CN115258199B - 基于ftsm的异轨交会的跟踪控制方法、装置及介质 - Google Patents

基于ftsm的异轨交会的跟踪控制方法、装置及介质 Download PDF

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CN115258199B CN202211171297.9A CN202211171297A CN115258199B CN 115258199 B CN115258199 B CN 115258199B CN 202211171297 A CN202211171297 A CN 202211171297A CN 115258199 B CN115258199 B CN 115258199B
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Abstract

本发明实施例公开了一种基于FTSM的异轨交会的跟踪控制方法、装置及介质，属于涉及航天器姿轨控制技术领域；该方法可以包括：建立包括飞轮和推力器的服务航天器的动力学方程；根据目标航天器和所述服务航天器之间的相对位姿值以及所述动力学方程的测量值获取跟踪误差；基于所述跟踪误差通过构建的FTSM控制器获取执行机构所需输出的力矩；其中，所述执行机构包括飞轮和/或推力器；基于所述所需输出的力矩以及设定的分配逻辑确定跟踪控制过程中进行工作的执行机构；根据所述FTSM控制器获取所述进行工作的执行机构的工作力矩。

Description

基于FTSM的异轨交会的跟踪控制方法、装置及介质
技术领域
本发明实施例涉及航天器姿轨控制技术领域，尤其涉及一种基于快速终端滑模（FTSM，Fast Terminal Sliding Mode）的异轨交会的跟踪控制方法、装置及介质。
背景技术
在服务航天器（或称之为服务星）与非合作目标航天器（或称之为目标星）的异轨交会过程中，目标航天器动态特性未知，且相对角速度往往较大，这对服务航天器的凝视跟踪控制能力提出了极高的要求。
针对凝视跟踪的控制研究，除了控制策略和控制方法外，对于执行机构的选取以及力矩分配也是必须重点研究的。联合执行机构控制分配是一个传统的研究领域，但是，服务航天器的高敏捷性对联合执行机构的控制分配提出了更高的要求。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例期望提供一种基于快速终端滑模（FTSM，Fast TerminalSliding Mode）的异轨交会的跟踪控制方法、装置及介质；能够有效抑制并控制误差，完成敏捷机动，可以实现服务航天器对非合作目标航天器敏捷地高动态凝视跟踪控制。
本发明实施例的技术方案是这样实现的：
第一方面，本发明实施例提供了一种基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制方法，所述方法包括：
建立包括飞轮和推力器的服务航天器的动力学方程；
根据目标航天器和所述服务航天器之间的相对位姿值以及所述动力学方程的测量值获取跟踪误差；
基于所述跟踪误差通过构建的FTSM控制器获取执行机构所需输出的力矩；其中，所述执行机构包括飞轮和/或推力器；
基于所述所需输出的力矩以及设定的分配逻辑确定跟踪控制过程中进行工作的执行机构；
根据所述FTSM控制器获取所述进行工作的执行机构的工作力矩。
第二方面，本发明实施例提供了一种基于FTSM的异轨交会的跟踪控制装置，所述装置包括：
建立部分，经配置为建立包括飞轮和推力器的服务航天器的动力学方程；
第一获取部分，经配置为根据目标航天器和所述服务航天器之间的相对位姿值以及所述动力学方程的测量值获取跟踪误差；
第二获取部分，经配置为基于所述跟踪误差通过构建的FTSM控制器获取执行机构所需输出的力矩；其中，所述执行机构包括飞轮和/或推力器；
确定部分，经配置为基于所述所需输出的力矩以及设定的分配逻辑确定跟踪控制过程中进行工作的执行机构；
第三获取部分，经配置为根据所述FTSM控制器获取所述进行工作的执行机构的工作力矩。
第三方面，本发明实施例提供了一种计算设备，所述计算设备包括：通信接口，存储器和处理器；各个组件通过总线系统耦合在一起；其中，
所述通信接口，用于在与其他外部网元之间进行收发信息过程中，信号的接收和发送；
所述存储器，用于存储能够在所述处理器上运行的计算机程序；
所述处理器，用于在运行所述计算机程序时，执行第一方面所述基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制方法步骤。
第四方面，本发明实施例提供了一种计算机存储介质，所述计算机存储介质存储有基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制程序，所述基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制程序被至少一个处理器执行时实现第一方面所述基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制方法步骤。
本发明实施例提供了一种基于FTSM的异轨交会的跟踪控制方法、装置及介质；结合推力器力矩大和飞轮精度高的特点，根据执行机构所需输出的力矩设计控制分配逻辑和联合执行机构控制策略，可以有效抑制控制误差并完成敏捷机动，可以实现服务航天器对非合作目标航天器的高动态凝视跟踪控制。
附图说明
图1为本发明实施例提供的一种基于FTSM的异轨交会的跟踪控制方法流程示意图。
图2为本发明实施例提供的服务航天器与目标航天器的相对距离关系示意图。
图3为本发明实施例提供的服务航天器指向目标航天器的姿态跟踪欧拉角变化规律示意图。
图4为本发明实施例提供的服务航天器指向目标航天器的相对角速度的变化规律示意图。
图5为本发明实施例提供的服务航天器指向目标航天器的角加速度的变化规律示意图。
图6为本发明实施例提供的欧拉角误差示意图。
