA0001680183270000037
中服务航天器与翻滚目标航天器角速度偏差，且
Figure GDA0001680183270000038
为坐标系
Figure GDA0001680183270000039
和坐标系
Figure GDA00016801832700000310
之间的转换矩阵，
Figure GDA00016801832700000311
和
Figure GDA00016801832700000312
分别表示服务航天器在坐标系
Figure GDA00016801832700000313
中的姿态四元数和角速度；
Figure GDA00016801832700000314
表示服务航天器的惯性矩阵，
Figure GDA00016801832700000315
为服务航天器在坐标系
Figure GDA00016801832700000316
中的控制力矩，
Figure GDA00016801832700000317
为服务航天器在坐标系
Figure GDA00016801832700000318
中所受的外界干扰力矩；
Figure GDA00016801832700000319
和
Figure GDA00016801832700000320
分别为翻滚目标航天器在坐标系
Figure GDA00016801832700000321
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：
Figure GDA00016801832700000322
其中，
Figure GDA00016801832700000323
P＝Q-1，Mr＝PTJpP，
Figure GDA00016801832700000324
Figure GDA00016801832700000325
为向量
Figure GDA00016801832700000326
的叉乘矩阵，
Figure GDA00016801832700000327
为向量
Figure GDA00016801832700000328
的叉乘矩阵，
Figure GDA00016801832700000329
为向量
Figure GDA00016801832700000330
的叉乘矩阵，
Figure GDA00016801832700000331
为向量ωe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：
Figure GDA00016801832700000332
其中，ρe＝ρ-ρd，ρd＝Cltrd，rd＝[rd,0,0]T为服务航天器在坐标系
Figure GDA00016801832700000333
中的期望位置向量，
Figure GDA00016801832700000334
为坐标系
Figure GDA00016801832700000335
和坐标系
Figure GDA00016801832700000336
之间的转换矩阵，
Figure GDA00016801832700000337
为坐标系
Figure GDA00016801832700000338
和坐标系
Figure GDA00016801832700000339
之间的转换矩阵，
Figure GDA00016801832700000340
为坐标系
Figure GDA00016801832700000341
和坐标系
Figure GDA00016801832700000342
之间的转换矩阵，
Figure GDA00016801832700000343
为向量qtv的叉乘矩阵，
Figure GDA00016801832700000344
坐标系
Figure GDA00016801832700000345
和坐标系
Figure GDA00016801832700000346
的转换矩阵为
Figure GDA00016801832700000347
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：
Figure GDA0001680183270000041
其中，
Figure GDA0001680183270000042
G＝[(ClpH1)T,(PTH2)T]T,
Figure GDA0001680183270000043
Figure GDA0001680183270000044
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
Figure GDA0001680183270000045
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Δαi,Δβi,(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
Figure GDA0001680183270000046
其中，Fu＝[F1,F2,...,F6]T为推进器实际输出的控制力，FC＝[FC1,FC2,...,FC6]T为控制器设计的推进器输出控制力，为待设计控制策略；
Figure GDA0001680183270000047
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
Figure GDA0001680183270000048
Figure GDA0001680183270000049
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，DΔ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sΔαi＝sinΔαi,cΔαi＝cosΔαi,sΔβi＝sinΔβi,cΔβi＝cosΔβi,(i＝1,2,...,6)，同时考虑到安装偏差角均为小值，因此认为sΔαi≈Δαi,cΔαi≈1,sΔβi≈Δβi,cΔβi≈1,Δαi·Δβi≈0，进而得到D和DΔ的近似表达式：
Figure GDA00016801832700000410
其中，步骤(2)中的固定时间滑模面具体为：
Figure GDA00016801832700000411
其中，S为滑模面，K1＝diag{K11,K12,...,K16}为待设计参数，Sau＝[Sau1,Sau2,...,Sau6]T，且
Figure GDA0001680183270000051
其中，
Figure GDA0001680183270000052
Figure GDA0001680183270000053
ε＞0为待设计参数，
Figure GDA0001680183270000054
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
Figure GDA0001680183270000055
有界，则存在未知正常数dup满足范数
Figure GDA0001680183270000056
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MΘ＞0，也即满足||Θ||≤MΘ；
