CN111650950B - 一种针对旋转目标的超近程接近停靠控制方法及系统 - Google Patents
一种针对旋转目标的超近程接近停靠控制方法及系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN111650950B CN111650950B CN202010128925.XA CN202010128925A CN111650950B CN 111650950 B CN111650950 B CN 111650950B CN 202010128925 A CN202010128925 A CN 202010128925A CN 111650950 B CN111650950 B CN 111650950B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- target
- control
- spacecraft
- relative
- spin
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 44
- 238000013459 approach Methods 0.000 title claims abstract description 35
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims abstract description 12
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 29
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 22
- 238000009987 spinning Methods 0.000 claims description 20
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 6
- 238000001914 filtration Methods 0.000 claims description 6
- 238000011217 control strategy Methods 0.000 claims description 5
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 5
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 abstract description 8
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 abstract description 4
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 abstract description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 8
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 4
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
一种针对旋转目标的超近程接近停靠控制方法及系统，涉及空间在轨维护与服务控制技术领域。本发明采用沿目标自旋角动量方向设计逼近路径和姿态同步起旋方式，解决了针对自旋翻滚目标的超近程逼近停靠控制，实现了两飞行器位置与姿态相对静止，为后续抓捕和维修操作提供了条件。
Description
技术领域
本发明涉及一种针对旋转目标的超近程接近停靠控制方法及系统，涉及空间在轨维护与服务控制技术领域。
背景技术
随着航天技术的不断发展，各国对空间的探索、开发与利用水平逐渐提高，这给各国的经济、科技、军事等方面都带来了显著的综合效益。由于空间环境的不可预知性，在获得巨大效益的同时，各国也承担着难以预测的风险。所以，考虑降低航天活动的经济成本的同时，也开始关注到如何降低航天活动的风险，由此，在轨服务技术便应运而生，并逐渐发展起来。在轨服务的内容由最初的故障部件维修向在轨加注、在轨监测与检测、功能模块更换、系统升级、在轨组装、功能扩展、卫星营救等多种服务项目发展。利用在轨服务技术，可降低航天活动的成本，创造巨大的经济效益。在轨服务技术还有很强的军事应用背景，能为未来的空间军事化提供快速、高效的后勤保障，并可直接对目标实施捕获或攻击，从而大大提高空间作战能力。