图7为本发明实施例提供的角速度误差示意图。
图8为本发明实施例提供的飞轮角动量示意图。
图9为本发明实施例提供的推力器输出力矩示意图。
图10为本发明实施例提供的一种基于FTSM的异轨交会的跟踪控制装置组成示意图。
图11为本发明实施例提供的一种计算设备的具体硬件结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。
参见图1，其示出了本发明实施例提供的一种基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制方法，所述方法包括：
S101：建立包括飞轮和推力器的服务航天器的动力学方程；
S102：根据目标航天器和所述服务航天器之间的相对位姿值以及所述动力学方程的测量值获取跟踪误差；
S103：基于所述跟踪误差通过构建的FTSM控制器获取执行机构所需输出的力矩；其中，所述执行机构包括飞轮和/或推力器；
S104：基于所述所需输出的力矩以及设定的分配逻辑确定跟踪控制过程中进行工作的执行机构；
S105：根据所述FTSM控制器获取所述进行工作的执行机构的工作力矩。
通过上述技术方案，结合推力器力矩大和飞轮精度高的特点，根据执行机构所需输出的力矩设计控制分配逻辑和联合执行机构控制策略，可以有效抑制控制误差并完成敏捷机动，可以实现服务航天器对非合作目标航天器的高动态凝视跟踪控制。
对于图1所示的技术方案，在一些可能的实现方式中，所述建立包括飞轮和推力器的服务航天器的动力学方程，包括：
根据欧拉方程，建立如式（1）所示的包括飞轮和推力器的服务航天器的动力学方程：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
（1）
其中，
Figure 284405DEST_PATH_IMAGE002
表示飞轮系统角动量，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE003
表示服务航天器本体转动惯量；
Figure 321631DEST_PATH_IMAGE004
表示飞轮系统轴向转动惯量；
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE005
表示服务航天器 本体系相对于惯性系的姿态角速度；
Figure 350898DEST_PATH_IMAGE006
表示飞轮相 对于惯性系的角速度；L为推力器对服务航天器本体的控制力矩，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE007
为飞轮输出力矩，d表 示集总扰动。
对于上述实现方式，为了建立式（1）所示的动力学方程，可以将服务航天器看作刚 体，那么整体角动量
Figure 764562DEST_PATH_IMAGE008
；在整体角动量中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE009
表示服务航天器比如卫 星本体（不包括飞轮）角动量，
Figure 382625DEST_PATH_IMAGE002
表示服务航天器中飞轮系统角动量，
Figure 607064DEST_PATH_IMAGE003
表示卫星本体转 动惯量；
Figure 841737DEST_PATH_IMAGE004
表示飞轮系统轴向转动惯量；表示卫星本 体系相对于惯性系的姿态角速度；
Figure 793512DEST_PATH_IMAGE006
表示飞轮相对 于惯性系的角速度。基于前述整体角动量，根据欧拉方程可得式（1）所示出的带有飞轮和推 力器联合执行机构的卫星系统的动力学方程。
对于图1所示的技术方案，在一些可能的实现方式中，所述根据目标航天器和所述服务航天器之间的相对位姿值以及所述动力学方程的测量值获取跟踪误差，包括：
根据服务航天器的位姿r 1、v 1和目标航天器的位姿r 2、v 2，得到相对位姿如下式所示：
Figure 503DEST_PATH_IMAGE010
其中，r 1、v 1分别表示服务航天器的位置矢量和速度矢量；r 2、v 2分别表示目标航天器的位置矢量和速度矢量；
定义期望坐标系与参考惯性系之间的方向余弦矩阵如下式所示：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE011
其中，
Figure 207229DEST_PATH_IMAGE012
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE013
，
Figure 398039DEST_PATH_IMAGE014
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE015
；
根据所述方向余弦矩阵计算获得期望欧拉角和期望角速度；其中，所述期望欧拉 角
Figure 950243DEST_PATH_IMAGE016
，滚转通道欧拉角
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE017
，俯仰通道欧拉角
Figure 293631DEST_PATH_IMAGE018
，偏航通道欧拉角
Figure 312402DEST_PATH_IMAGE019
；所述期望角速度
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE020
；
根据所述期望欧拉角和期望角速度以及服务航天器本体欧拉角
Figure 52825DEST_PATH_IMAGE021
和服务航天器 本体系相对于惯性系的姿态角速度
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE022
获得姿态角跟踪误差
Figure 346403DEST_PATH_IMAGE023
以及角速度跟踪 误差
