[发明专利]一种非合作目标航天器交会对接最终段饱和控制方法

权利要求书

1.一种非合作目标航天器交会对接最终段饱和控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1：定义空间坐标系，所述空间坐标系包括：地球惯性坐标系、轨道坐标系、目标航天器体坐标系、追踪航天器体坐标系和视线坐标系，并建立视线坐标系的运动学方程；

S2：建立航天器六自由度交会对接模型；

S3：建立两阶段的人工势函数；

S4：基于所述两阶段的人工势函数的有界梯度信息，设计航天器交会对接六自由度饱和控制器；

所述空间坐标系的具体定义如下：

定义地球惯性坐标系为：地球质心为坐标原点，X_o轴指向春分点且位于赤道平面内，Z_o轴与地球自转轴重合，且与赤道平面垂直，Y_o轴与X_o轴，Z_o轴构成右手笛卡尔坐标系；

轨道坐标系为：记为：LVLH坐标系，坐标原点位于目标航天器的质心位置，X_h轴沿地心指向目标航天器质心，Y_h轴与目标航天器速度矢量方向一致，Z_h轴与X_h轴，Y_h轴构成右手笛卡尔坐标系；

目标航天器体坐标系为：其原点位于目标航天器的质心处，X_t轴、Y_t轴、Z_t轴的方向分别与目标航天器的惯性主轴方向重合；目标航天器的对接口定义在-X_t方向上；

追踪航天器体坐标系为：其原点位于追踪航天器的质心处，X_p轴、Y_p轴、Z_p轴的方向分别与追踪航天器的惯性主轴方向重合；追踪航天器的对接口定义在X_p方向上，追踪航天器的敏感装置的轴向指向X_p；

视线坐标系定义为：记为：LOS坐标系，且：

其中，x_l,y_l,z_l为LOS坐标系的三个坐标轴X_l,Y_l,Z_l所对应的单位向量，ρ＝[ρ_x,ρ_y,ρ_z]^T为LVLH坐标系中追踪航天器相对于目标航天器的相对位置，ρ_x，ρ_y，ρ_z表示描述相对位置的位置分量，ρ_xy表示相对位置ρ在LVLH坐标系中的xoy平面上的投影，ρ_xy＝[1,0,0；0,1,0；0,0,0]ρ；(·)^×表示斜对称矩阵，即表示向量ρ_xy的斜对称矩阵，且对于任意向量其斜对称矩阵的表示形式如下：

S1中，所述视线坐标系的运动学方程为：

ω_lo＝C_hoω_lh,

其中，为航天器交会对接过程中追踪航天器与LOS坐标系的相对姿态四元数，q_lv＝[q_l1,q_l2,q_l3]^T为LOS坐标系四元数的矢量部分，q_l4为LOS坐标系四元数的标量部分；ω_lo为LOS坐标系相对于地球惯性坐标系的角速度；C_ho为LVLH坐标系相对于地球惯性坐标系的旋转矩阵，ω_lh为LOS坐标系相对于LVLH坐标系的角速度；I₃是3×3的单位矩阵，(·)^T表示矩阵的转置，C＝[x_l,y_l,z_l]为LOS坐标系单位向量组成的矩阵，代表矩阵C对时间的导数；

S2中，所述航天器六自由度交会对接模型包括相对姿态控制模型和相对位置控制模型；

所述相对姿态控制模型为：

其中，J_p是追踪航天器体坐标系中的惯性矩阵，τ＝[τ₁,τ₂,τ₃]^T表示追踪航天器推进器提供的推进力而产生的控制力矩，d_r＝[d_r1,d_r2,d_r3]^T表示航天器所受到的外界干扰矩，(q_ev,q_e4)用来表示航天器交会对接过程中追踪航天器与跟踪LOS坐标系的相对姿态误差四元数，q_ev＝[q_e1,q_e2,q_e3]^T代表相对姿态误差四元数的矢量部分，q_e4代表相对姿态误差四元数的标量部分；ω_e＝[ω_e1,ω_e2,ω_e3]^T表示追踪航天器体坐标系相对于LOS坐标系的角速度，C_pl代表追踪航天器体坐标相对于LOS坐标系的旋转矩阵，代表LOS坐标系相对于地球惯性坐标系的角加速度，ω_po表示追踪航天器体坐标系相对于地球惯性坐标系的角速度；