用带空间机械臂的操控航天器对空间自由运行的失控卫星进行营救，已经成为在轨服务领域内一个新的研究方向。为完成对失控目标的在轨服务任务，往往需要操控航天器成功地捕获目标航天器，即实现操控航天器与失控目标的自主抓捕对接，然后相应的空间任务才能开展。然而，由于失控目标在空间中处于自由运行的状态，其对接端口随本体一起在空间中运动，所以失控目标的对接端口在空间中的位置不是固定不变的，而是时刻都在发生变化。因此在最后逼近段，操控航天器与失控目标是否能够成功安全地实现自主交会对接，不仅取决于操控航天器与失控目标之间的相对位置，而且还取决于操控航天器和失控目标的姿态运动。相对位置和姿态耦合控制问题是操控航天器对失控目标进行自主在轨服务的关键技术问题。因而，要准确安全地实现操控航天器对失控目标的捕获，就必须解决这一关键技术问题。
航天器之间的相对位置控制和姿态跟踪控制已经有大量的研究，并且在设计控制算法时，也考虑到了很多实际的约束因素，然而针对快速翻滚失控目标抓捕的相对位置和姿态精确跟踪控制，这一问题是近几年才提出的，目前尚未得到有效解决。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种针对旋转目标的超近程接近停靠控制方法及系统，解决了针对自旋翻滚目标的超近程相对位置悬停和相对姿态跟踪控制，实现了两飞行器位置与姿态相对静止，为后续抓捕和维修操作提供了条件。
本发明的技术解决方案是：一种针对旋转目标的超近程接近停靠控制方法，包括如下步骤：
根据操控航天器的绝对姿态测量敏感器和相对姿态测量装置，估计空间旋转目标的自旋角动量轴方向；
根据操控航天器的尺寸，沿空间旋转目标的自旋角动量轴方向，规划使操控航天器无碰撞靠近空间旋转目标的安全逼近走廊；
控制操控航天器飞行，使其到达自旋角动量轴方向，进入安全逼近走廊的入口；
采用实时闭环轨道控制方法对操控航天器进行逼近控制，将操控航天器和空间旋转目标之间的相对位置速度误差控制要求的范围内，且使两者之间的相对运动轨迹维持在安全逼近走廊内；
控制操控航天器在自旋角动量轴方向进行起旋，实现与空间旋转目标的姿态相对静止。
进一步地，所述估计空间旋转目标的自旋角动量轴方向的方法包括如下步骤：
根据空间旋转目标的动力学方程和运动学方程建立空间旋转目标的状态方程；
基于相对姿态测量敏感器输出的经过坐标解算得到的操控航天器相对空间旋转目标的本体系的相对姿态测量信息，及操控航天器的绝对姿态信息，解算空间旋转目标的绝对姿态，并将其作为观测量构建观测方程；
由状态方程结合观测方程，采用卡尔曼滤波方法实时估计空间旋转目标相对惯性系姿态的状态量，并获得空间旋转目标的相对惯性系姿态；
根据估计的空间旋转目标的相对惯性系姿态计算目标星角动量方向。
进一步地，所述状态方程为Xk＝Φk,k-1Xk-1+Γk,k-1Wk-1；其中，X＝[qt0,qt1,qt2,qt3,ωt1,ωt2,ωt3]T为状态量，qt0,qt1,qt2,qt3为目标惯性系姿态四元数，ωt1,ωt2,ωt3为目标姿态角速度，Φk,k-1为状态转移矩阵，Γk,k-1为输入矩阵，W(k)为输入噪声，k为计算节拍数
进一步地，所述观测方程为Zk＝h(Xk)＝HXk+vk；其中，H＝[I4×4 04×3]，X＝[qt0,qt1,qt2,qt3,ωt1,ωt2,ωt3]T为状态量，I4×4为单位矩阵，vk为测量噪声
进一步地，所述目标星角动量方向为其中，A(qt)为目标主惯量系到惯性系的旋转矩阵，qt为目标星惯性四元数，t指代目标星，ωt为目标星主惯量系相对惯性系角速度，J为目标星惯量矩阵
进一步地，所述控制操控航天器在自旋角动量轴方向进行起旋的方法为：
当操控航天器沿自旋角动量轴逼近至空间旋转目标运动包络距离处时，控制操控航天器的滚转轴开始起旋；起旋目标角速度为估计得到的目标本体坐标系相对惯性系的角速度，采用控制参数自适应调节的PD控制策略，实现角速度逐步起旋控制；
当滚转轴起旋到位后，操控航天器滚转轴姿态基于两星相对姿态角和相对姿态角速度进行控制，使滚转轴姿态与目标自旋轴姿态同步运动，使两星相对姿态处于静止状态。
进一步地，所述采用实时闭环轨道控制方法对操控航天器进行逼近控制的控制律为u＝-KX；其中，X为操控航天器相对于标称轨迹的位置和速度误差；K为状态反馈增益矩阵；u为轨道控制量。
一种针对旋转目标的超近程接近停靠控制系统，包括