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE024
。
对于上述实现方式，需要说明的是，对于非合作目标的跟踪控制，首先需要确定目 标航天器相对服务航天器的姿态，在实际实施过程中，可以通过基于轨道动力学的粗轨预 测和星载相机的敏感器测量计算期望姿态；在本发明实施例中，可以通过精确的轨道关系 给出。基于此，可以根据服务航天器和目标航天器的位姿得到上述实现方式中所示的相对 位姿，并进一步得到姿态角跟踪误差
Figure 606615DEST_PATH_IMAGE025
以及角速度跟踪误差
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE026
。
对于图1所示的技术方案，在一些可能的实现方式中，所述基于所述跟踪误差通过构建的FTSM控制器获取执行机构所需输出的力矩，包括：
构建快速终端滑模面如下式所示：
Figure 327446DEST_PATH_IMAGE027
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE028
，
Figure 492848DEST_PATH_IMAGE029
和
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE030
均为常数，且
Figure 137587DEST_PATH_IMAGE031
；e 1、e 2、e 3为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE032
的分量；
基于所述快速终端滑模面以及所述跟踪误差构建所述推力器单独作为执行机构的快速终端滑模控制器如式（2）所示：
Figure 970414DEST_PATH_IMAGE033
（2）
其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE034
，d max为扰动上界，
Figure 596567DEST_PATH_IMAGE035
为一小量，k，ε，τ均为正常值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE036
，饱和函数
Figure 59385DEST_PATH_IMAGE037
满足下式：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE038
， L max为推力器最大输出力 矩，L maxi 表示推力器最大输出力矩的第i个分量；
根据所述推力器单独作为执行机构的快速终端滑模控制器计算所述推力器的输出力矩理论值，并将所述推力器的输出力矩理论值作为所述执行机构所需输出的力矩。
需要说明的是，根据FTSM计算所得到的推力器输出力矩即为执行机构所需输出的力矩Tneed，后续示例中，通过将该力矩与推力器最大输出力矩Tmax进行比较，从而能够判断是否需要在推力器工作的同时驱动飞轮参与控制以提升控制能力，提高精度。
基于上述实现方式，在一些示例中，所述基于所述所需输出的力矩以及设定的分配逻辑确定跟踪控制过程中进行工作的执行机构，包括：
设定所述飞轮的工作条件为飞轮角动量和飞轮力矩分别不大于飞轮角动量包络和飞轮力矩包络；
相应于所述飞轮满足所述工作条件，确定所述进行工作的执行机构为飞轮；
相应于所述飞轮不满足所述工作条件，且所述所需输出的力矩不超过推力器的最大输出力矩，确定所述进行工作的执行机构为所述推力器；
相应于所述飞轮不满足所述工作条件，且所述所需输出的力矩大于推力器的最大输出力矩，确定所述进行工作的执行机构为所述飞轮和所述推力器。
基于上述实现方式，在一些示例中，所述根据所述FTSM控制器获取所述进行工作的执行机构的工作力矩，包括：
相应于所述进行工作的执行机构为所述推力器，所述推力器单独作为执行机构的工作力矩通过式（2）所示的快速终端滑模控制器计算获得；
相应于所述进行工作的执行机构为所述飞轮，根据式（1）所示的动力学方程获得式（3）：
Figure 960345DEST_PATH_IMAGE039
（3）
根据式（2）以及所述快速终端滑模面获取所述飞轮单独作为执行机构的快速终端滑模控制器如式（4）所示：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE040
（4）
相应于所述进行工作的执行机构为所述飞轮和所述推力器，将符号函数sgn(s)替 换为饱和函数
Figure 116520DEST_PATH_IMAGE041
；其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE042
表示边界层；具体来说，边界层带来的控制 连续性避免了高频抖振的影响，其厚度可以有效调节滑模动态的到达时间与平滑性的关 系。
确定所述飞轮和所述推力器联合作为所述进行工作的执行机构时快速终端滑模控制器如式（5）所示：
Figure 992203DEST_PATH_IMAGE043
（5）。
针对上述实现方式及其示例，需要说明的是，由于异轨交会过程中的高动态特性，对服务航天器的执行机构控制能力提出了更高的要求，通常情况下，单一的执行机构很难满足需求，因此本发明实施例优选采用飞轮和推力器联合执行机构的控制方案。对于搭载联合执行机构的航天器，首要的任务是对两者的控制分配策略进行合理的设计，以提升高动态凝视跟踪时的控制性能和机动能力。
对于上述实现方式及其示例所实现的动态分配的控制策略需要综合考虑角动量包络需求、力矩包络需求、初始大偏差下对飞轮的保护等因素，从而设计控制分配逻辑，通过控制器计算出当前所需的控制力矩，随后根据控制分配逻辑在线切换执行机构。
首先，当前所需的控制力矩可以认为是控制器根据姿态偏差计算得到执行机构所需要输出的力矩，也就是前述实现方式中，所阐述的执行机构所需输出的力矩；具体来说，
此外，飞轮的工作条件是指角动量和力矩均在包络范围内。则控制分配逻辑可描述为：
（1）若飞轮满足工作条件，则飞轮单独工作；
