CN113619814A - 一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法 - Google Patents

一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法 Download PDF

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CN113619814A CN202110728295.4A CN202110728295A CN113619814A CN 113619814 A CN113619814 A CN 113619814A CN 202110728295 A CN202110728295 A CN 202110728295A CN 113619814 A CN113619814 A CN 113619814A
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Abstract

一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法，针对空间交会对接任务的特殊性，在继承预设性能控制方法优点的同时，利用径向基函数神经网络(RBFNN)的逼近能力来补偿实际交会对接任务中执行机构的饱和非线性。整个控制器设计过程无需执行机构饱和非线性的结构特性、外界干扰及轨道器质量转动惯量等模型先验知识，不仅能大大降低了计算复杂度，同时考虑预设稳态和暂态性能的同时兼顾了执行机构的控制饱和约束，具有较强的工程实用性。

Description

一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法
技术领域
本发明涉及一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法，属于航天器控制技术领域。
背景技术
近年来，空间碎片清除、在轨服务等项目逐渐得到了较大的关注，面对这些复杂的任务，追踪航天器与目标航天器间交会对接控制对整个任务的成功实现起到至关重要的作用。
由于空间交会对接任务的特殊性，对跟踪航天器而言，由于推进器燃料消耗、载荷转动等因素的影响，系统质量和质量惯量往往存在不确定性；由于空间环境的复杂性，航天器通常会受到外部环境的扰动，如大气阻力、重力梯度力矩、太阳辐射力矩等因素的影响。此外由于执行机构物理结构和整星能量消耗的限制，使得推力器、飞轮、控制力矩陀螺等执行机构的输出力矩总是有限的，这种控制输入饱和特性将使系统的动态性能降低，甚至导致闭环系统不稳定。总之，复杂的空间环境、相对轨道与姿态跟踪动力学的强耦合与高度非线性以及严格的跟踪误差指标约束均对交会对接控制系统提出了巨大的挑战，因此研究带有执行机构控制饱和约束、模型参数不确定性与外部干扰的相对轨道与姿态高精度跟踪控制具有较大的理论价值与工程意义。
发明内容
本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中的不足，提出了一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法，应用于航天器交会对接任务中相对轨道与姿态六自由度控制。
本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：
一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法，步骤如下：
(1)考虑执行机构饱和约束情况，建立跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型，其中，跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型包括两航天器间的相对轨道及相对姿态跟踪控制运动学、动力学模型；
(2)根据交会对接任务中相对轨道与姿态跟踪控制误差的暂态和稳态性能指标要求，设计相对轨道与姿态跟踪误差性能函数；
(3)根据步骤(2)所得相对轨道与姿态跟踪误差性能函数构造转换误差变量，并构造相对轨道与姿态跟踪控制器设计所需的中间误差变量；
(4)利用步骤(1)所得两航天器间的相对轨道及相对姿态跟踪控制运动学与动力学模型、步骤(3)所得中间误差变量设计相对轨道与姿态虚拟控制量及其导数；
(5)通过步骤(1)所得两航天器间的相对轨道及相对姿态跟踪控制运动学与动力学模型、步骤(3)所得中间误差变量、步骤(4)所得相对轨道与姿态虚拟控制量的导数构建抗饱和预设性能交会对接控制器，并通过构建的自适应律估计跟踪航天器质量、转动惯量矩阵分量与控制器设计所需的辅助变量。
步骤(1)中，跟踪航天器和目标航天器相对姿态跟踪运动学与动力学模型分别为：
Figure BDA0003139356400000021
Figure BDA0003139356400000022
式中，
Figure BDA0003139356400000023