服务航天器固定时间交会对接控制器为：
Figure GDA0001680183270000057
其中K2＝diag{K21,K22,...,K26}为待设计参数，
Figure GDA0001680183270000058
Figure GDA0001680183270000059
为DΔ的估计，
Figure GDA00016801832700000510
为
Figure GDA00016801832700000511
的伪逆，
Figure GDA00016801832700000512
其中
Figure GDA00016801832700000513
为dup的估计，Υ＞0为待设计参数；
参数
Figure GDA00016801832700000514
的自适应律为：
Figure GDA00016801832700000515
推进器安装偏差角Θ的估计值
Figure GDA00016801832700000516
的自适应律为：
Figure GDA0001680183270000061
其中，涉及的自适应相关参数如下，c1＝σ1(2θ1-1)/(2θ1),c2＝σ2(2θ2-1)/(2θ2),
Figure GDA0001680183270000062
σ1＞0,σ2＞0,θ1＞0.5,θ2＞0.5，
Figure GDA0001680183270000063
具有如下形式：
Figure GDA0001680183270000064
其中，
Figure GDA0001680183270000065
为待设计参数，
Figure GDA0001680183270000066
为
Figure GDA0001680183270000067
的获取提供了条件，因为满足
Figure GDA0001680183270000068
H＝[FC1,-FC2,0,0,0,0；0,0,FC3,-FC4,0,0；0,0,0,0,-FC5,FC6；0,0,-L3FC3/2,-L3FC4/2,0,0；0,0,0,0,L1FC5/2,L1FC6/2；-L2FC1/2,-L2FC2/2,0,0,0,0]。
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，
Figure GDA0001680183270000071
为固连在目标航天器质心的体坐标系，
Figure GDA0001680183270000072
为固连在服务航天器质心的体坐标系，
Figure GDA0001680183270000073
为固连在翻滚目标航天器质心的轨道坐标系，
Figure GDA0001680183270000074
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：
Figure GDA0001680183270000075
其中，ρ＝[ρx,ρy,ρz]T为坐标系
Figure GDA0001680183270000076
中服务航天器与翻滚目标航天器之间相对位置向量，Mt＝mpI3，mp为服务航天器质量，I3为单位矩阵，
Figure GDA0001680183270000077
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，
Figure GDA0001680183270000078
Figure GDA0001680183270000079
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
Figure GDA00016801832700000710
翻滚目标航天器质心与地球中心之间的距离为rt，nt＝mpn2,
Figure GDA00016801832700000711
代表服务航天器在坐标系
Figure GDA00016801832700000712
内的控制力向量，
Figure GDA00016801832700000713
代表在坐标系
Figure GDA00016801832700000714
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
Figure GDA00016801832700000715
和二阶导数
Figure GDA00016801832700000716
满足：
Figure GDA00016801832700000717
其中，
Figure GDA00016801832700000718
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：
Figure GDA00016801832700000719
Figure GDA00016801832700000720
其中，
Figure GDA00016801832700000721
为服务航天器与翻滚目标航天器姿态误差四元数，
Figure GDA0001680183270000081
Figure GDA0001680183270000082
为四元数的乘法运算，
Figure GDA0001680183270000083
为qt的共轭四元数，
Figure GDA0001680183270000084
为向量qpv的叉乘矩阵，
Figure GDA0001680183270000085
为向量qev的叉乘矩阵，
Figure GDA0001680183270000086
为在坐标系
Figure GDA0001680183270000087
中服务航天器与翻滚目标航天器角速度偏差，
Figure GDA0001680183270000088
为坐标系
Figure GDA0001680183270000089
和坐标系
Figure GDA00016801832700000810
之间的转换矩阵，
Figure GDA00016801832700000811
和
Figure GDA00016801832700000812
分别表示服务航天器在坐标系
Figure GDA00016801832700000813
中的姿态四元数和角速度；
Figure GDA00016801832700000814
表示服务航天器的惯性矩阵，
Figure GDA00016801832700000815
为服务航天器在坐标系
Figure GDA00016801832700000816
中的控制力矩，
Figure GDA00016801832700000817
为服务航天器在坐标系
Figure GDA00016801832700000818
中所受的外界干扰力矩；
Figure GDA00016801832700000819
和
Figure GDA00016801832700000820
分别为翻滚目标航天器在坐标系
Figure GDA00016801832700000821
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：
Figure GDA00016801832700000822
其中，