（2）若飞轮不满足工作条件且需求控制力矩不超过推力器的最大输出力矩，则推力器单独工作；
（3）若飞轮不满足工作条件且需求控制力矩大于推力器的最大输出力矩，则推力器、飞轮同时工作。
该控制分配逻辑通过数学语言描述为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE044
其中，T为执行机构实际输出力矩；
Figure 132197DEST_PATH_IMAGE045
与
Figure DEST_PATH_IMAGE046
分别表示服务航天器的需求角动量和 力矩在预定时间范围内的增量，其物理意义在于描述了角动量和力矩变化的剧烈程度，从 而判断飞轮在当前状态下是否具备单独控制的能力，分别可以由测量所得的本体角速度和 角加速度与已知的卫星本体惯量计算得到；hmax、Twmax分别为飞轮角动量包络和力矩包络，L max为推力器最大输出力矩，T need为执行机构所需输出的力矩，也就是前述实现方式中通过 式（2）计算所得到的推力器输出力矩的理论值。
对于上述控制分配逻辑，由于异轨交会的凝视跟踪具有高动态特性，可用的控制时间较短，因此本发明实施例采用有限时间的控制思想，基于快速终端滑模设计跟踪控制器。
具体来说，首先，本发明实施例给出以下引理：对于任意数满足
Figure 571269DEST_PATH_IMAGE047
，则可以以快速终端滑模的形式给出一个扩展的李雅普诺夫条件，从而 满足有限时间稳定，即
Figure DEST_PATH_IMAGE048
；于是，快速终端滑模面设计可以被设计为
Figure 660579DEST_PATH_IMAGE049
。
接着，考虑推力器单独作为执行机构的情况，设计如式（2）所示的异轨交会航天器 快速终端滑模控制器。对于服务航天器来说，基于快速终端滑模面的控制器（如式（2）所示） 能够保证滑动模态s在有限时间内收敛至s=0，即姿态误差能在有限时间内收敛至
Figure 362956DEST_PATH_IMAGE050
和
Figure 255825DEST_PATH_IMAGE051
；详细证明过程如下：
首先，定义李雅普诺夫函数
Figure DEST_PATH_IMAGE052
，结合式（1）所示动力学方程和式（2）所示的 控制器，李雅普诺夫函数的导数为如下式（6）所示：
Figure 233009DEST_PATH_IMAGE053
（6）
对于上式所示出的导数，当
Figure DEST_PATH_IMAGE054
时，饱和函数可以写成
Figure 176825DEST_PATH_IMAGE055
，于是式（6）可以简化为
Figure DEST_PATH_IMAGE056
，基于前 述引理可得，滑动模态能够在有限时间内收敛于
Figure 846841DEST_PATH_IMAGE057
。
当
Figure DEST_PATH_IMAGE058
时，则有
Figure 695848DEST_PATH_IMAGE059
，此时分别围绕
Figure DEST_PATH_IMAGE060
和
Figure 27122DEST_PATH_IMAGE061
的情况讨论，由于
Figure DEST_PATH_IMAGE062
，结合式（1）所示动 力学方程和式（2）所示控制器可得
Figure 543554DEST_PATH_IMAGE063
；
针对上式，若
Figure DEST_PATH_IMAGE064
，则e i 单调递增，直至在某一方向上到达
Figure 118892DEST_PATH_IMAGE065
的 边界并穿越，从而满足
Figure DEST_PATH_IMAGE066
的条件；若
Figure 268245DEST_PATH_IMAGE067
，e i 单调递减，直至在某一方向上 到达
Figure 56072DEST_PATH_IMAGE065
的边界并穿越，从而满足式
Figure 692590DEST_PATH_IMAGE066
的条件。即系统不会 永远保持在
Figure DEST_PATH_IMAGE068
的状态，而是在有限时间内穿越至
Figure 438829DEST_PATH_IMAGE069
所 包含的区域，并在有限时间内收敛至s=0的状态。
接着针对稳定性，选取李雅普诺夫函数
Figure DEST_PATH_IMAGE070
，对其求导并将快速终端滑模面 带入可得：
Figure 809898DEST_PATH_IMAGE071
；由前述引理可知，e将在 有限时间内收敛至
Figure DEST_PATH_IMAGE072
。
通过上述证明过程，阐述了本发明实施例所采用的快速终端滑模控制器能够在有 限时间内收敛。相应地，基于快速终端滑模的飞轮控制力矩如式（4）所示；在一些示例中，为 抑制滑模变结构控制器的抖振问题，通常可以将符号函数sgn(s)替换为饱和函数
Figure 198154DEST_PATH_IMAGE041
；其中，
Figure 423599DEST_PATH_IMAGE042
表示边界层。相应地，推力器和飞轮联合作为执行机构时， 控制器如式（5）所示。
基于前述技术方案及其实现方式和示例，以一组典型的轨道参数为例进行仿真分析，所要实现的任务为服务航天器对目标航天器的持续凝视，目标航天器与服务航天器的轨道参数如表1所示。
表1
Figure 809581DEST_PATH_IMAGE073
基于以上轨道参数，可以计算出服务航天器与目标航天器的相对距离关系，以及服务航天器指向目标航天器的姿态跟踪欧拉角、相对角速度、角加速度的变化规律，如图2至图5所示。
由图4和图5可知，在异面低轨的情况下，相对角速度较大且变化很快，交会（两星距离100km以内）时间也很短。因此要求服务航天器在星间距离500km左右时开始捕获目标航天器，根据推力器和飞轮的特点，合理分配控制力矩，在100km工作区间内须稳定收敛，即满足任务的精度指向要求，在此范围内实现高动态下的精确跟踪控制。
