[发明专利]一种航天器六自由度固定时间交会对接控制方法

权利要求书

1.一种航天器六自由度固定时间交会对接控制方法，考虑了推进器安装偏差，其特征在于，包括以下步骤：

(1)考虑服务航天器存在推进器安装偏差的情况下，构建其与翻滚目标航天器的六自由度交会对接运动模型，该模型包括两个航天器之间的相对位置和相对姿态运动描述；

(2)基于步骤(1)建立的考虑推进器安装偏差的交会对接运动模型，利用相关运动变量，获得新固定时间滑模面；

(3)基于步骤(2)的滑模面获得固定时间交会对接控制器，并构建新的自适应律来估计推进器安装偏差角；

所述步骤(1)中考虑服务航天器存在推进器安装偏差的情况下，构建其与翻滚目标航天器的六自由度交会对接运动模型，建模的具体过程为：

分别建立服务航天器和翻滚目标航天器的相关坐标系，为固连在目标航天器质心的体坐标系，为固连在服务航天器质心的体坐标系，为固连在翻滚目标航天器质心的轨道坐标系，为固连在地球中心的惯性坐标系：

首先，得到服务航天器与翻滚目标航天之间相对位置运动模型：

其中，ρ＝[ρ_x,ρ_y,ρ_z]^T为坐标系中服务航天器与翻滚目标航天器之间相对位置向量，M_t＝m_pI₃，m_p为服务航天器质量，I₃为单位矩阵，式中×为3维向量对应的3×3阶叉乘矩阵，三维向量X＝[X₁,X₂,X₃]^T，其对应的叉乘矩阵为X^×＝[0,-X₃,X₂；X₃,0,-X₁；-X₂,X₁,0]^T，μ为地球引力系数，v为服务航天器真近角，服务航天器质心与地球中心的距离为翻滚目标航天器质心与地球中心之间的距离为r_t，n_t＝m_pn₂,代表服务航天器在坐标系内的控制力向量，代表在坐标系内服务航天器受到的各类干扰力向量，此外v的一阶导数和二阶导数满足：

其中，为目标航天器的平动角速度,a为翻滚目标航天器的轨道半长轴,h为翻滚目标航天器的轨道偏心率；

其次，考虑服务航天器与翻滚目标航天器之间相对姿态运动模型：

其中，为服务航天器与翻滚目标航天器姿态误差四元数，为四元数的乘法运算，为q_t的共轭四元数，为向量q_pv的叉乘矩阵，为向量q_ev的叉乘矩阵，为在坐标系中服务航天器与翻滚目标航天器角速度偏差，且为坐标系和坐标系之间的转换矩阵，和分别表示服务航天器在坐标系中的姿态四元数和角速度；表示服务航天器的惯性矩阵，为服务航天器在坐标系中的控制力矩，为服务航天器在坐标系中所受的外界干扰力矩；和分别为翻滚目标航天器在坐标系中的姿态四元数和角速度；

获取更紧凑的服务航天器与翻滚目标航天器相对姿态运动模型：

其中，P＝Q^-1，M_r＝PTJ_pP，为向量的叉乘矩阵，为向量的叉乘矩阵，为向量的叉乘矩阵，为向量ω_e的叉乘矩阵；

对于交会对接过程相对位置运动模型，考虑到相对姿态耦合因素，得到更加实际的模型为：

其中，ρ_e＝ρ-ρ_d，ρ_d＝C_ltr_d，r_d＝[r_d,0,0]^T为服务航天器在坐标系中的期望位置向量，为坐标系和坐标系之间的转换矩阵，为坐标系和坐标系之间的转换矩阵，为坐标系和坐标系之间的转换矩阵，为向量q_tv的叉乘矩阵，坐标系和坐标系的转换矩阵为ω,Ω,i分别为翻滚目标航天器轨道的近点角幅角，升交点赤经，倾角；

得到服务航天器与翻滚目标航天器交会对接过程中相对运动的六自由度姿态轨道耦合模型：

其中，G＝[(C_lpH₁)^T,(P^TH₂)^T]^T,

服务航天器装备的推进器系统为其调整轨道和姿态提供控制输入u，考虑安装6个双向推进器的推进器构型，每个推进器提供双向推力，其中L₁,L₂,L₃对应航天器的外形尺寸，推进器的期望安装方向为与坐标系的各个坐标轴线平行，考虑安装容许偏差，每个推进器均与期望安装方向存在安装偏差角Δα_i,Δβ_i,i＝1,2,...,6，推进器的实际输出推力与控制器给推进器的控制指令存在一个幅值偏差，因此得到服务航天器的推进器控制指令与推进器系统实际生成的控制力和控制力矩对应关系为

其中，F_u＝[F₁,F₂,...,F₆]^T为推进器实际输出的控制力，F_C＝[F_C1,F_C2,...,F_C6]^T为控制器设计的推进器输出控制力，为待设计控制策略；为推进器的推力输出指令和推力实际输出值之间的幅值偏差，且是第i个推进器的推力输出指令和推力实际输出值之间的幅值偏差，D为服务航天器的推进器构型矩阵，D₀为服务航天器的推进器标称构型矩阵，D_Δ为服务航天器的推进器偏差构型矩阵，为简化处理，与推进器安装偏差角相关变量为sΔα_i＝sinΔα_i,cΔα_i＝cosΔα_i,sΔβ_i＝sinΔβ_i,cΔβ_i＝cosΔβ_i,i＝1,2,...,6，同时考虑到安装偏差角均为小值，因此认为sΔα_i≈Δα_i,cΔα_i≈1,sΔβ_i≈Δβ_i,cΔβ_i≈1,Δα_i·Δβ_i≈0，进而得到D和D_Δ的近似表达式：

所述步骤(2)中的固定时间滑模面具体为：

其中，S为滑模面，K₁＝diag{K₁₁,K₁₂,...,K₁₆}为待设计参数，S_au＝[S_au1,S_au2,...,S_au6]^T，且

其中，ε＞0为待设计参数，0＜p₁＜1为待设计两个正奇数之比；

所述步骤(3)中固定时间交会对接控制器以及新的推进器安装偏差角自适应律为：

首先假设服务航天器所受外界干扰d和推进器输出幅值偏差有界，则存在未知正常数d_up满足范数假设推进器安装偏差角相关向量Θ＝[Δα₁,Δα₂,Δα₃,Δα₄,Δα₅,Δα₆]^T未知，但其范数因为安装精度要求存在一个已知上界M_Θ＞0，也即满足||Θ||≤M_Θ；

服务航天器固定时间交会对接控制器为：

其中K₂＝diag{K₂₁,K₂₂,...,K₂₆}为待设计参数，W(e)＝diag{W₁,W₂,...,W₆}，为D_Δ的估计，为的伪逆，其中为d_up的估计，Υ＞0为待设计参数；

参数的自适应律为：

推进器安装偏差角Θ的估计值的自适应律为：

其中，涉及的自适应相关参数如下，c₁＝σ₁(2θ₁-1)/(2θ₁),c₂＝σ₂(2θ₂-1)/(2θ₂),σ₁＞0,σ₂＞0,θ₁＞0.5,θ₂＞0.5，具有如下形式：

其中，为待设计参数，为的获取提供了条件，因为满足

H＝[F_C1,-F_C2,0,0,0,0；0,0,F_C3,-F_C4,0,0；0,0,0,0,-F_C5,F_C6；0,0,-L₃F_C3/2,-L₃F_C4/2,0,0；0,0,0,0,L₁F_C5/2,L₁F_C6/2；-L₂F_C1/2,-L₂F_C2/2,0,0,0,0]。