为用修正罗德里格斯参数描述的姿态跟踪误差，
Figure BDA0003139356400000024
为姿态跟踪误差，
Figure BDA0003139356400000025
与
Figure BDA0003139356400000026
分别表示干扰力矩与控制力矩，
Figure BDA0003139356400000027
为轨道器转动惯量矩阵，具体为
Figure BDA0003139356400000028
其中，相对姿态动力学模型中矩阵G(σe)、Ca和非线性向量ha分别为：
Figure BDA0003139356400000029
Ca＝S(J(ωe+R(σe)ωt))-S(R(σe)ωt)J-JS(R(σe)ωt)
Figure BDA0003139356400000031
轨道器本体系与上升器本体系之间的坐标转换矩阵R(σe)可表示为
Figure BDA0003139356400000032
跟踪航天器和目标航天器相对轨道跟踪运动学与动力学模型分别为：
Figure BDA0003139356400000033
Figure BDA0003139356400000034
式中，
Figure BDA0003139356400000035
与
Figure BDA0003139356400000036
分别表示相对轨道与速度跟踪误差，m为轨道器质量，
Figure BDA0003139356400000037
与
Figure BDA0003139356400000038
分别表示轨道器与上升器的角速度，满足ωe＝ωs-R(σe)ωt，
Figure BDA0003139356400000039
与
Figure BDA00031393564000000310
分别表示干扰力与控制力，S(·)为叉乘算子。
对于任意三维向量γ＝[γ1 γ2 γ3]T，叉乘矩阵S(γ)为：
Figure BDA00031393564000000311
相对轨道动力学模型中非线性向量hp为：
Figure BDA00031393564000000312
式中，rt为上升器的位置矢量，μ为地心引力常数。
控制力矩
Figure BDA00031393564000000313
与控制力
Figure BDA00031393564000000314
分别存在幅值上限τmax与fmax，τi与fi(i＝1,2,3)分别满足：
Figure BDA00031393564000000315
Figure BDA00031393564000000316
步骤(2)中，根据相对轨道与姿态跟踪控制误差的暂态和稳态性能指标要求，设计相对轨道与姿态跟踪误差性能函数分别为：
Figure BDA0003139356400000041
Figure BDA0003139356400000042
式中，ρpi∞与ρσi∞分别表示相对轨道跟踪误差与姿态跟踪误差稳态精度指标，lpi和lσi分别约束相对轨道与姿态跟踪误差的收敛速度，其中：
相对姿态与轨道跟踪误差的预设性能约束可以描述：
-δliρσi≤σei(t)≤δuiρσi(t)(i＝1,2,3)
-δliρpi≤rei(t)≤δuiρpi(t)(i＝1,2,3)
式中，δui与δli分别为性能边界约束系数，一般取1。
步骤(3)中，转换误差变量χσ＝[χσ1,χσ2,χσ3]T和χp＝[χp1,χp2,χp3]T具体为：
Figure BDA0003139356400000043
Figure BDA0003139356400000044
式中，δui与δli分别为性能边界约束系数，一般取1；
相对轨道与姿态跟踪控制器设计所需的中间误差变量具体为：
Figure BDA0003139356400000045
式中，ασ和αp均为待设计的虚拟控制量。
步骤(4)中，相对轨道与姿态虚拟控制量分别为：
Figure BDA0003139356400000046
Figure BDA0003139356400000047
式中，K1与K3均为对称正定矩阵，其中，矩阵
Figure BDA0003139356400000048
与
Figure BDA0003139356400000049
分别为：
Figure BDA0003139356400000051
辅助变量υσ和υp分别为
Figure BDA0003139356400000052
相对轨道与姿态虚拟控制量的导数估计值
Figure BDA0003139356400000053
和
Figure BDA0003139356400000054
分别为：
Figure BDA0003139356400000055
Figure BDA0003139356400000056
式中，Kσ1,Kσ2与Kp1,Kp2均为对称正定矩阵，
Figure BDA0003139356400000057
ζσ和
Figure BDA0003139356400000058
ζp为引入的辅助变量，sign为符号函数。
步骤(5)中，构建抗饱和预设性能交会对接控制器具体如下：
