接近并跟踪空间非合作目标的有限时间容错控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种接近并跟踪空间非合作目标的有限时间容错控制方法。
【背景技术】
[0002] 随着航天事业的快速发展，空间技术逐渐从最初的空间利用提升为空间控制，空 间打击、跟踪监视、交会对接等问题的研究越来越受到航天大国的关注和重视，其中对空间 非合作目标的接近和近距离跟踪监视问题已经成为当今航天领域的一个非常重要的研究 热点，空间非合作目标泛指一些无法提供有效合作信息的空间物体，包括空间碎片、失效的 飞行器以及敌方飞行器等。随着航天器机动性的增强，跟踪监视的精度、范围等要求也越来 越高，干扰和打击的难度更是进一步加大，因此，研究航天器控制具有非常重要的意义。
[0003] 航天器控制分为航天器轨道控制和航天器姿态控制。航天器轨道控制指对航天器 的质心施加外力，以改变其运动轨迹的技术，如轨道转移、轨道调整或保持等。航天器姿态 控制是获取并保持航天器在太空定向（即航天器相对于某个参考坐标系的姿态）的技术， 包括姿态稳定和姿态机动两个方面。前者为保持已有姿态的过程，后者是把航天器从一种 姿态转变为另一种姿态的再定向过程。
[0004] 常用的跟踪监视形式有悬停（追踪航天器与目标保持相对位置不变）、伴随飞行 (追踪航天器围绕目标附近某点进行封闭轨迹飞行）和绕飞（伴随飞行的一种特殊情况，封 闭轨迹的中心是目标质心）等，但对于本文所研究的问题，由于目标存在姿态翻滚，并要求 追踪航天器要始终位于特征点方向来跟踪监视，所以这三种形式不适用。
[0005] 现有控制方法经典的相对运动动力学模型中，无论是只适用于近圆轨道的C-W方 程还是考虑了轨道偏心率非零情况的Lawden方程，当针对非合作目标时，由于对目标的一 些运动参数难以精确测量而无法有效使用，从接近非合作目标时的实际测量情况出发，例 如一种在以追踪航天器质心为原点的视线坐标系下建立的相对运动模型，具有不限制目标 航天器轨道偏心率、解算方程对目标未知参数不作要求、可在任意初始位置进行逼近和视 线跟踪这三大优点，本发明专利在视线坐标系的基础上，还综合考虑体坐标系下由姿态角 及角速度描述的相对姿态方程，从而建立了六自由度的动力学模型。
[0006] 除了普遍存在模型的不确定性和外部干扰外，对于追踪航天器来说，非合作目标 的一些运动信息也是无法精确已知的，现有追踪航天器对未知信息的确定能力差。
[0007] 控制算法方面
[0008] 相对轨道与姿态的控制耦合问题主要有两方面原因，一种是由期望控制指令引起 的，另一种则是因为推力与姿态有关而导致的，对于姿态轨道耦合控制，许多学者都有所研 究，例如从HJB方程中导出了鲁棒性较好且能方便使用的状态依赖黎卡提方程法（SDRE)， 可以用来解决一些含有不确定性的鲁棒问题，但在线求解黎卡提方程使计算负担增大了， 在进行姿轨耦合控制时，以能量消耗和误差最小为指标，引入中间变量Θ和D，将SDRE方程 转化为迭代代数方程，从而减轻了计算负担，但这种Θ -D控制方法在非合作目标同时存在 轨道和姿态机动时，控制误差较大。
【发明内容】
[0009] 本发明的目的是为了解决现有追踪航天器的对非合作目标进行视线跟踪时存在 追踪控制误差大导致的跟踪监视精度低的问题，而提出一种接近并跟踪空间非合作目标的 有限时间容错控制方法。
[0010] 对于实际的航天器控制，一定存在控制输入饱和、死区等非线性特性，因此本发明 在进行姿态轨道控制律设计时考虑了非线性特性对控制效果的影响。
[0011] 一种接近并跟踪空间非合作目标的有限时间容错控制方法，所述方法通过以下步 骤实现：
[0012] 步骤一、在视线坐标系下分别建立分量形式的相对轨道动力学模型：
(1)， 和追踪航天器本体坐标系下的相对姿态动力学模型：
[0013] 并定义追踪航天器绕本体X、y、z轴的转角分别=为，θ、Φ，按照欧拉角转序， 得到姿态角速度与姿态角之间的导数关系：
[0014] 式中，P表示追踪航天器与目标航天器之间的相对距离，9￡表示视线倾角，q e表 示视线偏角，Λ gx、Λ gy、Λ gz表示目标航天器和追踪航天器之间的引力差项分量，且在近 距离接近和跟踪段，引力差项可以忽略不计，f x、fy、&表示目标航天器的加速度分量，对于 非合作目标来说是未知的；Uy Uq、11。2表示追踪航天的控制力加速度分量；下标b表示体 坐标系，c表示追踪航天器，上标X表示向量的反对称矩阵，J c= [Jtll Jc2 J1Jt表示追踪航 天器的转动惯量矩阵，《b。= [ω x COy ωζ]τ表示追踪航天器相对惯性坐标系的姿态角速 度，Τ。表示追踪航天器控制力矩；
[0015] 步骤二、联立方程组：
求得视线倾角和视线偏角的期望值q E f和q e 其导数4/和'/ ;其中，91为追踪航 天器的期望方向在惯性系下的投影矢量，P 分量，n b为目标航天器特征点在 其体坐标系下的单位矢量指向，Cf为目标体坐标系到惯性系下的转换矩阵，P f为追踪航 天器相距目标的期望距离，??为视线坐标系到惯性坐标系的转换矩阵，为目标体坐标 系相对于惯性坐标系的转动角速度在惯性坐标系下的投影，《bt为目标航天器相对于惯性 坐标系的姿态角速度；
[0016] 联立方程组：
求得姿态角的期望值吟、9f、φρ求导后结合式（3)可求得姿态角速度的期望值coxf、 ?yf、c〇zf;其中，Xbrf，ybrf， Zbrf为追踪航天器本体轴方向的期望单位矢量，I为太阳光线在惯 性系下的矢量方向，为惯性系到追踪航天器本体系下的转换矩阵，1 3为三阶单位阵；
[0017] 在接近并跟踪空间非合作目标过程中，初始时刻由于非合作目标航天器的轨道机 动未知，需要通过调整追踪航天器的相对轨道并进行保持以达到跟踪监视非合作目标航天 器的要求，而初始时刻目标航天器的姿态信息是能够获取的，因此追踪航天器的姿态接近 期望姿态，则下式近似成立：
[0019] 选取误差量为状态变量，记
，由式（6)结合式（1)、式⑵和式 (3)得到系统的状态空间表达式：
(7)， CN 105159304 A VL 4/16 贝
(8);
[0022] 其中，令A表示系统的状态空间表达式（7)中矩阵
的简记；
[0023] 步骤三、设计辅助控制器：V (X1) = -A 1 (X1)K1Sig(X1) α;并定义误差变量：z = X2- V (X1);
[0024] 采用反步法设计控制器：
使追踪航天器在有限时间内收敛到期望的姿态和轨道，并保持在允许的误差范围内； 式中，表示辅助控制器的导数；K1= diag(k n. .. k16)，且&>0,0〈 α〈1，K2 = diag (k21. . . k26) >0, Κ3>0 ; #和民是网络加权矩阵的估计值，Φ (X)和Φ Λ (y)均为高 斯RBF函数向量，高斯RBF函数向量的表达式：Φ ( ζ ) = [ Φ i ( ζ )，· · ·，Φ 6 ( ζ ) ]τ，
[0025] 步骤四、设计RBF神经网络的自适应律为：
，利用 RBF神经网络的自适应地分别对不确定项w (X)和控制偏差项g (X) Λ u进行自适应估计，补 偿系统的不确定性、非合作目标运动参数部分未知、控制输入饱和、死区；其中，Γ和「4是 正定的斜对角矩阵。
[0026] 本发明的有益效果为：
[0027] 在空间非合作目标航天器进行姿态翻滚并存在未知的轨道机动时，除了普遍存在 模型的不确定性和外部干扰外，对于追踪航天器来说，非合作目标的运动信息也无法精确 已知，本发明使用RBF神经网络自适应地逼近这些未知信息，从而对不确定性及外部干扰 进行补偿，且相比于非有限时间收敛的控制方法，本发明所采用的有限时间控制方法不仅 收敛更快，还具有更好的鲁棒性。在空间非合作目标航天器进行姿态翻滚并存在未知的轨 道机动时，实现航天器轨道控制和姿态控制，使追踪航天器接近非合作