CN116165902A - 一种量测不完备下的航天器抗干扰安全避障控制方法 - Google Patents

一种量测不完备下的航天器抗干扰安全避障控制方法 Download PDF

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CN116165902A CN202310449882.9A CN202310449882A CN116165902A CN 116165902 A CN116165902 A CN 116165902A CN 202310449882 A CN202310449882 A CN 202310449882A CN 116165902 A CN116165902 A CN 116165902A
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Abstract

本发明涉及一种量测不完备下的航天器抗干扰安全避障控制方法，针对航天器接近非合作目标中相对速度量测不完备且受到挠性振动、外部干扰下的安全避障控制问题，首先，建立包含挠性振动与外部干扰的航天器相对运动耦合模型，并集总表征挠性振动与外部干扰；其次，设计自适应固定时间观测器对相对速度以及集总干扰进行同时估计；再次，针对接近过程的障碍物，基于人工势函数构造系统跟踪状态，将障碍物约束转化为系统跟踪问题；最后，构造复合控制器，完成量测不完备下航天器抗干扰安全避障控制方法设计。本发明可实现航天器接近非合作目标的高精度安全控制，具有高精确性等特点。该方法亦可运用于无人系统路径跟踪控制、精密机电伺服等领域。

Description

一种量测不完备下的航天器抗干扰安全避障控制方法
技术领域
本发明属于航天器控制领域，具体涉及一种量测不完备下的航天器抗干扰安全避障控制方法。
背景技术
航天器安全接近非合作目标是在轨维修、燃料加注、目标捕获等重要空间任务的基石，由于物理结构以及任务条件的限制，空间任务对于航天器操控的安全性、可靠性以及精确性要求非常高。然而航天器在接近控制中，目标所携带的太阳帆板等部件以及周围存在的伴飞航天器阻碍航天器接近路径，给航天器的安全性带来威胁，因此，要求航天器具备有效的自主避障能力；另一方面，一般服务航天器由于成本限制或者敏感器适用场景限制，相对速度量测信息很难可靠、准确地获取，这对航天器接近控制系统的状态估计技术提出了新要求。此外，航天器所携带的挠性部件产生的振动扰动与系统状态耦合，对航天器接近的控制精度以及系统稳定性产生严重影响，进一步阻碍了空间任务的实施；而且客观存在的外部干扰也同样在稳定性、可靠性以及精确性方面给控制系统带来了负担，增加了控制系统的设计难度。在这种多约束以及多源干扰下的航天器接近控制系统，对多源干扰的精细补偿以及多约束下的协调优化控制势在必行。
目前，对于航天器接近控制的研究大多只考虑了障碍物约束，文献《一种基于自适应种群变异鸽群优化的航天器集群轨道规划方法》提出一种基于自适应种群变异的鸽群算法，有效解决了航天器轨道控制中存在演化停滞以及易陷入局部最优解问题，实现了优化避障控制，但是忽略了量测信息约束以及多源干扰的影响。中国专利申请CN202110920560.9中考虑了干扰的影响，基于势函数设计了有限时间避障控制器，但忽略了多源干扰对系统的影响，具有保守性。专利号为CN201910068889.X中采用无迹变化法推演干扰的影响，结合与障碍物碰撞的概率密度函数解算输出力，实现航天器的安全接近，但对于算法的算力要求较高，难以直接应用于实际系统。文献《考虑输入受限的航天器安全接近姿轨耦合控制》基于积分滑模控制理论设计了抗饱和的有限时间自适应控制器，利用自适应抑制了干扰对系统的影响，结合避碰函数实现了避障控制。
综上所述，现有研究虽然取得了一些进展，但是对于航天器接近控制的分析与设计仍存在局限性，通常忽略了相对速度量测不完备以及多源干扰的影响，降低了控制系统的可靠性与鲁棒性，并且牺牲了控制精度，因此，亟需突破在相对速度量测不完备且受到挠性振动、外部干扰下的航天器安全避障控制技术。
发明内容
为解决现有技术中障碍物约束、相对速度量测不完备、挠性振动以及外部干扰这种多约束以及多源干扰下航天器安全接近非合作目标的控制问题，弥补现有技术在相对速度量测不完备以及多源干扰处理方面的缺失，本发明提出一种量测不完备下的航天器抗干扰安全避障控制方法，实现在相对速度量测不完备且受到挠性振动、外部干扰影响下的安全避障控制。通过设计自适应固定时间观测器，对量测不完备的相对速度以及多源干扰进行快速估计；通过设计高斯人工势函数，构造系统跟踪误差，将障碍物约束问题转化为系统跟踪问题；结合自适应固定时间观测器以及系统跟踪误差设计复合控制器，保证航天器在避障的同时对多源干扰进行精细补偿，实现航天器高精度跟踪期望停泊点，有效提高控制系统的可靠性、稳定性与精确性。