Figure BDA0003139356400000059
式中，K2与K4均为对称正定矩阵，εμ1与εμ2均为正常数，hσ与ho均为高斯基函数；
其中，辅助变量
Figure BDA00031393564000000510
与
Figure BDA00031393564000000511
的自适应律分别为：
Figure BDA0003139356400000061
式中，Γ1为正定矩阵，Proj(·)为投影算子，kσ1,kσ2,kσ3与kσ4均为正常数，
Figure BDA0003139356400000062
具体为：
Figure BDA0003139356400000063
Figure BDA0003139356400000064
式中，
Figure BDA0003139356400000065
为线性算子，利用该线性算子可以从包含转动惯量矩阵J的项中线性提取出转动惯量矩阵J的分量，便于后续其自适应律的构造，线性算子L(·)的形式具体为；
对于任意向量α＝[a1 a2 a3]T，线性算子L(·)满足：
Ja＝L(a)θJ
式中，矩阵L(a)为
Figure BDA0003139356400000066
θJ＝[J11,J22,J33,J12,J13,J23]T为由转动惯量矩阵J的分量组成的未知参数向量。
辅助变量
Figure BDA0003139356400000067
的自适应律分别为：
Figure BDA0003139356400000068
式中，γp，kp1,kp2,kp3与kp4均为正常数，其中，辅助变量
Figure BDA0003139356400000069
具体为：
Figure BDA0003139356400000071
本发明与现有技术相比的优点在于：
本发明提供的一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法，在继承预设性能控制方法优点的同时，利用径向基函数神经网络(RBFNN)的逼近能力来补偿实际交会对接任务中执行机构的饱和非线性，控制器设计过程无需执行机构饱和非线性的结构特性、外界干扰及轨道器质量转动惯量等模型先验知识，基于范数估计的思想，通过估计神经网络权值矩阵范数而非矩阵分量，大大降低了计算复杂度，并在考虑预设稳态和暂态性能的同时兼顾了执行机构的控制饱和约束，具有较强的工程实用性。
附图说明
图1为发明提供的闭环系统结构框图；
图2为发明提供的x轴相对姿态跟踪误差示意图；
图3为发明提供的y轴相对姿态跟踪误差示意图；
图4为发明提供的z轴相对姿态跟踪误差示意图；
图5为发明提供的x轴相对轨道跟踪误差示意图；
图6为发明提供的y轴相对轨道跟踪误差示意图；
图7为发明提供的z轴相对轨道跟踪误差示意图；
图8为发明提供的x轴控制力示意图；
图9为发明提供的y轴控制力示意图；
图10为发明提供的z轴控制力示意图；
图11为发明提供的x轴控制力矩示意图；
图12为发明提供的y轴控制力矩示意图；
图13为发明提供的z轴控制力矩示意图；
具体实施方式
一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法，如图1所示，通过神经网络良好的函数逼近能力，利用它来估计并有效补偿了模型不确定性和控制饱和非线性，并基于范数估计的思想，通过估计神经网络权值矩阵范数而非矩阵分量，在考虑预设稳态和暂态性能的同时兼顾了执行机构的控制饱和约束，具体步骤如下：
(1)考虑执行机构饱和约束情况，建立跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型，其中，跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型包括两航天器间的相对轨道及相对姿态跟踪控制运动学、动力学模型；
其中，跟踪航天器和目标航天器相对姿态跟踪运动学与动力学模型分别为：
Figure BDA0003139356400000081
Figure BDA0003139356400000082
式中，
Figure BDA0003139356400000083
为用修正罗德里格斯参数描述的姿态跟踪误差，
Figure BDA0003139356400000084
为姿态跟踪误差，
Figure BDA0003139356400000085
与
Figure BDA0003139356400000086
分别表示干扰力矩与控制力矩
Figure BDA0003139356400000087
为轨道器转动惯量矩阵，具体为
Figure BDA0003139356400000088
其中，相对姿态动力学模型中矩阵G(σe)、Ca和非线性向量ha分别为：
Figure BDA0003139356400000089
Ca＝S(J(ωe+R(σe)ωt))-S(R(σe)ωt)J-JS(R(σe)ωt)
Figure BDA00031393564000000810
轨道器本体系与上升器本体系之间的坐标转换矩阵R(σe)可表示为
Figure BDA00031393564000000811