Figure GDA00016801832700000823
P＝Q-1，Mr＝PTJpP，
Figure GDA00016801832700000824
Figure GDA00016801832700000825
为向量
Figure GDA00016801832700000826
的叉乘矩阵，
Figure GDA00016801832700000827
为向量
Figure GDA00016801832700000828
的叉乘矩阵，
Figure GDA00016801832700000829
为向量
Figure GDA00016801832700000830
的叉乘矩阵，
Figure GDA00016801832700000831
为向量ωe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：
Figure GDA00016801832700000832
其中，ρe＝ρ-ρd，ρd＝Cltrd，rd＝[rd,0,0]T为服务航天器在坐标系
Figure GDA00016801832700000833
中的期望位置向量，
Figure GDA00016801832700000834
为坐标系
Figure GDA00016801832700000835
和坐标系
Figure GDA00016801832700000836
之间的转换矩阵，
Figure GDA00016801832700000837
为坐标系
Figure GDA00016801832700000838
和坐标系
Figure GDA00016801832700000839
之间的转换矩阵，
Figure GDA00016801832700000840
为坐标系
Figure GDA00016801832700000841
和坐标系
Figure GDA00016801832700000842
之间的转换矩阵，
Figure GDA00016801832700000843
为向量qtv的叉乘矩阵，
Figure GDA00016801832700000844
坐标系
Figure GDA00016801832700000845
和坐标系
Figure GDA00016801832700000846
的转换矩阵为
Figure GDA00016801832700000847
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：
Figure GDA0001680183270000091
其中，
Figure GDA0001680183270000092
G＝[(ClpH1)T,(PTH2)T]T,
Figure GDA0001680183270000093
Figure GDA0001680183270000094
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
Figure GDA0001680183270000095
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Δαi,Δβi,(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
Figure GDA0001680183270000096
其中，Fu＝[F1,F2,...,F6]T为推进器实际输出的控制力，FC＝[FC1,FC2,...,FC6]T为控制器设计的推进器输出控制力，为待设计控制策略；
Figure GDA0001680183270000097
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
Figure GDA0001680183270000098
Figure GDA0001680183270000099
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，DΔ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sΔαi＝sinΔαi,cΔαi＝cosΔαi,sΔβi＝sinΔβi,cΔβi＝cosΔβi,(i＝1,2,...,6)，同时考虑到安装偏差角均为小值，因此认为sΔαi≈Δαi,cΔαi≈1,sΔβi≈Δβi,cΔβi≈1,Δαi·Δβi≈0，进而得到D和DΔ的近似表达式：
Figure GDA00016801832700000910
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：
Figure GDA0001680183270000101
其中，S为滑模面，K1＝diag{K11,K12,...,K16}为待设计参数，Sau＝[Sau1,Sau2,...,Sau6]T，且
Figure GDA0001680183270000102
其中，
Figure GDA0001680183270000103
Figure GDA0001680183270000104
ε＞0为待设计参数，
Figure GDA0001680183270000105
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
Figure GDA0001680183270000106
有界，则存在未知正常数dup满足范数
Figure GDA0001680183270000107
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MΘ＞0，也即满足||Θ||≤MΘ。
服务航天器固定时间交会对接控制器为：
Figure GDA0001680183270000108
其中K2＝diag{K21,K22,...,K26}为待设计参数，
Figure GDA0001680183270000109
Figure GDA00016801832700001010
为DΔ的估计，
Figure GDA00016801832700001011
为
Figure GDA00016801832700001012
的伪逆，
Figure GDA00016801832700001013
其中
Figure GDA00016801832700001014
为dup的估计，Υ＞0为待设计参数。
参数
Figure GDA0001680183270000111
的自适应律为：
Figure GDA0001680183270000112
推进器安装偏差角Θ的估计值
Figure GDA0001680183270000113
的自适应律为：
Figure GDA0001680183270000114
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),
Figure GDA0001680183270000115
σ1＞0,σ2＞0,θ1＞0.5,θ2＞0.5，
Figure GDA0001680183270000116
具有如下形式：
Figure GDA0001680183270000117