第一模块，根据操控航天器的绝对姿态测量敏感器和相对姿态测量装置，估计空间旋转目标的自旋角动量轴方向；
第二模块，根据操控航天器的尺寸，沿空间旋转目标的自旋角动量轴方向，规划使操控航天器无碰撞靠近空间旋转目标的安全逼近走廊；
第三模块，控制操控航天器飞行，使其到达自旋角动量轴方向，进入安全逼近走廊的入口；
第四模块，采用实时闭环轨道控制方法对操控航天器进行逼近控制，将操控航天器和空间旋转目标之间的相对位置速度误差控制要求的范围内，且使两者之间的相对运动轨迹维持在安全逼近走廊内；
第五模块，控制操控航天器在自旋角动量轴方向进行起旋，实现与空间旋转目标的姿态相对静止。
进一步地，所述估计空间旋转目标的自旋角动量轴方向的方法包括如下步骤：
根据空间旋转目标的动力学方程和运动学方程建立空间旋转目标的状态方程；
基于相对姿态测量敏感器输出的经过坐标解算得到的操控航天器相对空间旋转目标的本体系的相对姿态测量信息，及操控航天器的绝对姿态信息，解算空间旋转目标的绝对姿态，并将其作为观测量构建观测方程；
由状态方程结合观测方程，采用卡尔曼滤波方法实时估计空间旋转目标相对惯性系姿态的状态量，并获得空间旋转目标的相对惯性系姿态；
根据估计的空间旋转目标的相对惯性系姿态计算目标星角动量方向；
所述状态方程为Xk＝Φk,k-1Xk-1+Γk,k-1Wk-1；其中，X＝[qt0,qt1,qt2,qt3,ωt1,ωt2,ωt3]T为状态量，qt0,qt1,qt2,qt3为目标惯性系姿态四元数，ωt1,ωt2,ωt3为目标姿态角速度，Φk,k-1为状态转移矩阵，Γk,k-1为输入矩阵，W(k)为输入噪声，k为计算节拍数；
所述观测方程为Zk＝h(Xk)＝HXk+vk；其中，H＝[I4×404×3]，X＝[qt0,qt1,qt2,qt3,ωt1,ωt2,ωt3]T为状态量，I4×4为单位矩阵，vk为测量噪声。所述目标星角动量方向为其中，A(qt)为目标主惯量系到惯性系的旋转矩阵，qt为目标星惯性四元数，t指代目标星，ωt为目标星主惯量系相对惯性系角速度，J为目标星惯量矩阵。
进一步地，所述控制操控航天器在自旋角动量轴方向进行起旋的方法为：
当操控航天器沿自旋角动量轴逼近至空间旋转目标运动包络距离处时，控制操控航天器的滚转轴开始起旋；起旋目标角速度为估计得到的目标本体坐标系相对惯性系的角速度，采用控制参数自适应调节的PD控制策略，实现角速度逐步起旋控制；
当滚转轴起旋到位后，操控航天器滚转轴姿态基于两星相对姿态角和相对姿态角速度进行控制，使滚转轴姿态与目标自旋轴姿态同步运动，使两星相对姿态处于静止状态；
所述采用实时闭环轨道控制方法对操控航天器进行逼近控制的控制律为u＝-KX；其中，X为操控航天器相对于标称轨迹的位置和速度误差；K为状态反馈增益矩阵；u为轨道控制量。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明采用步骤1所述的估计目标角动量轴(H轴)方向，获得了目标自旋的空间指向，为设计安全逼近走廊提供依据；
(2)本发明采用了步骤2所述的安全逼近轨迹规划及控制方法，得到了目标翻转状态下的最优接近轨迹和安全走廊，以及沿预定轨迹的逼近控制律，实现了从远距离到抓捕悬停点的安全逼近控制；
(3)本发明采用了步骤3所述的姿态同步起旋控制方法，实现了操控航天器姿态对目标自旋姿态的跟踪控制，满足了机械臂抓捕的相对姿态条件要求。
附图说明
图1为本发明超近程接近停靠轨迹示意图；
图2为本发明实施例目标姿态角速度估计误差曲线；
图3为本发明实施例目标星惯性系角动量方向估计误差曲线；
图4为本发明实施例逼近过程中相对位置变化曲线；
图5为本发明实施例操控航天器角速度曲线。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
如图1所示为超近程接近停靠轨迹规划示意图，由图可知首先利用目标姿态估计方法，得到目标的角动量轴方向，设计了操控航天器初始绕飞轨迹和安全逼近轨迹，逼近至目标外包络距离之前，采用姿态起旋控制，实现姿态跟踪目标自旋角速度。
1、估计目标角动量轴(H轴)方向
以目标星动力学方程和运动学方程为基础建立状态方程；基于相对姿态测量敏感器输出的经过坐标解算得到的操控航天器相对目标本体系相对姿态测量信息，及操控航天器绝对姿态信息，解算目标星绝对姿态作为观测量；由状态方程结合观测方程，采用kalman滤波技术实时估计目标星相对惯性系姿态四元数、角速度等状态量；最终根据估计的目标星相对惯性系姿态计算目标星角动量方向。具体目标姿态轨迹方案如下：
