始阶段，轨道和姿态与期望值之 间相差较大，由于非合作目标航天器存在未知的加速度，所以图5中的控制加速度也时刻 变化以使追踪航天器时刻跟踪上期望轨道，由于非合作目标保持缓慢的转动，所以当实际 姿态跟踪上期望姿态以后，追踪航天器所需的控制力矩就非常小了。
[0136] 图7为追踪航天器轨道姿态参数与相应的期望参数之间的偏差随时间变化曲线， 可以看出，当跟踪上期望信号之后，能够保持实际的轨道姿态参数偏离期望值非常小。
[0137] 表格1各状态进入允许误差范围的时间d
[0138]
【主权项】
1. 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，其特征在于：所述方法 通过以下步骤实现： 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：和追踪航天器本体坐标系下的相对姿态动力学模型：并定义追踪航天器绕本体X、y、Z轴的转角分别=为A 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：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，qe表示视 线偏角，Agx、Agy、△&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，fx、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 1^、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，Jc= [Jtll Jc2 J1Jt表示追踪航天器的转 动惯量矩阵，《b。= [ω x COy ω Jt表示追踪航天器相对惯性坐标系的姿态角速度，T。表示 追踪航天器控制力矩； 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，P 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，Cobt i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； 联立方程组： CN 105159304 A ?丨入 ^ M 贝求得姿态角的期望值朽、Θ f、φρ求导后结合式（3)可求得姿态角速度的期望值c〇xf、 ?yf、COzf;其中，X brf，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，Ct为惯性系到追踪航天器本体系下的转换矩阵，13为三阶单位阵； 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：选取误差量为状态变量，记1由式（6)结合式（1)、式⑵和式 (3)得到系统的状态空间表达式：CN 105159304 A 个乂 十1J 安小巾 3/6页的简记； 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);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，以Λ?)表示辅助控制器的导数；K1= diag(k η· · · k16)，且&>0,0〈 α〈1，K2 = diag (k21. . . k26) >0, Κ3>0 ; #和么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，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) Au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，F和F Λ是正定 的斜对角矩阵。2.根据权利要求1所述接近并跟踪空间非合作目标的有限时间容错控制方法，其特 征在于：步骤一所述建立分量形式的相对轨道动力学模型的过程为，设地心惯性坐标系 OiXiYiZi和视线坐标系O P1Y1Z1, O1是视线坐标系的原点，位于追踪航天器质心，X :轴与视线 重合，即由追踪航天器指向目标航天器，yi轴位于由X i轴和y i轴共同组成的纵向平面内，与 X1轴垂直，z i轴由右手法则确定；q E为视线倾角，q e为视线偏角，P为目标航天器相对于 追踪航天器的位置矢量；则地心惯性坐标系〇lXlylZl下的动力学方程在视线坐标系O 1XiyiZ1下的投影为：其中，上标X表示向量的反对称矩阵；Ag= [Agx Agy AgJT表示目标航天器和追 踪航天器之间的引力差项，在近距离接近和跟踪段，引力差项可以忽略不计；f=[fx fy fj1'表示目标航天器的加速度矢量，对于非合作目标来说是未知的；u。= [uM Utiy U1Jt表示 追踪航天的控制力加速度矢量；将地心惯性坐标系〇lXlylZl下的动力学方程在视线坐标系 O1X1Y1Z1下的投影写成分量的形式，得：3. 根据权利要求1或2所述接近并跟踪空间非合作目标的有限时间容错控制方法，其 特征在于：步骤一所述得到姿态角速度与姿态角之间的导数关系的过程为，定义追踪航天 器绕本体X、y、z轴的转角分别为-θ、φ，则欧拉角描述的姿态矩阵为：追踪航天器的姿态角速度：定义矩阵：则有姿态角：4. 根据权利要求3所述接近并跟踪空间非合作目标的有限时间容错控制方法，其特征 在于：步骤三所述采用反步法设计控制器的过程为，针对接近并跟踪非合作机动目标事件， 由式（7)和式（8)所组成的系统可以概括为一类二阶不确定非线性动态系统：D (u) = [ucx，ucy，ucz，TM，I；y，TJ%实际控制输入，因此其与理想控制输入u、控制偏差 A u之间满足如下关系式：D(u) =U-Au; 设辅助控制器 V (X1) =^1(X1)K1Sig(X1)11，其中 定义误差变量：z = X2- V (X1)， 则控制器表示为：5.根据权利要求1、2或4所述接近并跟踪空间非合作目标的有限时间容错控制方法， 其特征在于：步骤三所述RBF神经网络对不确定项w (X)和控制偏差项g (X) △ u进行自适应 估计的过程为，将步骤三得到的控制器：代入非线性系统后得到： CN 105159304 A 不乂利要承书 6/6页用两个三层的RBF神经网络分别自适应地估计不确定项W(X)和控制偏差项g(x) Δ u， 对非线性系统进行补偿，W(X)的估计值以及g(x) Au的估计值分别表示为：?ν)Δ^=^):Κ.ν)，其中：χ和y表示网络输入向量，y= [xT，uT]T，#和4表示网络加权 矩阵的估计值，Φ (X)和Φ Δ (y)均为高斯RBF函数向量Φ(ζ) = [ΦΑζ)，···，Φ6(ζ)] T的宽度。 ? Cie Rn表示第i个基函数的中心，σ，〇表示第i个基函数
【专利摘要】接近并跟踪空间非合作目标的有限时间容错控制方法，属于轨道控制和姿态控制领域。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。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，在视线坐标系下建立动力学和运动学方程，考虑到系统的不确定性、非合作目标运动参数部分未知、控制输入饱和、死区等情况，利用RBF神经网络进行自适应估计和补偿，采用反步法思想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。本发明采用有限时间控制方法具有控制收敛快、鲁棒性好以及跟踪控制精度高的优点。
【IPC分类】G05D1/08, G05D1/10
【公开号】CN105159304
【申请号】CN201510363123
【发明人】凌惠祥, 孙延超, 马广富, 龚有敏, 赵天睿, 李传江
【申请人】哈尔滨工业大学
【公开日】2015年12月16日
【申请日】2015年6月26日