相比于传统的姿态机动，逆轨交会凝视跟踪任务对机动过程的稳定性和服务航天 器的敏捷性都提出了更高的要求。首先，任务要求指向精度在跟踪过程中保证在一定的误 差范围内（欧拉角误差不超过0.1°）。同时，在百公里以内的有效工作区间内又兼具较高的 相对角速度（达
Figure DEST_PATH_IMAGE074
）。
针对前述技术方案进行数学仿真验证，相关仿真参数如表2所示。
表2
Figure 933526DEST_PATH_IMAGE075
而对于服务航天器的整个姿态跟踪的任务是通过姿态控制方法的设计和调试，使航天器姿态跟踪期望轨迹，且保证欧拉角指向精度在0.1°范围内。
对于以上仿真任务，本发明实施例做出以下三点合理假设：
首先，不考虑期望轨迹的来源及误差；这是因为实际工程中，航天器姿态的期望轨迹往往根据已知粗轨数据及星载相机测量得到，这里根据精确轨道预报确定期望欧拉角及角速度，且不考虑其误差。
其次，姿态测量误差考虑随机游走和星敏综合噪声，且满足正态分布规律；星体角 速度随机游走白噪声最大值为
Figure DEST_PATH_IMAGE076
；星体欧拉角的星敏综合噪声最大值为
Figure 859894DEST_PATH_IMAGE077
。
接着，推力器输出误差采用正态分布的误差模型；输出力矩误差拟合为正态分布的随机误差，且误差最大值为输出固定力矩值的0.001。
另外，根据等效推力模型，可以得到推力器的等效输出推力为：
Figure DEST_PATH_IMAGE078
；推力器在航天器上的安装力臂l thruster=1m，则推力器等效输出 力矩为
Figure 674266DEST_PATH_IMAGE079
。控制器参数设计为：
Figure 306848DEST_PATH_IMAGE080
；饱和边界层厚度
Figure 105040DEST_PATH_IMAGE081
，仿真结果如图6至图9所示。
由图6可知，滑模控制器的欧拉角误差为0.04°。由图7可以看出，执行机构的切换会导致角速度的抖振，从图7中所示出的局部放大曲线图所示，在25秒、50秒以及37秒处角速度误差峰值约为2.5×10-4rad/s。由图8可以看出，飞轮除了在1~25秒和50~70秒的区间介入控制，同时在37秒附近的小区间内开机，抑制了误差的持续增长。由图9可以看出，推力器输出力矩的抖振现象得到明显抑制，控制系统的稳定性显著提升。综合来看，通过飞轮和推力器的联合控制以及滑模控制器，可以实现高动态凝视跟踪任务。
通过上述仿真结果表明，本发明实施例提供的技术方案能够满足高动态的凝视跟踪控制需求，迅速抑制初始姿态偏差并实现高动态的稳定跟踪，同时满足所要求的控制精度。当飞轮接近力矩或转速饱和时，控制器能够在不损失姿态跟踪控制精度的前提下实现输出力矩的切换，从而规避了飞轮的力矩和转速饱和。该方法能够满足天基空间态势感知的异轨交会高动态凝视跟踪需求，具有良好的工程适用性。
基于前述技术方案相同的发明构思，参见图10，其示出了本发明实施例提供的一种基于FTSM的异轨交会的跟踪控制装置100，所述装置100包括：
建立部分1001，经配置为建立包括飞轮和推力器的服务航天器的动力学方程；
第一获取部分1002，经配置为根据目标航天器和所述服务航天器之间的相对位姿值以及所述动力学方程的测量值获取跟踪误差；
第二获取部分1003，经配置为基于所述跟踪误差通过构建的FTSM控制器获取执行机构所需输出的力矩；其中，所述执行机构包括飞轮和/或推力器；
确定部分1004，经配置为基于所述所需输出的力矩以及设定的分配逻辑确定跟踪控制过程中进行工作的执行机构；
第三获取部分1005，经配置为根据所述FTSM控制器获取所述进行工作的执行机构的工作力矩。
需要说明的是，对于上述装置中，各“部分”所配置功能的具体实现，可参见前述图1所示基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制方法中相对应步骤的实现方式及其示例，在此不再赘述。
可以理解地，在本实施例中，“部分”可以是部分电路、部分处理器、部分程序或软件等等，当然也可以是单元，还可以是模块也可以是非模块化的。
另外，在本实施例中的各组成部分可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能模块的形式实现。
所述集成的单元如果以软件功能模块的形式实现并非作为独立的产品进行销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中，基于这样的理解，本实施例的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）或processor（处理器）执行本实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器（ROM， Read Only Memory）、随机存取存储器（RAM，Random Access Memory）、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
因此，本实施例提供了一种计算机存储介质，所述计算机存储介质存储有基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制程序，所述基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制程序被至少一个处理器执行时实现上述技术方案中所述基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制方法步骤。