状态量：
X＝[qt0,qt1,qt2,qt3,ωt1,ωt2,ωt3]T
上式中qt0,qt1,qt2,qt3为目标惯性系姿态四元数，ωt1,ωt2,ωt3为目标姿态角速度；
状态方程：
Xk＝Φk,k-1Xk-1+Γk,k-1Wk-1
上式中Φk,k-1为状态转移矩阵、Γk,k-1为输入矩阵，W(k)为输入噪声，k为计算节拍数
观测方程：
Zk＝h(Xk)＝HXk+vk
上式中H＝[I4×4 04×3]，X＝[qt0,qt1,qt2,qt3,ωt1,ωt2,ωt3]T为状态量，vk为测量噪声，k为计算节拍数
根据估计的目标姿态信息，计算目标角动量轴(H轴)方向计算如下：
A(qt)为目标主惯量系到惯性系的旋转矩阵，qt为目标星惯性四元数，t指代目标星，ωt为目标星主惯量系相对惯性系角速度，J为目标星惯量矩阵；
2、安全逼近轨迹规划及控制
1)安全逼近轨迹规划
沿目标自旋角动量轴设计逼近估计，考虑操控航天器的尺寸，设计安全逼近走廊，在走廊内，两星无碰撞风险，可接近至抓捕目标要求的距离处。
由于失效卫星在空间中自由翻滚，其角动量方向在惯性空间可能指向任意方向，操控航天器初始不一定正好位于失效卫星的安全走廊内，因此在H轴逼近前设计绕飞控制段，使操控航天器到达H轴方向，进入安全走廊的入口。
2)逼近控制
逼近过程精度要求较高以保证运动轨迹不出安全走廊，采用实时闭环轨道控制方法进行逼近控制。具体控制如下：
u＝-KX
上式中，X为操控航天器相对于标称轨迹的位置和速度误差
K为状态反馈增益矩阵
u为轨道控制量
3、姿态同步起旋控制
在目标运动包络球附近，操控航天器通过在H轴方向进行姿态同步起旋，实现与目标姿态近似相对静止(目标章动运动不跟踪)，易于机械臂实施对目标的抓捕。
当操控航天器沿H轴逼近至目标星安全距离时，X轴开始起旋，起旋目标角速度为估计得到的目标本体坐标系相对惯性系角速度，采用控制参数自适应调节的PD控制策略，实现角速度逐步起旋控制。
起旋到位后，操控航天器X轴姿态基于两星相对姿态角和相对姿态角速度进行控制，使X轴姿态与目标自旋轴姿态同步运动，YZ轴姿态采用对目标指向控制，使两星相对姿态处于静止状态。
实施例
下面以某翻滚卫星为对象，通过仿真实例验证本发明对其进行逼近停靠控制的有效性。
(1)估计目标角动量轴(H轴)方向
以目标星动力学方程和运动学方程为基础建立状态方程；基于相对姿态测量敏感器输出的经过坐标解算得到的操控航天器相对目标本体系相对姿态测量信息，及操控航天器绝对姿态信息，解算目标星绝对姿态作为观测量；采用kalman滤波技术实时估计目标星相对惯性系姿态四元数、角速度以及目标星角动量方向。
假设目标初始角速度为[5,1,1]°/s，相对姿态测量敏感器测量精度2°(3σ)，陀螺精度零偏稳定性不大于0.15°/h(3σ)；如图2、图3，设计的目标状态估计滤波器实现了对目标角速度和角动量轴方向的精确估计。
(2)安全逼近轨迹规划及控制
由于失效卫星在空间中自由翻滚，其角动量方向在惯性空间可能指向任意方向，操控航天器初始不一定正好位于失效卫星的安全走廊内，因此在H轴逼近前设计绕飞控制段，使操控航天器到达H轴方向，进入安全走廊的入口，然后沿安全走廊进一步逼近至目标指定距离处。
以从100m到2m的超近程逼近为例，具体参数为初始在目标附近100m处→自主逼近到60m→自主逼近到30m→自主逼近到10m→自主逼近到2m→目标2m处稳定伴飞。如图4，设计的安全逼近轨迹规划及控制方法实现了沿H轴安全逼近。
(3)姿态同步起旋控制
当操控航天器沿H轴逼近至目标星安全距离时，X轴开始起旋，起旋目标角速度为估计得到的目标本体坐标系相对惯性系角速度，实现角速度逐步起旋控制。起旋到位后，操控航天器X轴姿态基于两星相对姿态角和相对姿态角速度进行控制，使X轴姿态与目标自旋轴姿态同步运动，YZ轴姿态采用对目标指向控制，使两星相对姿态处于静止状态。
设定目标自旋角速度为5°/s，如图5，设计的姿态同步起旋控制方案实现了与目标的同步旋转。
以上实例说明了设计的沿目标自旋角动量轴逼近和姿态同步起旋进行超近程逼近停靠控制方法的有效性。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
Claims (2)
1.一种针对旋转目标的超近程接近停靠控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