其中，
Figure GDA0001680183270000118
为待设计参数，
这里
Figure GDA0001680183270000119
为
Figure GDA00016801832700001110
的获取提供了条件，因为满足
Figure GDA00016801832700001111
H＝[FC1,-FC2,0,0,0,0；0,0,FC3,-FC4,0,0；0,0,0,0,-FC5,FC6；0,0,-L3FC3/2,-L3FC4/2,0,0；0,0,0,0,L1FC5/2,L1FC6/2；-L2FC1/2,-L2FC2/2,0,0,0,0]。
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 (1)

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，获得新固定时间滑模面；
(3)基于步骤(2)的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；
所述步骤(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，
Figure FDA0002316193160000011
为固连在目标航天器质心的体坐标系，
Figure FDA0002316193160000012
为固连在服务航天器质心的体坐标系，
Figure FDA0002316193160000013
为固连在翻滚目标航天器质心的轨道坐标系，
Figure FDA0002316193160000014
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：
Figure FDA0002316193160000015
其中，ρ＝[ρx,ρy,ρz]T为坐标系
Figure FDA0002316193160000018
中服务航天器与翻滚目标航天器之间相对位置向量，Mt＝mpI3，mp为服务航天器质量，I3为单位矩阵，
Figure FDA0002316193160000016
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，
Figure FDA0002316193160000017
Figure FDA0002316193160000021
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
Figure FDA0002316193160000022
翻滚目标航天器质心与地球中心之间的距离为rt，nt＝mpn2,
Figure FDA0002316193160000023
Figure FDA0002316193160000024
代表服务航天器在坐标系
Figure FDA0002316193160000025
内的控制力向量，
Figure FDA0002316193160000026
代表在坐标系
Figure FDA0002316193160000027
内服务航天器受到的各类干扰力向量，此外v的一阶导数
Figure FDA0002316193160000028
和二阶导数
Figure FDA0002316193160000029
满足：
Figure FDA00023161931600000210
其中，
Figure FDA00023161931600000211
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,h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：
Figure FDA00023161931600000212
Figure FDA00023161931600000213
其中，
Figure FDA00023161931600000214
为服务航天器与翻滚目标航天器姿态误差四元数，
Figure FDA00023161931600000215
Figure FDA00023161931600000216
为四元数的乘法运算，
Figure FDA00023161931600000217
为qt的共轭四元数，
Figure FDA00023161931600000218
为向量qpv的叉乘矩阵，
Figure FDA00023161931600000219
为向量qev的叉乘矩阵，
Figure FDA00023161931600000220
为在坐标系
Figure FDA00023161931600000221
中服务航天器与翻滚目标航天器角速度偏差，且
Figure FDA00023161931600000222
为坐标系
Figure FDA00023161931600000223
和坐标系
Figure FDA00023161931600000224
之间的转换矩阵，
Figure FDA00023161931600000225
和
Figure FDA00023161931600000226
分别表示服务航天器在坐标系
Figure FDA00023161931600000227
中的姿态四元数和角速度；
Figure FDA00023161931600000228
表示服务航天器的惯性矩阵，
Figure FDA00023161931600000229
为服务航天器在坐标系
Figure FDA00023161931600000230
中的控制力矩，
Figure FDA00023161931600000231
为服务航天器在坐标系
Figure FDA00023161931600000232
中所受的外界干扰力矩；
Figure FDA00023161931600000233
和
Figure FDA00023161931600000234
分别为翻滚目标航天器在坐标系
Figure FDA00023161931600000235
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：
Figure FDA0002316193160000031
其中，
Figure FDA0002316193160000032
P＝Q-1，Mr＝PTJpP，
Figure FDA0002316193160000033
Figure FDA0002316193160000034
Figure FDA0002316193160000035
为向量
Figure FDA0002316193160000036
的叉乘矩阵，
Figure FDA0002316193160000037
为向量
Figure FDA0002316193160000038
的叉乘矩阵，
Figure FDA0002316193160000039
为向量
Figure FDA00023161931600000310
的叉乘矩阵，
Figure FDA00023161931600000311
为向量ωe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：