根据上述基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制装置100以及计算机存储介质，参见图11，其示出了本发明实施例提供的一种能够实施上述基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制装置100的计算设备110的具体硬件结构，该计算设备110可以为无线装置、移动或蜂窝电话（包含所谓的智能电话）、个人数字助理（PDA）、视频游戏控制台（包含视频显示器、移动视频游戏装置、移动视频会议单元）、膝上型计算机、桌上型计算机、电视机顶盒、平板计算装置、电子书阅读器、固定或移动媒体播放器等。计算设备110包括：通信接口1101，存储器1102和处理器1103；各个组件通过总线系统1104耦合在一起。可理解，总线系统1104用于实现这些组件之间的连接通信。总线系统1104除包括数据总线之外，还包括电源总线、控制总线和状态信号总线。但是为了清楚说明起见，在图11中将各种总线都标为总线系统1104。其中，
所述通信接口1101，用于在与其他外部网元之间进行收发信息过程中，信号的接收和发送；
所述存储器1102，用于存储能够在所述处理器1103上运行的计算机程序；
所述处理器1103，用于在运行所述计算机程序时，执行上述技术方案中所述基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制方法的步骤。
可以理解，本发明实施例中的存储器1102可以是易失性存储器或非易失性存储器，或可包括易失性和非易失性存储器两者。其中，非易失性存储器可以是只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、可编程只读存储器 (Programmable ROM，PROM)、可擦除可编程只读存储器(Erasable PROM，EPROM)、电可擦除可编程只读存储器(Electrically EPROM，EEPROM)或闪存。易失性存储器可以是随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)，其用作外部高速缓存。通过示例性但不是限制性说明，许多形式的RAM可用，例如静态随机存取存储器(Static RAM，SRAM)、动态随机存取存储器 (Dynamic RAM，DRAM)、同步动态随机存取存储器(Synchronous DRAM，SDRAM)、双倍数据速率同步动态随机存取存储器(DoubleData Rate SDRAM，DDRSDRAM)、增强型同步动态随机存取存储器(Enhanced SDRAM，ESDRAM)、同步连接动态随机存取存储器(Synchlink DRAM，SLDRAM)和直接内存总线随机存取存储器(Direct Rambus RAM，DRRAM)。本文描述的系统和方法的存储器1102旨在包括但不限于这些和任意其它适合类型的存储器。
而处理器1103可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法的各步骤可以通过处理器1103中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器1103可以是通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现场可编程门阵列(Field Programmable Gate Array， FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。可以实现或者执行本发明实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。结合本发明实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器1102，处理器1103读取存储器1102中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。
可以理解的是，本文描述的这些实施例可以用硬件、软件、固件、中间件、微码或其组合来实现。对于硬件实现，处理单元可以实现在一个或多个专用集成电路(ApplicationSpecific Integrated Circuits，ASIC)、数字信号处理器(Digital Signal Processing，DSP)、数字信号处理设备(DSP Device，DSPD)、可编程逻辑设备(Programmable LogicDevice，PLD)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)、通用处理器、控制器、微控制器、微处理器、用于执行本申请所述功能的其它电子单元或其组合中。
对于软件实现，可通过执行本文所述功能的模块(例如过程、函数等) 来实现本文所述的技术。软件代码可存储在存储器中并通过处理器执行。存储器可以在处理器中或在处理器外部实现。
可以理解地，上述基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制装置100以及计算设备110的示例性技术方案，与前述基于FTSM的异轨交会的跟踪控制方法的技术方案属于同一构思，因此，上述对于基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制装置100以及计算设备110的技术方案未详细描述的细节内容，均可以参见前述基于FTSM的异轨交会的跟踪控制方法的技术方案的描述。本发明实施例对此不做赘述。
需要说明的是：本发明实施例所记载的技术方案之间，在不冲突的情况下，可以任意组合。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制方法，其特征在于，所述方法包括：
建立包括飞轮和推力器的服务航天器的动力学方程；
根据目标航天器和所述服务航天器之间的相对位姿值以及所述动力学方程的测量值获取跟踪误差；
基于所述跟踪误差通过构建的FTSM控制器获取执行机构所需输出的力矩；其中，所述执行机构包括飞轮和/或推力器；
基于所述所需输出的力矩以及设定的分配逻辑确定跟踪控制过程中进行工作的执行机构；