根据操控航天器的绝对姿态测量敏感器和相对姿态测量装置，估计空间旋转目标的自旋角动量轴方向；
根据操控航天器的尺寸，沿空间旋转目标的自旋角动量轴方向，规划使操控航天器无碰撞靠近空间旋转目标的安全逼近走廊；
控制操控航天器飞行，使其到达自旋角动量轴方向，进入安全逼近走廊的入口；
采用实时闭环轨道控制方法对操控航天器进行逼近控制，将操控航天器和空间旋转目标之间的相对位置速度误差控制要求的范围内，且使两者之间的相对运动轨迹维持在安全逼近走廊内；
控制操控航天器在自旋角动量轴方向进行起旋，实现与空间旋转目标的姿态相对静止；
所述估计空间旋转目标的自旋角动量轴方向的方法包括如下步骤：
根据空间旋转目标的动力学方程和运动学方程建立空间旋转目标的状态方程；
基于相对姿态测量敏感器输出的经过坐标解算得到的操控航天器相对空间旋转目标的本体系的相对姿态测量信息，及操控航天器的绝对姿态信息，解算空间旋转目标的绝对姿态，并将其作为观测量构建观测方程；
由状态方程结合观测方程，采用卡尔曼滤波方法实时估计空间旋转目标相对惯性系姿态的状态量，并获得空间旋转目标的相对惯性系姿态；
根据估计的空间旋转目标的相对惯性系姿态计算目标星角动量方向；
所述状态方程为Xk＝Φk,k-1Xk-1+Γk,k-1Wk-1；其中，X＝[qt0,qt1,qt2,qt3,ωt1,ωt2,ωt3]T为状态量，qt0,qt1,qt2,qt3为目标惯性系姿态四元数，ωt1,ωt2,ωt3为目标姿态角速度，Φk,k-1为状态转移矩阵，Γk,k-1为输入矩阵，W(k)为输入噪声，k为计算节拍数；
所述观测方程为Zk＝h(Xk)＝HXk+vk；其中，H＝[I4×4 04×3]，X＝[qt0,qt1,qt2,qt3,ωt1,ωt2,ωt3]T为状态量，I4×4为单位矩阵，vk为测量噪声；
所述目标星角动量方向为其中，A(qt)为目标主惯量系到惯性系的旋转矩阵，qt为目标星惯性四元数，t指代目标星，ωt为目标星主惯量系相对惯性系角速度，J为目标星惯量矩阵；
所述控制操控航天器在自旋角动量轴方向进行起旋的方法为：
当操控航天器沿自旋角动量轴逼近至空间旋转目标运动包络距离处时，控制操控航天器的滚转轴开始起旋；起旋目标角速度为估计得到的目标本体坐标系相对惯性系的角速度，采用控制参数自适应调节的PD控制策略，实现角速度逐步起旋控制；
当滚转轴起旋到位后，操控航天器滚转轴姿态基于两星相对姿态角和相对姿态角速度进行控制，使滚转轴姿态与目标自旋轴姿态同步运动，使两星相对姿态处于静止状态；
所述采用实时闭环轨道控制方法对操控航天器进行逼近控制的控制律为u＝-KX；其中，X为操控航天器相对于标称轨迹的位置和速度误差；K为状态反馈增益矩阵；u为轨道控制量。
2.一种针对旋转目标的超近程接近停靠控制系统，其特征在于：包括
第一模块，根据操控航天器的绝对姿态测量敏感器和相对姿态测量装置，估计空间旋转目标的自旋角动量轴方向；
第二模块，根据操控航天器的尺寸，沿空间旋转目标的自旋角动量轴方向，规划使操控航天器无碰撞靠近空间旋转目标的安全逼近走廊；
第三模块，控制操控航天器飞行，使其到达自旋角动量轴方向，进入安全逼近走廊的入口；
第四模块，采用实时闭环轨道控制方法对操控航天器进行逼近控制，将操控航天器和空间旋转目标之间的相对位置速度误差控制要求的范围内，且使两者之间的相对运动轨迹维持在安全逼近走廊内；
第五模块，控制操控航天器在自旋角动量轴方向进行起旋，实现与空间旋转目标的姿态相对静止；
所述估计空间旋转目标的自旋角动量轴方向的方法包括如下步骤：
根据空间旋转目标的动力学方程和运动学方程建立空间旋转目标的状态方程；
基于相对姿态测量敏感器输出的经过坐标解算得到的操控航天器相对空间旋转目标的本体系的相对姿态测量信息，及操控航天器的绝对姿态信息，解算空间旋转目标的绝对姿态，并将其作为观测量构建观测方程；
由状态方程结合观测方程，采用卡尔曼滤波方法实时估计空间旋转目标相对惯性系姿态的状态量，并获得空间旋转目标的相对惯性系姿态；
根据估计的空间旋转目标的相对惯性系姿态计算目标星角动量方向；
所述状态方程为Xk＝Φk,k-1Xk-1+Γk,k-1Wk-1；其中，X＝[qt0,qt1,qt2,qt3,ωt1,ωt2,ωt3]T为状态量，qt0,qt1,qt2,qt3为目标惯性系姿态四元数，ωt1,ωt2,ωt3为目标姿态角速度，Φk,k-1为状态转移矩阵，Γk,k-1为输入矩阵，W(k)为输入噪声，k为计算节拍数；