跟踪航天器和目标航天器相对轨道跟踪运动学与动力学模型分别为：
Figure BDA00031393564000000812
Figure BDA0003139356400000091
式中，
Figure BDA0003139356400000092
与
Figure BDA0003139356400000093
分别表示相对轨道与速度跟踪误差，m为轨道器质量，
Figure BDA0003139356400000094
与
Figure BDA0003139356400000095
分别表示轨道器与上升器的角速度，满足ωe＝ωs-R(σe)ωt，
Figure BDA0003139356400000096
与
Figure BDA0003139356400000097
分别表示干扰力与控制力，S(·)为叉乘算子；
对于任意三维向量γ＝[γ1 γ2 γ3]T，叉乘矩阵S(γ)为：
Figure BDA0003139356400000098
相对轨道动力学模型中非线性向量hp为：
Figure BDA0003139356400000099
控制力矩
Figure BDA00031393564000000910
与控制力
Figure BDA00031393564000000911
分别存在幅值上限τmax与fmax，τi与fi(i＝1,2,3)分别满足：
Figure BDA00031393564000000912
Figure BDA00031393564000000913
(2)根据交会对接任务中相对轨道与姿态跟踪控制误差的暂态和稳态性能指标要求，设计相对轨道与姿态跟踪误差性能函数；
其中，根据相对轨道与姿态跟踪控制误差的暂态和稳态性能指标要求，设计相对轨道与姿态跟踪误差性能函数分别为：
Figure BDA00031393564000000914
Figure BDA00031393564000000915
式中，ρpi∞与ρσi∞分别表示相对轨道跟踪误差与姿态跟踪误差稳态精度指标，lpi和lσi分别约束相对轨道与姿态跟踪误差的收敛速度，其中：
相对姿态与轨道跟踪误差的预设性能约束可以描述为：
-δliρσi≤σei(t)≤δuiρσi(t)(i＝1,2,3)
-δliρpi≤rei(t)≤δuiρpi(t)(i＝1,2,3)
式中，δui与δli分别为性能边界约束系数，一般取1；
(3)根据步骤(2)所得相对轨道与姿态跟踪误差性能函数构造转换误差变量，并构造相对轨道与姿态跟踪控制器设计所需的中间误差变量；
其中，转换误差变量χσ＝[χσ1,χσ2,χσ3]T和χp＝[χp1,χp2,χp3]T具体为：
Figure BDA0003139356400000101
Figure BDA0003139356400000102
式中，δui与δli分别为性能边界约束系数，一般取1；
相对轨道与姿态跟踪控制器设计所需的中间误差变量具体为：
Figure BDA0003139356400000103
式中，ασ和αp均为待设计的虚拟控制量；
(4)利用步骤(1)所得两航天器间的相对轨道及相对姿态跟踪控制运动学与动力学模型、步骤(3)所得中间误差变量设计相对轨道与姿态虚拟控制量及其导数；
其中，相对轨道与姿态虚拟控制量分别为：
Figure BDA0003139356400000104
Figure BDA0003139356400000105
式中，K1与K3均为对称正定矩阵，其中，矩阵
Figure BDA0003139356400000106
与
Figure BDA0003139356400000107
分别为：
Figure BDA0003139356400000111
辅助变量υσ和υp分别为
Figure BDA0003139356400000112
相对轨道与姿态虚拟控制量的导数估计值
Figure BDA0003139356400000113
和
Figure BDA0003139356400000114
分别为：
Figure BDA0003139356400000115
Figure BDA0003139356400000116
式中，Kσ1,Kσ2与Kp1,Kp2均为对称正定矩阵，
Figure BDA0003139356400000117
ζσ与
Figure BDA0003139356400000118
ζp均为引入的辅助变量；
(5)通过步骤(1)所得两航天器间的相对轨道及相对姿态跟踪控制运动学与动力学模型、步骤(3)所得中间误差变量、步骤(4)所得相对轨道与姿态虚拟控制量的导数构建抗饱和预设性能交会对接控制器，并通过构建的自适应律估计跟踪航天器质量、转动惯量矩阵分量与控制器设计所需的辅助变量。
其中，构建抗饱和预设性能交会对接控制器具体如下：
Figure BDA0003139356400000121
式中，K2与K4均为对称正定矩阵，εμ1与εμ2均为正常数，hσ与ho均为高斯基函数。
其中，辅助变量
Figure BDA0003139356400000122
与
Figure BDA0003139356400000123