Figure FDA00023161931600000312
其中，ρe＝ρ-ρd，ρd＝Cltrd，rd＝[rd,0,0]T为服务航天器在坐标系
Figure FDA00023161931600000331
中的期望位置向量，
Figure FDA00023161931600000313
为坐标系
Figure FDA00023161931600000314
和坐标系
Figure FDA00023161931600000315
之间的转换矩阵，
Figure FDA00023161931600000316
为坐标系
Figure FDA00023161931600000317
和坐标系
Figure FDA00023161931600000318
之间的转换矩阵，
Figure FDA00023161931600000319
为坐标系
Figure FDA00023161931600000320
和坐标系
Figure FDA00023161931600000321
之间的转换矩阵，
Figure FDA00023161931600000322
为向量qtv的叉乘矩阵，
Figure FDA00023161931600000323
坐标系
Figure FDA00023161931600000324
和坐标系
Figure FDA00023161931600000325
的转换矩阵为
Figure FDA00023161931600000326
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：
Figure FDA00023161931600000327
其中，
Figure FDA00023161931600000328
G＝[(ClpH1)T,(PTH2)T]T,
Figure FDA00023161931600000329
Figure FDA00023161931600000330
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
Figure FDA0002316193160000041
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Δαi,Δβi,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
Figure FDA0002316193160000042
其中，Fu＝[F1,F2,...,F6]T为推进器实际输出的控制力，FC＝[FC1,FC2,...,FC6]T为控制器设计的推进器输出控制力，为待设计控制策略；
Figure FDA0002316193160000043
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
Figure FDA0002316193160000044
Figure FDA0002316193160000045
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，DΔ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sΔαi＝sinΔαi,cΔαi＝cosΔαi,sΔβi＝sinΔβi,cΔβi＝cosΔβi,i＝1,2,...,6，同时考虑到安装偏差角均为小值，因此认为sΔαi≈Δαi,cΔαi≈1,sΔβi≈Δβi,cΔβi≈1,Δαi·Δβi≈0，进而得到D和DΔ的近似表达式：
Figure FDA0002316193160000046
所述步骤(2)中的固定时间滑模面具体为：
Figure FDA0002316193160000051
其中，S为滑模面，K1＝diag{K11,K12,...,K16}为待设计参数，Sau＝[Sau1,Sau2,...,Sau6]T，且
Figure FDA0002316193160000052
其中，
Figure FDA0002316193160000053
Figure FDA0002316193160000054
ε＞0为待设计参数，
Figure FDA0002316193160000055
0＜p1＜1为待设计两个正奇数之比；
所述步骤(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
Figure FDA0002316193160000056
有界，则存在未知正常数dup满足范数
Figure FDA0002316193160000057
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MΘ＞0，也即满足||Θ||≤MΘ；
服务航天器固定时间交会对接控制器为：
Figure FDA0002316193160000058
其中K2＝diag{K21,K22,...,K26}为待设计参数，
Figure FDA00023161931600000510
W(e)＝diag{W1,W2,...,W6}，
Figure FDA00023161931600000511
Figure FDA00023161931600000512
为DΔ的估计，
Figure FDA0002316193160000061
为
Figure FDA0002316193160000062
的伪逆，
Figure FDA0002316193160000063
其中
Figure FDA0002316193160000064
为dup的估计，Υ＞0为待设计参数；
参数
Figure FDA0002316193160000065
的自适应律为：
Figure FDA0002316193160000066
推进器安装偏差角Θ的估计值
Figure FDA0002316193160000067
的自适应律为：
Figure FDA0002316193160000068
其中，涉及的自适应相关参数如下，c1＝σ1(2θ1-1)/(2θ1),c2＝σ2(2θ2-1)/(2θ2),
Figure FDA0002316193160000069
σ1＞0,σ2＞0,θ1＞0.5,θ2＞0.5，
Figure FDA00023161931600000610
具有如下形式：
Figure FDA00023161931600000611
其中，
Figure FDA00023161931600000612
为待设计参数，
Figure FDA00023161931600000613
为
Figure FDA00023161931600000614
的获取提供了条件，因为满足
Figure FDA00023161931600000615
H＝[FC1,-FC2,0,0,0,0；0,0,FC3,-FC4,0,0；0,0,0,0,-FC5,FC6；0,0,-L3FC3/2,-L3FC4/2,0,0；0,0,0,0,L1FC5/2,L1FC6/2；-L2FC1/2,-L2FC2/2,0,0,0,0]。
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