所述相对位置控制模型为：

其中，M_t＝m_pI₃,m_p是追踪航天器的质量；ρ_e＝ρ-ρ_d,ρ_d＝C_htρ_t，C_ht是LVLH坐标系相对于目标航天器的旋转矩阵，ρ_t为期望位置，ρ_t＝[-ρ_a,0,0]^T,ρ_a为待设计的期望距离；是斜对称类科氏矩阵；C_hp是LVLH坐标系相对于追踪航天器体坐标系的旋转矩阵，其中C_ho由下式表示：

C_ho是LVLH坐标系相对于地球惯性坐标系系的旋转矩阵，ω,Ω和i_e分别为目标航天器轨道信息中的近地点幅角，升交点赤经和轨道倾角；表示目标航天器相对于地球惯性坐标系的旋转矩阵的转置，代表追踪航天器相对于目标航天器的旋转矩阵的转置；是一个时变变量，n_t＝m_pn₂是一个非线性项，和n₂表达式如下：

其中，μ是地球的重力常数，r_t为目标航天器质心相对于地心的距离，为追踪航天器相对于地心的距离，u为LVLH坐标系下作用于追踪航天器的控制输入，d_t为干扰作用力；θ、分别为目标航天器轨道的真近点角、真近点角的一阶导数和二阶导数；和分别表示期望位置相对于追踪航天器在LVLH坐标系下对时间的一阶导数和二阶导数，ω_ht为LVLH坐标系相对于目标航天器的角速度，为LVLH坐标系相对目标航天器的一阶导数，ω_ho为LVLH坐标系相对于地球惯性坐标系的角速度，为ω_ho对时间的一阶导数，

所述目标航天器轨道的真近点角的运动学方程为：

其中，e为轨道的偏心率，n为目标航天器轨道的平均角速度，a为目标航天器轨道的半长轴；

S3中，所述两阶段的人工势函数J的表达式为：

其中，β为球形禁止曲面；ρ_e＝ρ-ρ_d，ρ_d＝C_htρ_t；针对两阶段的任务，期望位置ρ_t的定义如下：

定义球形禁止曲面以内以及对接走廊以外的球体为禁止区；当ρ_t位于目标航天器体坐标系下的球形禁止曲面之外，ρ_t＝ρ₁，ρ₁＝[ρ_1x,0,0]^T，定义为第一阶段；当ρ_t位于目标航天器体坐标系下的对接走廊内，ρ_t＝ρ₂，ρ₂＝[ρ_2x,0,0]^T，定义为第二阶段；K,α，k，ρ_1x,ρ_2x均为待设计的正实数；

所述球形禁止曲面β定义为：

其中，r为球形禁止曲面的半径，v、μ₁和μ₂是待设计参数，表示在目标航天器体坐标系下两个航天器的相对位置；

S4中，所述航天器交会对接六自由度饱和控制器为：

f＝Bh

其中，f＝[f₁,f₂,f₃,...f₆]^T是所述航天器交会对接六自由度饱和控制器的输出，O₃是3×3的零矩阵,u_max和τ_max是轨道执行器推力器和姿态执行器飞轮的最大推力和最大输出力矩；h＝[h₁,h₂,h₃,...h₆]^T，e＝[w^T,s^T]^T，e_i,h_i分别表示e和h的第i个元素；是相对位置的一阶导数，是两阶段的人工势函数相对位置误差ρ_e的梯度，且其梯度是有界的：

其中，分别是γ_d和β相对于相对位置误差ρ_e的梯度,A是求导系数矩阵,在第一阶段，A＝diag(μ₁,μ₁,μ₁)，diag(l,o,p)表示以变量l,o,p为对角元素的3×3的矩阵；在第二阶段，A＝diag(μ₂v,-μ₂,-μ₂)；|·|与||·||分别是向量的一范数和二范数；y是两阶段的人工势函数相对旋转的变化率，且：

其中，C_ht为LVLH坐标系相对目标航天器体坐标系的旋转矩阵；是矩阵K的第i个对角元素，矩阵K的形式为：K_p＝diag(k_p,k_p,k_p),K_a＝diag(k_a,k_a,k_a)，其中，

其中，δ₁，δ₂,γ₁，γ₂，k₁，k₂，k₃和σ是待设计的正实数,t_i,ρ_i,w_i,ω_ei,q_evi,ω_lii,s_i,分别是t,ρ,w,ω_e,q_ev,ω_li,s,的第i个元素，||·||_F表示矩阵的F范数。