[发明专利]一种缺失径向控制的欠驱动航天器悬停渐近控制方法

说明书

本发明提出了一种适用于缺失径向控制的欠驱动航天器悬停的滑模控制方法。针对欠驱动航天器悬停控制问题，建立了其动力学模型。基于该动力学模型，分析了缺失径向控制加速度的欠驱动情况下的系统能控性，并给出了该情况下的悬停方位可行集。以此模型为受控对象，采用滑模控制方法设计了径向欠驱动情况下的闭环控制律。该欠驱动控制器能够驱动追踪航天器渐近稳定至给定的可行悬停方位，且闭环系统对外部摄动及模型误差具有良好的鲁棒性和动态性能，解决了缺失径向控制加速度的欠驱动航天器悬停控制问题。

技术领域

本发明涉及一种航天器飞行控制方法，更具体的说，特别涉及一种针对缺失径向控制的欠驱动航天器悬停提供一种渐近稳定的控制方法。

背景技术

航天器悬停，是指通过对追踪航天器施加持续的控制力作用，使其相对于空间某目标航天器的相对位置保持不变。悬停技术在空间任务中应用前景广阔，例如，在小行星上空悬停可对其进行有效的高分辨率的科学观测。此外，对地球轨道航天器悬停，使追踪航天器保持对目标航天器的相对静止，有利于进行空间维护、空间观测等近距操作，降低了空间任务操作难度及风险。已有的航天器悬停控制方法均假设悬停动力学系统为全驱动控制系统(系统的控制输入维数与系统自由度相等)，即在径向、迹向和法向都存在一独立的控制通道。若某一方向的控制器发生故障，导致该方向无法提供控制力作用，则悬停动力学系统变为欠驱动系统。对于该欠驱动系统，已有全驱动控制方法无法适用，导致悬停任务失败。通常，常规的解决办法为加装备用推力器以应对上述故障情况，但这势必引起航天器的质量与成本增加。考虑到航天器的结构质量、制造成本以及发射成本等约束，更为经济实用的方法应为设计欠驱动控制器，从而即使在欠驱动情况条件下，也能实现航天器悬停任务。

已有欠驱动航天器相对轨道控制多基于航天器编队飞行等空间任务应用，尚未有欠驱动航天器悬停控制方法研究。虽然编队飞行与悬停均属于航天器相对运动范畴，但其轨道属性不同，因而相应的控制器设计存在不同。具体而言，对于编队飞行，航天器均运行于开普勒轨道，且航天器之间的相对轨道为自然周期相对轨道，即不需要施加控制力以维持相对轨道。但对于悬停而言，通常需要对追踪器持续施加控制力作用以维持相对轨道，即悬停构型，因而追踪器运行于非开普勒轨道。目前，对非开普勒相对轨道的欠驱动控制理论及方法的研究还很少，因此，本发明以欠驱动航天器悬停为应用，提出了一种适用于该应用中的非开普勒相对轨道的欠驱动控制方法。

发明内容

本发明为解决欠驱动航天器悬停的问题，提出了一种滑模控制方法。针对欠驱动航天器悬停控制问题，建立了其动力学模型。基于该动力学模型，分析了缺失径向控制加速度情况下的系统能控性，并给出了该情况下的悬停方位可行集。此外，由于缺失径向控制输入通道，外部摄动及模型误差的输入通道不再与系统的控制输入通道相同，成为非匹配性扰动。如何在存在非匹配性扰动情况下实现缺失径向控制作用的航天器悬停，是本发明的重点与难点。本发明以所建立的欠驱动悬停动力学模型为受控对象，巧妙利用轨道面内相对运动动力学耦合特性，采用滑模控制方法设计了在该欠驱动情况下的闭环控制律。该欠驱动控制器的优点在于：(1)能够在缺失径向控制加速度条件下驱动追踪航天器渐近稳定至给定的可行悬停方位，且悬停位置控制精度高；(2)闭环系统具有良好的动态性能，且对非匹配性的外部摄动及模型误差具有良好的鲁棒性和抑制作用；(3)较之安装备用推力器以应对推力器故障的常规方法，本发明提出的欠驱动控制器具有减少航天器结构质量、降低航天器制造成本、发射成本等显著优点。本发明创造性地解决了航天器悬停这类非开普勒相对轨道的欠驱动控制问题，所提出的控制器可在缺失径向控制加速度条件下完成圆轨道航天器悬停任务，为欠驱动航天器悬停的工程实现提供了有效方案，可直接应用于空间小行星悬停探测以及地球轨道空间服务等实际悬停任务。

本发明的技术方案如下：