根据所述FTSM控制器获取所述进行工作的执行机构的工作力矩；
其中，
所述建立包括飞轮和推力器的服务航天器的动力学方程，包括：
根据欧拉方程，建立如式（1）所示的包括飞轮和推力器的服务航天器的动力学方程：
Figure DEST_PATH_IMAGE002
（1）
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE003
表示飞轮系统角动量，
Figure DEST_PATH_IMAGE004
表示服务航天器本体转动惯量；
Figure DEST_PATH_IMAGE005
表示飞轮系统轴向转动惯量；
Figure DEST_PATH_IMAGE006
表示服务航天器本体系相对于惯性系的姿态角速度；
Figure DEST_PATH_IMAGE007
表示飞轮相对于惯性系的角速度；L为推力器对服务航天器本体的控制力矩，
Figure DEST_PATH_IMAGE008
为飞轮输出力矩，d表示集总扰动；
所述根据目标航天器和所述服务航天器之间的相对位姿值以及所述动力学方程的测量值获取跟踪误差，包括：
根据服务航天器的位姿r 1、v 1和目标航天器的位姿r 2、v 2，得到相对位姿如下式所示：
Figure DEST_PATH_IMAGE009
其中，r 1、v 1分别表示服务航天器的位置矢量和速度矢量；r 2、v 2分别表示目标航天器的位置矢量和速度矢量；
定义期望坐标系与参考惯性系之间的方向余弦矩阵如下式所示：
Figure DEST_PATH_IMAGE010
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE011
，
Figure DEST_PATH_IMAGE012
，
Figure DEST_PATH_IMAGE013
，
Figure DEST_PATH_IMAGE014
；
根据所述方向余弦矩阵计算获得期望欧拉角和期望角速度；其中，所述期望欧拉角
Figure DEST_PATH_IMAGE015
，滚转通道欧拉角
Figure DEST_PATH_IMAGE016
，俯仰通道欧拉角
Figure DEST_PATH_IMAGE017
，偏航通道欧拉角
Figure DEST_PATH_IMAGE018
；所述期望角速度
Figure DEST_PATH_IMAGE019
；
根据所述期望欧拉角和期望角速度以及服务航天器本体欧拉角
Figure DEST_PATH_IMAGE020
和服务航天器本体系相对于惯性系的姿态角速度
Figure DEST_PATH_IMAGE021
获得姿态角跟踪误差
Figure DEST_PATH_IMAGE022
以及角速度跟踪误差
Figure DEST_PATH_IMAGE023
；
所述基于所述跟踪误差通过构建的FTSM控制器获取执行机构所需输出的力矩，包括：
构建快速终端滑模面如下式所示：
Figure DEST_PATH_IMAGE024
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE025
，
Figure DEST_PATH_IMAGE026
和
Figure DEST_PATH_IMAGE027
均为常数，且
Figure DEST_PATH_IMAGE029
；e 1、e 2、e 3为
Figure DEST_PATH_IMAGE030
的分量；
基于所述快速终端滑模面以及所述跟踪误差构建所述推力器单独作为执行机构的快速终端滑模控制器如式（2）所示：
Figure DEST_PATH_IMAGE032
（2）
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE033
，d max为扰动上界，
Figure DEST_PATH_IMAGE034
为一小量，k，ε，τ均为正常值，
Figure DEST_PATH_IMAGE035
，饱和函数
Figure DEST_PATH_IMAGE036
满足下式：
Figure DEST_PATH_IMAGE038
， L max 为推力器最大输出力矩，L maxi 表示推力器最大输出力矩的第i个分量；
根据所述推力器单独作为执行机构的快速终端滑模控制器计算所述推力器的输出力矩理论值，并将所述推力器的输出力矩理论值作为所述执行机构所需输出的力矩；
所述基于所述所需输出的力矩以及设定的分配逻辑确定跟踪控制过程中进行工作的执行机构，包括：
设定所述飞轮的工作条件为飞轮角动量和飞轮力矩分别不大于飞轮角动量包络和飞轮力矩包络；
相应于所述飞轮满足所述工作条件，确定所述进行工作的执行机构为飞轮；
相应于所述飞轮不满足所述工作条件，且所述所需输出的力矩不超过推力器的最大输出力矩，确定所述进行工作的执行机构为所述推力器；
相应于所述飞轮不满足所述工作条件，且所述所需输出的力矩大于推力器的最大输出力矩，确定所述进行工作的执行机构为所述飞轮和所述推力器；
所述根据所述FTSM控制器获取所述进行工作的执行机构的工作力矩，包括：
相应于所述进行工作的执行机构为所述推力器，所述推力器单独作为执行机构的工作力矩通过式（2）所示的快速终端滑模控制器计算获得；
相应于所述进行工作的执行机构为所述飞轮，根据式（1）所示的动力学方程获得式（3）：
Figure DEST_PATH_IMAGE039
（3）
根据式（3）以及所述快速终端滑模面获取下式所示的飞轮单独作为执行机构的快速终端滑模控制器，并计算获得飞轮单独作为执行机构的工作力矩：
Figure DEST_PATH_IMAGE040
相应于所述进行工作的执行机构为所述飞轮和所述推力器，将符号函数sgn(s)替换为饱和函数
Figure DEST_PATH_IMAGE041
；其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE042
表示边界层；