所述观测方程为Zk＝h(Xk)＝HXk+vk；其中，H＝[I4×4 04×3]，X＝[qt0,qt1,qt2,qt3,ωt1,ωt2,ωt3]T为状态量，I4×4为单位矩阵，vk为测量噪声；所述目标星角动量方向为其中，A(qt)为目标主惯量系到惯性系的旋转矩阵，qt为目标星惯性四元数，t指代目标星，ωt为目标星主惯量系相对惯性系角速度，J为目标星惯量矩阵；
所述控制操控航天器在自旋角动量轴方向进行起旋的方法为：
当操控航天器沿自旋角动量轴逼近至空间旋转目标运动包络距离处时，控制操控航天器的滚转轴开始起旋；起旋目标角速度为估计得到的目标本体坐标系相对惯性系的角速度，采用控制参数自适应调节的PD控制策略，实现角速度逐步起旋控制；
当滚转轴起旋到位后，操控航天器滚转轴姿态基于两星相对姿态角和相对姿态角速度进行控制，使滚转轴姿态与目标自旋轴姿态同步运动，使两星相对姿态处于静止状态；
所述采用实时闭环轨道控制方法对操控航天器进行逼近控制的控制律为u＝-KX；其中，X为操控航天器相对于标称轨迹的位置和速度误差；K为状态反馈增益矩阵；u为轨道控制量。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202010128925.XA CN111650950B (zh) | 2020-02-28 | 2020-02-28 | 一种针对旋转目标的超近程接近停靠控制方法及系统 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202010128925.XA CN111650950B (zh) | 2020-02-28 | 2020-02-28 | 一种针对旋转目标的超近程接近停靠控制方法及系统 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN111650950A CN111650950A (zh) | 2020-09-11 |
| CN111650950B true CN111650950B (zh) | 2023-11-10 |
Family
ID=72341916
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202010128925.XA Active CN111650950B (zh) | 2020-02-28 | 2020-02-28 | 一种针对旋转目标的超近程接近停靠控制方法及系统 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN111650950B (zh) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110470297A (zh) * | 2019-03-11 | 2019-11-19 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种空间非合作目标的姿态运动与惯性参数估计方法 |
| CN110502028A (zh) * | 2019-09-18 | 2019-11-26 | 中国人民解放军军事科学院国防科技创新研究院 | 一种空间翻滚目标位姿同步跟踪控制方法 |
| CN110765547A (zh) * | 2019-09-25 | 2020-02-07 | 上海航天控制技术研究所 | 一种简化的飞网捕获空间碎片动力学建模方法 |
-
2020
- 2020-02-28 CN CN202010128925.XA patent/CN111650950B/zh active Active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110470297A (zh) * | 2019-03-11 | 2019-11-19 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种空间非合作目标的姿态运动与惯性参数估计方法 |
| CN110502028A (zh) * | 2019-09-18 | 2019-11-26 | 中国人民解放军军事科学院国防科技创新研究院 | 一种空间翻滚目标位姿同步跟踪控制方法 |
| CN110765547A (zh) * | 2019-09-25 | 2020-02-07 | 上海航天控制技术研究所 | 一种简化的飞网捕获空间碎片动力学建模方法 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 刘厚德.自旋目标运动预测及自主捕获路径规划方法.《吉林大学学报(工学版)》.2013,第44卷(第44期),第759页第2.2节. * |