的自适应律分别为：
Figure BDA0003139356400000124
式中，Γ1为正定矩阵，Proj(·)为投影算子，kσ1,kσ2,kσ3与kσ4均为正常数，
Figure BDA0003139356400000125
具体为：
Figure BDA0003139356400000126
Figure BDA0003139356400000127
式中，
Figure BDA0003139356400000128
为线性算子，利用该线性算子可以从包含转动惯量矩阵J的项中线性提取出转动惯量矩阵J的分量，便于后续其自适应律的构造，下面给出线性算子L(·)的形式；
对于任意向量α＝[a1 a2 a3]T，线性算子L(·)满足：
Ja＝L(a)θJ
式中，矩阵L(a)为
Figure BDA0003139356400000129
θJ＝[J11,J22,J33,J12,J13,J23]T为由转动惯量矩阵J的分量组成的未知参数向量。
其中，辅助变量
Figure BDA0003139356400000131
的自适应律分别为：
Figure BDA0003139356400000132
式中，γp，kp1,kp2,kp3与kp4均为正常数，其中，辅助变量
Figure BDA0003139356400000133
可以进一步展开为：
Figure BDA0003139356400000134
下面结合具体实施例进行进一步说明：
本发明首先建立交会对接最后逼近段追踪航天器与目标航天器的相对轨道与姿态跟踪动力学与运动学模型，考虑了模型不确定性、外界干扰力矩扰动、执行机构饱和约束。然后，设计性能函数来约束相对轨道与姿态跟踪误差的暂态与稳态性能，并利用径向基函数神经网络(RBFNN)来补偿执行机构的饱和约束，最后设计自适应更新律来估计模型不确定性，并由此得到最终的追踪航天器与目标航天器间的相对轨道与姿态跟踪控制律。
在本实施例中，针对交会对接任务中跟踪航天器与目标航天器间的相对轨道与姿态跟踪控制问题提出了一种基于神经网络补偿的抗饱和预设性能控制方法，具体步骤为：
(1)在考虑执行机构饱和约束的情况下，建立跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型，该模型包含两个航天器之间的相对轨道和相对姿态跟踪控制运动学与动力学。
Figure BDA0003139356400000135
Figure BDA0003139356400000136
式中，
Figure BDA0003139356400000137
为用修正罗德里格斯参数描述的姿态跟踪误差，
Figure BDA0003139356400000138
为姿态跟踪误差，
Figure BDA0003139356400000141
为轨道器转动惯量矩阵，
Figure BDA0003139356400000142
与
Figure BDA0003139356400000143
分别表示干扰力矩与控制力矩，由于实际执行机构物理结构的限制，导致控制力矩
Figure BDA0003139356400000144
存在幅值上限τmax，即
Figure BDA0003139356400000145
相对姿态动力学模型中矩阵G(σe)、Ca和非线性向量ha分别表示为
Figure BDA0003139356400000146
Ca＝S(J(ωe+R(σe)ωt))-S(R(σe)ωt)J-JS(R(σe)ωt)
Figure BDA0003139356400000147
相对轨道跟踪控制系统的运动学与动力学模型分别为：
Figure BDA0003139356400000148
Figure BDA0003139356400000149
式中，
Figure BDA00031393564000001410
与
Figure BDA00031393564000001411
分别表示相对轨道与速度跟踪误差，m为轨道器质量，
Figure BDA00031393564000001412
与
Figure BDA00031393564000001413
分别表示轨道器与上升器的角速度，满足ωe＝ωs-R(σe)ωt，
Figure BDA00031393564000001414
与
Figure BDA00031393564000001415
分别表示干扰力与控制力，由于实际执行机构物理结构的限制，导致控制力
Figure BDA00031393564000001416
存在幅值上限fmax，即
Figure BDA00031393564000001417
相对轨道动力学模型中非线性向量hp为
Figure BDA00031393564000001418
S(·)为叉乘算子，定义：对于任意三维向量γ＝[γ1γ2γ3]T，S(γ)为
Figure BDA00031393564000001419
(2)根据交会对接任务中相对轨道与姿态跟踪控制误差的暂态和稳态性能指标要求，设计相对轨道与姿态跟踪误差性能函数。
Figure BDA0003139356400000151
Figure BDA0003139356400000152
式中，ρpi∞与ρσi∞分别表示相对轨道跟踪误差与姿态跟踪误差稳态精度指标，lpi和lσi分别约束相对轨道与姿态跟踪误差的收敛速度。
那么相对姿态与轨道跟踪误差的预设性能约束可以描述为
-δliρσi≤σei(t)≤δuiρσi(t)(i＝1,2,3)
-δliρpi≤rei(t)≤δuiρpi(t)(i＝1,2,3)
式中，δui与δli分别为性能边界约束系数，一般取1。
(3)基于步骤(2)的相对轨道与姿态跟踪误差性能函数构造转换误差变量；
Figure BDA0003139356400000153
Figure BDA0003139356400000154
式中，δui与δli分别为性能边界约束系数，一般取1。
(4)基于步骤(3)的相对轨道与姿态转换误差变量构造用于后续相对轨道与姿态跟踪控制器设计的中间误差变量；
Figure BDA0003139356400000155
式中，ασ和αp均为待设计的虚拟控制量。
(5)基于步骤(1)的相对轨道与姿态运动学和步骤(4)中相对轨道与姿态中间误差变量设计相对轨道与姿态虚拟控制量；
Figure BDA0003139356400000161
Figure BDA0003139356400000162
式中，K1与K3均为对称正定矩阵，矩阵
Figure BDA0003139356400000163
与
Figure BDA0003139356400000164
分别为：
Figure BDA0003139356400000165
辅助变量υσ和υp分别为
Figure BDA0003139356400000166
(6)基于步骤(5)的相对轨道与姿态虚拟控制量，求解相对轨道与姿态虚拟控制量的导数估计值
Figure BDA0003139356400000167
和
Figure BDA0003139356400000168
Figure BDA0003139356400000169
Figure BDA00031393564000001610
式中，Kσ1,Kσ2与Kp1,Kp2均为对称正定矩阵，
Figure BDA00031393564000001611
ζσ和
Figure BDA00031393564000001612
ζp为引入的辅助变量，sign为符号函数。
(7)基于步骤(1)的相对轨道与姿态动力学、步骤(4)中相对轨道与姿态中间误差变量、步骤(6)的相对轨道与姿态虚拟控制量的导数设计抗饱和预设性能交会对接控制器，并构建自适应律估计跟踪航天器质量、转动惯量矩阵分量与控制器设计所需的辅助变量。
Figure BDA0003139356400000171
式中，K2与K4均为对称正定矩阵，εμ1与εμ2均为正常数，hσ与ho均为高斯基函数。
辅助变量
Figure BDA0003139356400000172
与
Figure BDA0003139356400000173
的自适应律分别为
Figure BDA0003139356400000174
式中，Γ1为正定矩阵，Proj(·)为投影算子，kσ1,kσ2,kσ3与kσ4均为正常数，
Figure BDA0003139356400000175
可表示为
Figure BDA0003139356400000176
Figure BDA0003139356400000177
式中，
Figure BDA0003139356400000178
为线性算子，对于任意向量α＝[a1 a2 a3]T，有
Figure BDA0003139356400000179
辅助变量
Figure BDA00031393564000001710
的自适应律分别为
Figure BDA0003139356400000181
式中，γp，kp1,kp2,kp3与kp4均为正常数，
Figure BDA0003139356400000182
给出本发明仿真实例，如图2-图4所示，给出了追踪器本体坐标系下的相对姿态跟踪误差曲线，如图5-图7所示，给出了追踪器本体坐标系下相对轨道跟踪误差曲线，如图2-图10所示，给出了追踪器本体坐标系下追踪航天器控制力，如图11-13所示，给出了追踪器本体坐标系下追踪航天器控制力矩。
通过图2-4中采用传统PID控制方法与本专利方法的对比，可以看出基于本专利方法的相对姿态跟踪误差没有超调，收敛时间更短。两种方法的相对姿态跟踪误差稳态值分别为3.81e-4、6.632e-9，相对轨道跟踪误差稳态值分别为1.174e-5、1.09e-9，由此可以看出本专利方法具有优良的暂态性能和稳态性能。由图8-13控制力和力矩曲线对比结果可以看出，本专利方法有效地解决了执行机构的饱和约束问题。
综上，本发明设计的近距离段交会对接的自适应神经网络控制试验方法，在继承预设性能控制方法优点的同时，利用径向基函数神经网络(RBFNN)的逼近能力来补偿实际交会对接任务中执行机构的饱和非线性，通过神经网络良好的函数逼近能力，利用它来估计并有效补偿了模型不确定性和控制饱和非线性。此外，基于范数估计的思想，通过估计神经网络权值矩阵范数而非矩阵分量，大大降低了计算复杂度。该控制方法在考虑预设稳态和暂态性能的同时兼顾了执行机构的控制饱和约束，具有较强的工程实用性。
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 (8)

1.一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法，其特征在于步骤如下：
(1)考虑执行机构饱和约束情况，建立跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型，其中，跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型包括两航天器间的相对轨道及相对姿态跟踪控制运动学、动力学模型；
(2)根据交会对接任务中相对轨道与姿态跟踪控制误差的暂态和稳态性能指标要求，设计相对轨道与姿态跟踪误差性能函数；
(3)根据步骤(2)所得相对轨道与姿态跟踪误差性能函数构造转换误差变量，并构造相对轨道与姿态跟踪控制器设计所需的中间误差变量；
(4)利用步骤(1)所得两航天器间的相对轨道及相对姿态跟踪控制运动学与动力学模型、步骤(3)所得中间误差变量设计相对轨道与姿态虚拟控制量及其导数；
(5)通过步骤(1)所得两航天器间的相对轨道及相对姿态跟踪控制运动学与动力学模型、步骤(3)所得中间误差变量、步骤(4)所得相对轨道与姿态虚拟控制量的导数构建抗饱和预设性能交会对接控制器，并通过构建的自适应律估计跟踪航天器质量、转动惯量矩阵分量与控制器设计所需的辅助变量。
2.根据权利要求1所述的一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法，其特征在于：
所述步骤(1)中，跟踪航天器和目标航天器相对姿态跟踪运动学与动力学模型分别为：
Figure FDA0003139356390000011
Figure FDA0003139356390000012
式中，
Figure FDA0003139356390000013
为用修正罗德里格斯参数描述的姿态跟踪误差，
Figure FDA0003139356390000014
为姿态跟踪误差，
Figure FDA0003139356390000015
与
Figure FDA0003139356390000016
分别表示干扰力矩与控制力矩，
Figure FDA0003139356390000017
为轨道器转动惯量矩阵，具体为
Figure FDA0003139356390000021
其中，相对姿态动力学模型中矩阵G(σe)、Ca和非线性向量ha分别为：
Figure FDA0003139356390000022
Ca＝S(J(ωe+R(σe)ωt))-S(R(σe)ωt)J-JS(R(σe)ωt)
Figure FDA0003139356390000023
轨道器本体系与上升器本体系之间的坐标转换矩阵R(σe)可表示为
Figure FDA0003139356390000024
跟踪航天器和目标航天器相对轨道跟踪运动学与动力学模型分别为：
Figure FDA0003139356390000025
Figure FDA0003139356390000026
式中，
Figure FDA0003139356390000027
与
Figure FDA0003139356390000028
分别表示相对轨道与速度跟踪误差，m为轨道器质量，
Figure FDA0003139356390000029
与
Figure FDA00031393563900000210
分别表示轨道器与上升器的角速度，满足ωe＝ωs-R(σe)ωt，
Figure FDA00031393563900000211
与
Figure FDA00031393563900000212
分别表示干扰力与控制力，S(·)为叉乘算子。
3.根据权利要求1所述的一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法，其特征在于：
对于任意三维向量γ＝[γ1 γ2 γ3]T，叉乘矩阵S(γ)为：
Figure FDA00031393563900000213
相对轨道动力学模型中非线性向量hp为：
Figure FDA00031393563900000214
式中，rt为上升器的位置矢量，μ为地心引力常数。
控制力矩
Figure FDA00031393563900000215
与控制力
Figure FDA00031393563900000216
分别存在幅值上限τmax与fmax，τi与fi(i＝1,2,3)分别满足：
Figure FDA0003139356390000031
Figure FDA0003139356390000032
4.根据权利要求1所述的一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法，其特征在于：
所述步骤(2)中，根据相对轨道与姿态跟踪控制误差的暂态和稳态性能指标要求，设计相对轨道与姿态跟踪误差性能函数分别为：
Figure FDA0003139356390000033
Figure FDA0003139356390000034
式中，ρpi∞与ρσi∞分别表示相对轨道跟踪误差与姿态跟踪误差稳态精度指标，lpi和lσi分别约束相对轨道与姿态跟踪误差的收敛速度，其中：
相对姿态与轨道跟踪误差的预设性能约束可以描述：
-δliρσi≤σei(t)≤δuiρσi(t)(i＝1,2,3)
-δliρpi≤rei(t)≤δuiρpi(t)(i＝1,2,3)
式中，δui与δli分别为性能边界约束系数，一般取1。
5.根据权利要求1所述的一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法，其特征在于：
所述步骤(3)中，转换误差变量χσ＝[χσ1,χσ2,χσ3]T和χp＝[χp1,χp2,χp3]T具体为：
Figure FDA0003139356390000035
Figure FDA0003139356390000041
式中，δui与δli分别为性能边界约束系数，一般取1；
相对轨道与姿态跟踪控制器设计所需的中间误差变量具体为：
Figure FDA0003139356390000042
式中，ασ和αp均为待设计的虚拟控制量。
6.根据权利要求1所述的一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法，其特征在于：
所述步骤(4)中，相对轨道与姿态虚拟控制量分别为：
Figure FDA0003139356390000043
Figure FDA0003139356390000044
式中，K1与K3均为对称正定矩阵，其中，矩阵
Figure FDA0003139356390000045
与
Figure FDA0003139356390000046
分别为：
Figure FDA0003139356390000047
辅助变量υσ和υp分别为
Figure FDA0003139356390000048
相对轨道与姿态虚拟控制量的导数估计值
Figure FDA0003139356390000049
和
Figure FDA00031393563900000410
分别为：
Figure FDA0003139356390000051
Figure FDA0003139356390000052
式中，Kσ1,Kσ2与Kp1,Kp2均为对称正定矩阵，
Figure FDA0003139356390000053
ζσ和
Figure FDA0003139356390000054
ζp为引入的辅助变量，sign为符号函数。
7.根据权利要求1所述的一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法，其特征在于：
所述步骤(5)中，构建抗饱和预设性能交会对接控制器具体如下：
Figure FDA0003139356390000055
式中，K2与K4均为对称正定矩阵，εμ1与εμ2均为正常数，hσ与ho均为高斯基函数；
其中，辅助变量
Figure FDA0003139356390000056
与
Figure FDA0003139356390000057
的自适应律分别为：
Figure FDA0003139356390000058
式中，Γ1为正定矩阵，Proj(·)为投影算子，kσ1,kσ2,kσ3与kσ4均为正常数，
Figure FDA0003139356390000059
具体为：
Figure FDA00031393563900000510
Figure FDA00031393563900000511
式中，L(·):
Figure FDA0003139356390000061
为线性算子，利用该线性算子可以从包含转动惯量矩阵J的项中线性提取出转动惯量矩阵J的分量，便于后续其自适应律的构造，线性算子L(·)的形式具体为；
对于任意向量α＝[a1 a2 a3]T，线性算子L(·)满足：
Ja＝L(a)θJ
式中，矩阵L(a)为
Figure FDA0003139356390000062
θJ＝[J11,J22,J33,J12,J13,J23]T为由转动惯量矩阵J的分量组成的未知参数向量。
8.根据权利要求7所述的一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法，其特征在于：
辅助变量
Figure FDA0003139356390000063
的自适应律分别为：
Figure FDA0003139356390000064
式中，γp，kp1,kp2,kp3与kp4均为正常数，其中，辅助变量
Figure FDA0003139356390000065
具体为：
Figure FDA0003139356390000066
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