为达到上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种量测不完备下的航天器抗干扰安全避障控制方法，包括以下步骤：
第一步，建立包含挠性振动动态以及外部干扰的航天器相对运动耦合动力学模型，通过挠性振动与外部干扰的集总表征与分析，将耦合动力学模型转化为面向控制的航天器相对运动模型；
第二步，针对量测不完备的相对速度信息以及集总干扰，设计自适应固定时间观测器，实现对相对速度以及集总干扰的同时估计；
第三步，针对接近过程中存在的障碍物，利用航天器相对位置信息以及障碍物位置信息设计人工势函数，并基于人工势函数构造系统跟踪状态，将障碍物约束问题转化为系统跟踪问题；
第四步，结合自适应固定时间观测器以及系统跟踪状态构造复合控制器，完成量测不完备下航天器抗干扰安全避障控制方法设计。
进一步地，所述第一步的具体步骤如下：
(1) 建立包含挠性振动动态以及外部干扰的航天器相对运动耦合动力学模型
Figure SMS_1
：
Figure SMS_2
，
其中，
Figure SMS_7
表示航天器的质量；
Figure SMS_5
表示航天器在目标轨道系下的位置矢量；
Figure SMS_16
表示相对速度，为量测不完备的状态量，
Figure SMS_6
表示相对加速度；
Figure SMS_18
表示挠性附件的模态坐标矢量，
Figure SMS_11
表示挠性模态变化率，
Figure SMS_20
表示挠性模态变化加速度；
Figure SMS_8
表示三轴控制力；
Figure SMS_13
表示外部环境干扰；
Figure SMS_3
为惯性系下刚柔耦合矩阵；
Figure SMS_12
为目标轨道系下的刚柔耦合矩阵，
Figure SMS_9
表示
Figure SMS_14
的转置；
Figure SMS_10
表示由
Figure SMS_17
所组成的对角矩阵，
Figure SMS_19
与
Figure SMS_23
分别表示挠性附件的阻尼系数与模态频率，
Figure SMS_22
；
Figure SMS_24
表示由
Figure SMS_4
所组成的对角矩阵；矩阵
Figure SMS_15
，
Figure SMS_21
分别表示如下：
Figure SMS_25
，
Figure SMS_26
，
其中，
Figure SMS_27
表示地球引力常数；
Figure SMS_28
表示非合作目标的地心距；
Figure SMS_29
与
Figure SMS_30
分别为目标所在轨道的瞬时轨道角速度与角加速度，满足如下动态特征：
Figure SMS_31
，
其中，
Figure SMS_32
，
Figure SMS_33
，
Figure SMS_34
分别表示目标所在轨道的半长轴、离心率以及真近点角。
此外，模型
Figure SMS_35
中的
Figure SMS_36
是惯性系下航天器位置矢量
Figure SMS_37
的加速度，满足如下动态：
Figure SMS_38
，
其中，
Figure SMS_39
表示航天器的地心距；
Figure SMS_40
表示
Figure SMS_41
的转置；
Figure SMS_42
表示惯性系到目标轨道系的变换矩阵，
Figure SMS_43
表示
Figure SMS_44
的转置；
(2) 通过挠性振动与外部干扰的集总表征与分析，将耦合动力学模型转化为面向控制的航天器相对运动模型：
将挠性振动与外部干扰合并为集总干扰，记为
Figure SMS_45
，表示如下：
Figure SMS_46
，
其中，
Figure SMS_47
为非线性项；
Figure SMS_48
表示
Figure SMS_49
的单位矩阵。
由于外部干扰
Figure SMS_50
、模态坐标矢量
Figure SMS_51
及其变化率
Figure SMS_52
均为有界变量，因此，找到一组正数
Figure SMS_53
，
Figure SMS_54
以及
Figure SMS_55
使得下式成立：
Figure SMS_56
，
其中，
Figure SMS_57
，
Figure SMS_58
以及
Figure SMS_59
分别为
Figure SMS_60
，
Figure SMS_61
，
Figure SMS_62
的范数；
将集总干扰
Figure SMS_63
代入耦合动力学模型
Figure SMS_64
中，得到面向控制的航天器相对运动模型为：
Figure SMS_65
，
其中，
Figure SMS_66
表示航天器的相对速度，为量测不完备状态量，并且受到最大安全相对速度
Figure SMS_67
的限制，即
Figure SMS_68
。
进一步地，所述第二步包括：
针对量测不完备的相对速度信息以及集总干扰，构造如下自适应固定时间观测器对相对速度
Figure SMS_69
以及干扰
Figure SMS_70
进行同时估计：
Figure SMS_71
，
其中，
Figure SMS_79
，
Figure SMS_84
以及
Figure SMS_90
分别表示对
Figure SMS_96
，
Figure SMS_100
以及
Figure SMS_106
的估计值；
Figure SMS_113
，
Figure SMS_75
以及
Figure SMS_85
分别表示
Figure SMS_89
，
Figure SMS_95
以及
Figure SMS_81
对时间的导数；
Figure SMS_107
为常数；
Figure SMS_114
，
Figure SMS_118
为注入项；
Figure SMS_98
，
Figure SMS_103
，
Figure SMS_111
均为大于0的常数，
Figure SMS_117
；
Figure SMS_76
和
Figure SMS_83
均为大于1的常数，
Figure SMS_87
，
Figure SMS_92
且
Figure SMS_97
与
Figure SMS_102
均为大于0的奇数；
Figure SMS_108
，
Figure SMS_112
表示
Figure SMS_99
的第
Figure SMS_104
个元素，
Figure SMS_110
；
Figure SMS_116
表示
Figure SMS_72
的第
Figure SMS_80
个元素，
Figure SMS_88
表示符号运算；
Figure SMS_93
，
Figure SMS_77
表示
Figure SMS_82
的第
Figure SMS_86
个元素，
Figure SMS_91
表示
Figure SMS_78
对应元素的
Figure SMS_94
次方；而
Figure SMS_101
，
Figure SMS_105
表示
Figure SMS_73
的第
Figure SMS_109
个元素。此外，
Figure SMS_115
表示对干扰导数
Figure SMS_119
上界
Figure SMS_74
的估计值，且满足自适应律为：
Figure SMS_120
，
其中，
Figure SMS_121
表示
Figure SMS_122
对时间的导数，
Figure SMS_123
和
Figure SMS_124
均为大于0的常数。
进一步地，所述第三步包括：所述人工势函数为高斯型人工势函数；
设计高斯型人工势函数为：
Figure SMS_125
，
其中，
Figure SMS_127
表示航天器的相对位置误差，
Figure SMS_130
表示期望停泊点位置；
Figure SMS_133
表示第
Figure SMS_128
个障碍物的位置矢量；
Figure SMS_131
，
Figure SMS_134
以及
Figure SMS_135
均为适维正定对称矩阵；
Figure SMS_126
，
Figure SMS_129
为待设计参数；
Figure SMS_132
表示指数运算。
基于高斯型人工势函数构造系统跟踪误差，将障碍物约束问题转化为系统跟踪问题：
Figure SMS_136
，
其中，
Figure SMS_137
为常数；
Figure SMS_138
表示
Figure SMS_139
对
Figure SMS_140
的梯度运算，
Figure SMS_141
表示
Figure SMS_142
的转置。
进一步地，所述第四步包括：
设计的复合控制器为三轴控制力信号，表示为：
Figure SMS_143
，
其中，
Figure SMS_144
表示
Figure SMS_145
对
Figure SMS_146
的求偏导运算；
Figure SMS_147
，
Figure SMS_148
；状态
Figure SMS_149
及其导数
Figure SMS_150
为以下低通滤波器的输出：
Figure SMS_151
，
其中，
Figure SMS_152
为时间常数；
Figure SMS_153
为虚拟控制信号，且满足
Figure SMS_154
，
其中，
Figure SMS_158
表示
Figure SMS_161
对
Figure SMS_162
求偏导，
Figure SMS_157
表示
Figure SMS_159
对
Figure SMS_163
求偏导；
Figure SMS_165
为大于0常数；
Figure SMS_155
，
Figure SMS_160
为大于0的控制参数；
Figure SMS_164
，
Figure SMS_166
表示
Figure SMS_156
的上界。
本发明与现有技术相比的优点在于：本发明涉及一种量测不完备下的航天器抗干扰安全避障控制方法，针对现有接近控制方法对相对速度量测不完备以及多源干扰分析与处理方面的不足，本发明考虑障碍物约束、相对速度量测不完备、挠性振动以及外部干扰这种多约束与多源干扰下，建立包含挠性振动动态以及外部干扰的航天器相对运动耦合动力学模型，设计自适应固定时间观测器对不可测的相对速度以及多源干扰进行快速估计，有效解决了现有研究对相对速度状态量精确已知的依赖，利用自适应在线学习干扰导数的上界，克服了一般固定时间观测器对干扰导数上界已知的假设；另一方面，在控制器设计中，利用动态面简化了控制器的复杂程度，有效避免了对人工势函数求导带来的微分爆炸问题，而且通过复合结构设计，对多源干扰进行了精确补偿，实现了航天器接近非合作目标的高精度控制，具有高可靠性、强鲁棒性的特点，适用于航天器安全避障控制、无人系统路径跟踪控制以及精密机电伺服等领域。
附图说明
图1为本发明一种量测不完备下的航天器抗干扰安全避障控制方法的设计流程图；
图2为本发明一种量测不完备下的航天器抗干扰安全避障控制方法的控制框图。
具体实施方式
下面结合附图及实施例对本发明进行详细说明。
如图1所示，本发明涉及一种量测不完备下的航天器抗干扰安全避障控制方法，包括：
第一步，建立包含挠性振动动态以及外部干扰的航天器相对运动耦合动力学模型，通过挠性振动与外部干扰的集总表征与分析，将耦合动力学模型转化为面向控制的航天器相对运动模型；
第二步，针对量测不完备的相对速度信息以及集总干扰，设计自适应固定时间观测器，实现对相对速度以及集总干扰的同时估计；
第三步，针对接近过程中存在的障碍物，利用航天器相对位置信息以及障碍物位置信息设计人工势函数，并基于人工势函数构造系统跟踪状态，将障碍物约束问题转化为系统跟踪问题；
第四步，结合自适应固定时间观测器以及系统跟踪状态构造复合控制器，完成量测不完备下航天器抗干扰安全避障控制方法设计。
本发明通过设计自适应固定时间观测器，实现了对量测不完备的相对速度以及多源干扰的快速估计；通过高斯人工势函数构造系统跟踪误差，将障碍物约束问题转化为系统跟踪控制问题；结合自适应固定时间观测器以及系统跟踪误差设计复合控制器，保证航天器避障的同时实现对多源干扰进行精细补偿，使得航天器能够高精度地跟踪期望位置，有效提高控制系统的可靠性、稳定性与精确性，适用于航天器安全避障控制、无人系统路径跟踪控制、精密机电伺服等领域。
本发明的具体实施步骤如下：
第一步，建立包含挠性振动动态以及外部干扰的航天器相对运动耦合动力学模型，通过挠性振动与外部干扰的集总表征与分析，将耦合动力学模型转化为面向控制的航天器相对运动模型，具体步骤如下：
(1) 建立包含挠性振动动态以及外部干扰的航天器相对运动耦合动力学模型
Figure SMS_167
：
Figure SMS_168
，
其中，
Figure SMS_187
表示航天器的质量；
Figure SMS_173
表示航天器在目标轨道系下的位置矢量；
Figure SMS_184
表示相对速度，为量测不完备的状态量，
Figure SMS_174
表示相对加速度；
Figure SMS_181
表示挠性附件的模态坐标矢量，
Figure SMS_186
表示挠性模态变化率，
Figure SMS_189
表示挠性模态变化加速度；
Figure SMS_171
表示三轴控制力；
Figure SMS_177
表示外部环境干扰；
Figure SMS_169
为惯性系下刚柔耦合矩阵；
Figure SMS_183
为目标轨道系下的刚柔耦合矩阵，
Figure SMS_175
表示
Figure SMS_182
的转置；
Figure SMS_176
表示由
Figure SMS_179
所组成的对角矩阵，
Figure SMS_172
与
Figure SMS_178
分别表示挠性附件的阻尼系数与模态频率，
Figure SMS_188
；
Figure SMS_190
表示由
Figure SMS_170
所组成的对角矩阵；矩阵
Figure SMS_180
，
Figure SMS_185
分别表示如下：
Figure SMS_191
，
Figure SMS_192
，
其中，
Figure SMS_193
表示地球引力常数；
Figure SMS_194
表示非合作目标的地心距；
Figure SMS_195
与
Figure SMS_196
分别为目标所在轨道的瞬时轨道角速度与角加速度，满足如下动态特征：
Figure SMS_197
，
其中，
Figure SMS_198
，
Figure SMS_199
，
Figure SMS_200
分别表示目标所在轨道的半长轴、离心率以及真近点角。
此外，模型
Figure SMS_201
中的
Figure SMS_202
是惯性系下航天器位置矢量
Figure SMS_203
的加速度，满足如下动态：
Figure SMS_204
，
其中，
Figure SMS_205
表示航天器的地心距；
Figure SMS_206
表示
Figure SMS_207
的转置；
Figure SMS_208
表示惯性系到目标轨道系的变换矩阵，
Figure SMS_209
表示
Figure SMS_210
的转置。
(2) 通过挠性振动与外部干扰的集总表征与分析，将耦合动力学模型转化为面向控制的航天器相对运动模型。
将挠性振动与外部干扰合并为集总干扰，记为
Figure SMS_211
，可表示如下：
Figure SMS_212
，
其中，
Figure SMS_213
为非线性项；
Figure SMS_214
表示
Figure SMS_215
单位矩阵。
由于外部干扰
Figure SMS_216
、挠性附件的模态坐标矢量
Figure SMS_217
及其挠性变化率
Figure SMS_218
均为有界变量，因此，可以找到一组正数
Figure SMS_219
，
Figure SMS_220
以及
Figure SMS_221
使得下式成立：
Figure SMS_222
，
其中，
Figure SMS_223
，
Figure SMS_224
以及
Figure SMS_225
分别为
Figure SMS_226
，
Figure SMS_227
，
Figure SMS_228
的范数。
将
Figure SMS_229
代入耦合动力学模型
Figure SMS_230
中，得到面向控制的航天器相对运动模型为：
Figure SMS_231
，
其中，
Figure SMS_232
表示航天器的相对速度，为量测不完备状态量，并且受到最大安全相对速度
Figure SMS_233
的限制，即
Figure SMS_234
。
第二步，针对量测不完备的相对速度信息以及集总干扰，构造如下自适应固定时间观测器，对相对速度
Figure SMS_235
以及干扰
Figure SMS_236
进行同时估计：
Figure SMS_237
，
其中，
Figure SMS_239
，
Figure SMS_248
以及
Figure SMS_252
分别表示对
Figure SMS_245
，
Figure SMS_254
以及
Figure SMS_261
的估计值；
Figure SMS_265
，
Figure SMS_241
以及
Figure SMS_249
分别表示
Figure SMS_256
，
Figure SMS_284
以及
Figure SMS_274
对时间的导数；
Figure SMS_277
为常数；
Figure SMS_278
，
Figure SMS_279
为注入项；
Figure SMS_257
，
Figure SMS_263
，
Figure SMS_266
均为大于0的常数，
Figure SMS_270
；
Figure SMS_240
和
Figure SMS_247
均为大于1的常数，
Figure SMS_250
，
Figure SMS_255
且
Figure SMS_243
与
Figure SMS_251
均为大于0的奇数；
Figure SMS_280
，
Figure SMS_281
表示
Figure SMS_260
的第
Figure SMS_264
个元素，
Figure SMS_268
，
Figure SMS_272
表示
Figure SMS_244
的第
Figure SMS_246
个元素，
Figure SMS_253
表示符号运算；
Figure SMS_258
，
Figure SMS_262
表示
Figure SMS_267
的第
Figure SMS_271
个元素，
Figure SMS_275
表示
Figure SMS_238
对应元素的
Figure SMS_259
次方；而
Figure SMS_269
，
Figure SMS_276
表示
Figure SMS_273
的第
Figure SMS_282
个元素。此外，
Figure SMS_283
表示对干扰导数
Figure SMS_285
上界
Figure SMS_242
的估计值，且满足自适应律为：
Figure SMS_286
，
其中，
Figure SMS_287
表示
Figure SMS_288
对时间的导数，
Figure SMS_289
和
Figure SMS_290
均为大于0的常数。
第三步，针对障碍物约束，利用航天器相对位置信息以及障碍物位置信息设计高斯人工势函数，并基于人工势函数构造系统跟踪误差，将障碍物约束问题转化为系统跟踪问题。
设计高斯型人工势函数为：
Figure SMS_291
，
其中，
Figure SMS_294
表示航天器的相对位置误差，
Figure SMS_297
表示期望停泊点位置；
Figure SMS_300
表示第
Figure SMS_293
个障碍物的位置矢量；
Figure SMS_296
，
Figure SMS_298
以及
Figure SMS_301
均为正定对称矩阵；
Figure SMS_292
，
Figure SMS_295
为待设计参数；
Figure SMS_299
表示指数运算。
基于高斯型人工势函数构造系统跟踪误差，将障碍物约束问题转化为系统跟踪问题：
Figure SMS_302
，
其中，
Figure SMS_303
为常数；
Figure SMS_304
表示
Figure SMS_305
对
Figure SMS_306
的梯度运算；
Figure SMS_307
表示
Figure SMS_308
的转置。
第四步，结合自适应固定时间观测器以及系统跟踪误差设计复合控制器，完成量测不完备下的航天器抗干扰安全避障控制方法设计。
设计的复合控制器为三轴控制力信号，表示为：
Figure SMS_309
，
其中，
Figure SMS_312
表示
Figure SMS_313
对
Figure SMS_316
的求偏导运算；
Figure SMS_311
，
Figure SMS_314
；
Figure SMS_315
为待设计参数，状态
Figure SMS_317
及其导数
Figure SMS_310
为以下低通滤波器的输出：
Figure SMS_318
，
其中，
Figure SMS_319
为时间常数；
Figure SMS_320
为虚拟控制信号，且满足：
Figure SMS_321
，
其中，
Figure SMS_324
表示
Figure SMS_327
对
Figure SMS_330
求偏导，
Figure SMS_323
表示
Figure SMS_325
对
Figure SMS_328
求偏导；
Figure SMS_331
为大于0常数；
Figure SMS_322
为待设计参数。此外，
Figure SMS_326
，
Figure SMS_329
表示
Figure SMS_332
的上界。
本发明提出的一种量测不完备下的航天器抗干扰安全避障控制方法，其结构如图2所示。从图2中可以看出，航天器相对运动动力学的相对速度信息量测不完备，且受到挠性振动以及外部干扰的影响。在这种情况下，所设计的航天器抗干扰安全避障控制方法具有复合结构，内环为自适应固定时间观测器，用于同时估计测量不完备的相对速度信息以及集总干扰。外环为复合控制，利用人工势函数将障碍约束转化为系统跟踪，并结合自适应固定时间观测器、一阶低通滤波器以及系统跟踪误差构造复合控制器，最终保证航天器在量测不完备以及多源干扰下能够安全避开障碍物并准确到达期望位置。
采用本发明方法进行航天器安全避障控制，可有效避开接近过程中的所有的伴飞航天器以及目标周围的太阳帆板等障碍物，有效保证了航天器的安全性；准确估计了量测不完备的相对速度信息，解决了信息约束问题；实现了对多源干扰的精确估计与补偿，保证了航天器位置的高精度跟踪，跟踪误差达到了0.07m的精度，为航天器在轨作业提供了高精度以及高可靠性保障，而且接近过程飞行平滑，表现出了强鲁棒性特征。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种量测不完备下的航天器抗干扰安全避障控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
第一步，建立包含挠性振动动态以及外部干扰的航天器相对运动耦合动力学模型，通过挠性振动与外部干扰的集总表征与分析，将耦合动力学模型转化为面向控制的航天器相对运动模型；
第二步，针对量测不完备的相对速度信息以及集总干扰，设计自适应固定时间观测器，实现对相对速度以及集总干扰的同时估计；
第三步，针对接近过程中存在的障碍物，利用航天器相对位置信息以及障碍物位置信息设计人工势函数，并基于人工势函数构造系统跟踪状态，将障碍物约束问题转化为系统跟踪问题；
第四步，结合自适应固定时间观测器以及系统跟踪状态构造复合控制器，完成量测不完备下航天器抗干扰安全避障控制方法设计。
2.根据权利要求1所述的一种量测不完备下的航天器抗干扰安全避障控制方法，其特征在于：所述第一步的具体步骤如下：
(1) 建立包含挠性振动动态以及外部干扰的航天器相对运动耦合动力学模型：
Figure QLYQS_1
，
其中，
Figure QLYQS_6
表示航天器的质量；
Figure QLYQS_5
表示航天器在目标轨道系下的位置矢量；
Figure QLYQS_12
表示相对速度，为量测不完备的状态量，
Figure QLYQS_4
表示相对加速度；
Figure QLYQS_10
表示挠性附件的模态坐标矢量，
Figure QLYQS_7
表示挠性模态变化率，
Figure QLYQS_13
表示挠性模态变化加速度；
Figure QLYQS_15
表示三轴控制力；
Figure QLYQS_21
表示外部环境干扰；
Figure QLYQS_8
为惯性系下刚柔耦合矩阵；
Figure QLYQS_16
为目标轨道系下的刚柔耦合矩阵，
Figure QLYQS_3
表示
Figure QLYQS_18
的转置；
Figure QLYQS_17
表示由
Figure QLYQS_22
所组成的对角矩阵，
Figure QLYQS_9
与
Figure QLYQS_14
分别表示挠性附件的阻尼系数与模态频率，
Figure QLYQS_19
；
Figure QLYQS_23
表示由
Figure QLYQS_2
所组成的对角矩阵；矩阵
Figure QLYQS_20
，
Figure QLYQS_11
分别表示如下：
Figure QLYQS_24
，
Figure QLYQS_25
，
其中，
Figure QLYQS_26
表示地球引力常数；
Figure QLYQS_27
表示非合作目标的地心距；
Figure QLYQS_28
与
Figure QLYQS_29
分别为目标所在轨道的瞬时轨道角速度与角加速度，满足如下动态特征：
Figure QLYQS_30
，
其中，
Figure QLYQS_31
，
Figure QLYQS_32
，
Figure QLYQS_33
分别表示目标所在轨道的半长轴、离心率以及真近点角；
航天器相对运动耦合动力学模型
Figure QLYQS_34
中的
Figure QLYQS_35
是惯性系下航天器位置矢量
Figure QLYQS_36
的加速度，满足如下动态：
Figure QLYQS_37
，
其中，
Figure QLYQS_38
表示航天器的地心距；
Figure QLYQS_39
表示
Figure QLYQS_40
的转置；
Figure QLYQS_41
表示惯性系到目标轨道系的变换矩阵，
Figure QLYQS_42
表示
Figure QLYQS_43
的转置；
(2) 通过挠性振动与外部干扰的集总表征与分析，将耦合动力学模型转化为面向控制的航天器相对运动模型：
将挠性振动与外部干扰合并为集总干扰，记为
Figure QLYQS_44
，表示如下：
Figure QLYQS_45
，
其中，
Figure QLYQS_46
为非线性项；
Figure QLYQS_47
表示
Figure QLYQS_48
的单位矩阵；
由于外部干扰
Figure QLYQS_49
、模态坐标矢量
Figure QLYQS_50
及其变化率
Figure QLYQS_51
均为有界变量，因此，找到一组正数
Figure QLYQS_52
，
Figure QLYQS_53
以及
Figure QLYQS_54
使得下式成立：
Figure QLYQS_55
，
其中，
Figure QLYQS_56
，
Figure QLYQS_57
以及
Figure QLYQS_58
分别为
Figure QLYQS_59
，
Figure QLYQS_60
，
Figure QLYQS_61
的范数；
将集总干扰
Figure QLYQS_62
代入耦合动力学模型
Figure QLYQS_63
中，得到面向控制的航天器相对运动模型为：
Figure QLYQS_64
，
其中，
Figure QLYQS_65
表示航天器的相对速度，为量测不完备状态量，并且受到最大安全相对速度
Figure QLYQS_66
的限制，即
Figure QLYQS_67
。
3.根据权利要求2所述的一种量测不完备下的航天器抗干扰安全避障控制方法，其特征在于：所述第二步包括：
针对量测不完备的相对速度信息以及集总干扰，构造如下自适应固定时间观测器对相对速度
Figure QLYQS_68
以及干扰
Figure QLYQS_69
进行同时估计：
Figure QLYQS_70
，
其中，
Figure QLYQS_74
，
Figure QLYQS_80
以及
Figure QLYQS_118
分别表示对
Figure QLYQS_78
，
Figure QLYQS_85
以及
Figure QLYQS_90
的估计值；
Figure QLYQS_98
，
Figure QLYQS_72
以及
Figure QLYQS_114
分别表示
Figure QLYQS_116
，
Figure QLYQS_117
以及
Figure QLYQS_86
对时间的导数；
Figure QLYQS_93
为常数；
Figure QLYQS_100
，
Figure QLYQS_104
为注入项；
Figure QLYQS_76
，
Figure QLYQS_82
，
Figure QLYQS_88
均为大于0的常数，
Figure QLYQS_95
；
Figure QLYQS_73
和
Figure QLYQS_79
均为大于1的常数，
Figure QLYQS_81
，
Figure QLYQS_87
且
Figure QLYQS_77
与
Figure QLYQS_83
均为大于0的奇数；
Figure QLYQS_91
，
Figure QLYQS_97
表示
Figure QLYQS_101
的第
Figure QLYQS_107
个元素，
Figure QLYQS_113
；
Figure QLYQS_115
表示
Figure QLYQS_92
的第
Figure QLYQS_96
个元素，
Figure QLYQS_102
表示符号运算；
Figure QLYQS_106
，
Figure QLYQS_103
表示
Figure QLYQS_108
的第
Figure QLYQS_110
个元素，
Figure QLYQS_111
表示
Figure QLYQS_71
对应元素的
Figure QLYQS_84
次方；
Figure QLYQS_89
，
Figure QLYQS_94
表示
Figure QLYQS_99
的第
Figure QLYQS_105
个元素；
Figure QLYQS_109
表示对干扰导数
Figure QLYQS_112
上界
Figure QLYQS_75
的估计值，且满足自适应律为：
Figure QLYQS_119
，
其中，
Figure QLYQS_120
表示
Figure QLYQS_121
对时间的导数，
Figure QLYQS_122
和
Figure QLYQS_123
均为大于0的常数。
4.根据权利要求3所述的一种量测不完备下的航天器抗干扰安全避障控制方法，其特征在于：所述第三步包括：所述人工势函数为高斯型人工势函数；
设计高斯型人工势函数为：
Figure QLYQS_124
，
其中，
Figure QLYQS_127
表示航天器的相对位置误差，
Figure QLYQS_128
表示期望停泊点位置；
Figure QLYQS_134
表示第
Figure QLYQS_126
个障碍物的位置矢量；
Figure QLYQS_129
，
Figure QLYQS_131
以及
Figure QLYQS_133
均为适维正定对称矩阵；
Figure QLYQS_125
，
Figure QLYQS_130
为待设计参数；
Figure QLYQS_132
表示指数运算；
基于高斯型人工势函数构造系统跟踪误差，将障碍物约束问题转化为系统跟踪问题：
Figure QLYQS_135
，
其中，
Figure QLYQS_136
为常数；
Figure QLYQS_137
表示
Figure QLYQS_138
对
Figure QLYQS_139
的梯度运算；
Figure QLYQS_140
表示
Figure QLYQS_141
的转置。
5.根据权利要求4所述的一种量测不完备下的航天器抗干扰安全避障控制方法，其特征在于：所述第四步包括：
设计的复合控制器为三轴控制力信号，表示如下：
Figure QLYQS_142
，
其中，
Figure QLYQS_145
表示
Figure QLYQS_147
对
Figure QLYQS_150
的求偏导运算；
Figure QLYQS_144
，
Figure QLYQS_148
；
Figure QLYQS_151
为待设计参数；
Figure QLYQS_152
，
Figure QLYQS_143
表示
Figure QLYQS_146
的上界，
Figure QLYQS_149
为最大安全相对速度；
状态
Figure QLYQS_153
及其导数
Figure QLYQS_154
为以下低通滤波器的输出：
Figure QLYQS_155
，
其中，
Figure QLYQS_156
为时间常数；
Figure QLYQS_157
为虚拟控制信号，且满足：
Figure QLYQS_158
，
其中，
Figure QLYQS_161
表示
Figure QLYQS_163
对
Figure QLYQS_165
求偏导，
Figure QLYQS_160
表示
Figure QLYQS_162
对
Figure QLYQS_164
求偏导；
Figure QLYQS_166
为大于0常数；
Figure QLYQS_159
为待设计参数。
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