确定如下所示的飞轮和所述推力器联合作为所述进行工作的执行机构时快速终端滑模控制器，并计算获得飞轮和所述推力器联合作为所述进行工作的执行机构时的工作力矩：
Figure DEST_PATH_IMAGE044
。
2.一种基于权利要求1的跟踪控制方法的跟踪控制装置，其特征在于，所述装置包括：
建立部分，经配置为建立包括飞轮和推力器的服务航天器的动力学方程；
第一获取部分，经配置为根据目标航天器和所述服务航天器之间的相对位姿值以及所述动力学方程的测量值获取跟踪误差；
第二获取部分，经配置为基于所述跟踪误差通过构建的FTSM控制器获取执行机构所需输出的力矩；其中，所述执行机构包括飞轮和/或推力器；
确定部分，经配置为基于所述所需输出的力矩以及设定的分配逻辑确定跟踪控制过程中进行工作的执行机构；
第三获取部分，经配置为根据所述FTSM控制器获取所述进行工作的执行机构的工作力矩。
3.一种计算设备，其特征在于，所述计算设备包括：通信接口，存储器和处理器；各个组件通过总线系统耦合在一起；其中，
所述通信接口，用于在与其他外部网元之间进行收发信息过程中，信号的接收和发送；
所述存储器，用于存储能够在所述处理器上运行的计算机程序；
所述处理器，用于在运行所述计算机程序时，执行权利要求1所述基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制方法步骤。
4.一种计算机存储介质，其特征在于，所述计算机存储介质存储有基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制程序，所述基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制程序被至少一个处理器执行时实现权利要求1所述基于快速终端滑模FTSM的异轨交会的跟踪控制方法步骤。
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Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2512088A (en) * 2013-03-19 2014-09-24 Massive Analytic Ltd Apparatus for controlling a spacecraft during docking
CN104527994A (zh) * 2015-01-21 2015-04-22 哈尔滨工业大学 异面交叉快变轨道固定时间稳定姿态指向跟踪控制方法
CN104590588A (zh) * 2014-12-04 2015-05-06 哈尔滨工业大学 一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法
CN108762284A (zh) * 2018-05-17 2018-11-06 北京航空航天大学 一种基于lpv技术的航天器姿态跟踪控制方法与装置
CN109164824A (zh) * 2018-10-25 2019-01-08 北京航空航天大学 一种考虑飞轮不确定性的航天器姿态控制方法
CN109164822A (zh) * 2018-09-26 2019-01-08 北京航空航天大学 一种基于具有混合执行机构的航天器姿态控制方法
CN113619814A (zh) * 2021-06-29 2021-11-09 北京控制工程研究所 一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10259638B4 (de) * 2002-12-18 2004-12-09 Intersecure Logic Limited Servicefahrzeug zur Ausführung von Handlungen an einem Ziel-Raumfahrzeug, Wartungssystem und Verfahren zur Nutzung eines Servicefahrzeugs

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2512088A (en) * 2013-03-19 2014-09-24 Massive Analytic Ltd Apparatus for controlling a spacecraft during docking
CN104590588A (zh) * 2014-12-04 2015-05-06 哈尔滨工业大学 一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法
CN104527994A (zh) * 2015-01-21 2015-04-22 哈尔滨工业大学 异面交叉快变轨道固定时间稳定姿态指向跟踪控制方法
CN108762284A (zh) * 2018-05-17 2018-11-06 北京航空航天大学 一种基于lpv技术的航天器姿态跟踪控制方法与装置
CN109164822A (zh) * 2018-09-26 2019-01-08 北京航空航天大学 一种基于具有混合执行机构的航天器姿态控制方法
CN109164824A (zh) * 2018-10-25 2019-01-08 北京航空航天大学 一种考虑飞轮不确定性的航天器姿态控制方法
CN113619814A (zh) * 2021-06-29 2021-11-09 北京控制工程研究所 一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
大椭圆轨道卫星交会高轨目标的高精度视线跟踪控制;徐帷等;《空间控制技术与应用》;20150430;第41卷(第02期);全文 *
敏捷卫星的联合执行机构控制策略;叶东等;《航空学报》;20120625;第33卷(第06期);全文 *

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