| 李鹏.对翻滚非合作目标终端逼近的姿轨耦合退步控制.《哈尔滨工业大学学报》.2013,第45卷(第45期),摘要，第97页第3节. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN111650950A (zh) | 2020-09-11 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN108287476B (zh) | 基于高阶滑模控制和扰动观测器的空间翻滚非合作目标自主交会制导方法 | |
| CN105549606B (zh) | 针对失效卫星的超近距离最优防撞接近方法 | |
| CN107364589B (zh) | 基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法 | |
| Kumar et al. | A novel single thruster control strategy for spacecraft attitude stabilization | |
| CN103112603B (zh) | 欠驱动高速自旋卫星建立正常姿态的方法 | |
| CN108375904B (zh) | 一种非合作目标航天器交会对接最终段饱和控制方法 | |
| CN109677637B (zh) | 基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法 | |
| CN106054613B (zh) | 一种自主安全逼近翻滚故障卫星的轨迹规划方法 | |
| CN110450991B (zh) | 微纳卫星集群捕获空间非合作目标的方法 | |
| CN109190158B (zh) | 一种考虑非合作目标禁飞区约束的最优轨道设计方法 | |
| CN111998821B (zh) | 一种在轨维护卫星传感器指向控制角度计算方法 | |
| CN111880410A (zh) | 一种针对电机故障的四旋翼无人机容错控制方法 | |
| Wolf et al. | Toward improved landing precision on Mars | |
| CN110502028B (zh) | 一种空间翻滚目标位姿同步跟踪控制方法 | |
| Zhou et al. | Motion-planning and pose-tracking based rendezvous and docking with a tumbling target | |
| CN113569391A (zh) | 地月转移轨道的参数确定方法、装置、设备及介质 | |
| CN111650950B (zh) | 一种针对旋转目标的超近程接近停靠控制方法及系统 | |
| Lin et al. | Specific tracking control of rotating target spacecraft under safe motion constraints | |
| Taame et al. | Modeling of an unmanned aerial vehicle and trajectory tracking control using backstepping approach | |
| CN110597274B (zh) | 一种适应姿态重定向的sgcmg动态框架角速度确定方法 | |
| CN109305394B (zh) | 航天器近距离交会试验简化方法 | |
| CN113741197B (zh) | 高轨目标的单次抵近三脉冲控制方法及系统 | |
| Wang et al. | A novel guidance scheme for close range operation in active debris removal | |
| CN111596678B (zh) | 一种航天器逼近空间翻滚目标的相对位置自适应控制方法 | |
| CN112506209B (zh) | 一种基于自适应预测周期的再入飞行器预测控制方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |