[发明专利]一种失效旋转目标逼近的6-DOF协同制导方法

权利要求书

1.一种失效旋转目标逼近的6-DOF协同制导方法，其特征在于包括如下步骤：

步骤一，设计逼近参考轨迹并建立期望坐标系；

步骤二，失效旋转目标逼近的6-DOF同步控制相对运动建模；

步骤三，设计失效旋转目标逼近的6-DOF协同控制律。

2.根据权利要求1所述的失效旋转目标逼近的6-DOF协同制导方法，其特征在于：所述的步骤一已知失效旋转目标本体系下的抓捕对接口矢量，采用指数函数设计轨道系下追踪星逼近失效旋转目标的参考轨迹，并构建时刻指向抓捕对接口矢量的期望坐标系，该期望坐标系是随着失效旋转目标抓捕对接口旋转的动坐标系。

3.根据权利要求1所述的失效旋转目标逼近的6-DOF协同制导方法，其特征在于，所述的步骤二运动建模包括：建立追踪星相对于失效旋转目标的相对轨道动力学方程；求解追踪星本体系相对于期望坐标系的姿态罗德里德参数（MPR）偏差和姿态角速度偏差，建立追踪星本体系相对于期望坐标系的相对姿态运动方程。

4.根据权利要求1所述的失效旋转目标逼近的6-DOF协同制导方法，其特征在于，所述的步骤三协同控制律包括：设计PD轨道控制律对追踪星相对于失效旋转目标的相对动力学方程和参考轨迹方程的偏差进行控制，实现逼近过程中的相对轨道控制；设计滑模变结构姿态控制律对追踪星本体系相对于期望坐标系的姿态MPR偏差和姿态角速度偏差进行姿态控制，使追踪星+X轴安装的机械臂始终对准抓捕对接口矢量。

5.根据权利要求1或2所述的失效旋转目标逼近的6-DOF协同制导方法，其特征在于，所述步骤一的逼近参考轨迹为

其中表示初始追踪星与失效旋转目标的相对距离；表示终端追踪星与失效旋转目标的相对距离；表示抓捕对接口在失效旋转目标本体系下的矢量；表示常值；表示轨道坐标系相对于失效旋转目标本体系的转换矩阵。

6.根据权利要求1所述的失效旋转目标逼近的6-DOF协同制导方法，其特征在于，当抓捕对接口矢量与旋转角速度矢量不重合时，所述期望坐标系D的三个坐标轴单位矢量表示为

其中、和分别表示期望坐标系X、Y和Z的单位矢量；表示轨道系相对于失效旋转目标本体系的转换矩阵；表示失效旋转目标本体系相对于惯性系下的角速度；表示抓捕对接口在失效旋转目标本体系下的矢量；表示与抓捕对接口在失效旋转目标本体系下的矢量和旋转角速度矢量都垂直的单位矢量；

期望坐标系X轴方向始终对准失效旋转目标的抓捕对接口矢量，Z轴与抓捕对接口矢量和旋转角速度矢量垂直，Y轴构成右手坐标系。

7.根据权利要求3所述的失效旋转目标逼近的6-DOF协同制导方法，其特征在于，所述追踪星相对于失效旋转目标的相对轨道运动学方程为：

其中：，

，为追踪星相对于失效旋转目标的相对位置矢量；表示地球引力常数；和分别表示失效旋转目标和追踪星在惯性系下的位置大小；表示追踪星上的控制力；表示追踪星的质量；x、y和z表示轨道系下追踪星与失效旋转目标相对位置在三轴的分量；表示真近点角。

8.根据权利要求3所述的失效旋转目标逼近的6-DOF协同制导方法，其特征在于，追踪星本体系P相对于期望坐标系D转换矩阵，其中追踪星本体系P相对于惯性系N的转换矩阵可通过追踪星本体系相对于惯性系的姿态MRP参数计算，轨道系H相对于惯性系N的转换矩阵可通过失效旋转目标的轨道根数计算，期望坐标系D相对于轨道坐标系H的转换矩阵；

已知可得到追踪星本体系相对于期望坐标系的姿态偏差和角速度偏差，其中，，表示追踪星本体系P相对于失效旋转目标本体系B的转换矩阵；表示失效旋转目标期望坐标系相对于惯性系的期望角速度；表示失效旋转目标本体系相对于惯性系的旋转角速度；表示追踪星本体系相对于惯性系的角速度；则追踪星本体系相对于期望坐标系的相对姿态运动学方程为

其中表示矩阵，且。

9.根据权利要求1或4所述的失效旋转目标逼近的6-DOF协同制导方法，其特征在于，所述轨道控制律为

       

式中、为正定矩阵；；为追踪星的质量；相对位置跟踪误差为；相对速度跟踪误差为。

10.根据权利要求1或4所述的失效旋转目标逼近的6-DOF协同制导方法，其特征在于，所述姿态控制律为   

      

其中表示追踪星转动惯量，表示的反对称矩阵；表示切换函数；、和为控制参数，都是矩阵；和分别表示追踪星本体系相对于期望坐标系的姿态偏差MRP参数和姿态偏差角速度；表示双曲正切函数。