一种考虑推力器约束的航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法

本发明属于航天器动力学控制，具体涉及一种航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法。

背景技术：

1、近年来，随着航天事业的高速发展，各国航天器任务逐渐朝着更复杂的方向发展。在轨服务和空间攻防的概念成为太空领域的热点问题，这其中就包括对失效航天器维修、对空间碎片进行清理、对敌方的目标航天器实施侦查或破坏等任务。航天器在完成上述任务中，均要求对目标近距离抵近观测，为了保证敏感器视线稳定，要求航天器按照直线逼近目标，这既能保证视线角变化在一个很小的范围内，又能保证运动轨迹的安全性。

2、另外，在工程实践中，推力器的布局和推力器推力大小由总体设计决定，姿轨控制方案设计将推力器参数视为给定输入。单个推力器的喷气工作时，同时产生施加于航天器本体的力和力矩，该特性呈现固有的姿轨耦合特征。工程中由于燃料贮箱安装位置、管路铺设或喷气流量调节等条件，推力器布局通常呈现非对称安装的情况，该耦合特性更明显，对控制器设计和任务完成带来困难。传统的航天器近距离抵近控制采用状态反馈方案，却没有将推力器布局与推力大小约束考虑进设计过程中，也没有对严格直线逼近的任务需求进行详细设计，尤其是在推力器姿轨耦合影响下，不利于工程直接使用。

3、综上所述，现有航天器直线抵近空间目标的姿轨控制方法并未将推力器布局与推力大小约束考虑进设计过程中，而且由于推力器姿轨耦合的影响，导致采用现有方法无法准确、可靠地获得航天器直线抵近空间目标时的姿控推力器与轨控推力器控制指令。

技术实现思路

1、本发明的目的是为解决现有方法不能准确、可靠地获得航天器直线抵近空间目标时的姿控推力器与轨控推力器控制指令的问题，而提出了一种考虑推力器约束的航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法。

2、本发明为解决上述技术问题所采取的技术方案是：

3、一种考虑推力器约束的航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法，所述方法具体包括以下步骤：

4、步骤1、根据复数个推力器的布局及推力大小，将推力器分配给姿态和轨道的各控制通道；

5、步骤2、规划航天器从初始零姿态调整至期望的直线抵近姿态的机动路径，并设计将航天器从初始零姿态调整至期望的直线抵近姿态的姿态机动控制律；

6、步骤3、根据航天器向目标直线抵近过程中的轨控干扰力矩设计姿态稳定前馈补偿控制律；

7、步骤4、根据姿态控制最大能力获得轨控推力输出限幅系数，再根据轨控推力输出限幅系数设计基于反馈线性化的三轴轨道控制律；

8、步骤5、采用脉宽调制方法将步骤2至步骤4的控制指令转化为推力器响应的开关机指令。

9、进一步地，所述步骤1中，将推力器分配给姿态和轨道的各控制通道，具体的分配原则是：

10、1)对于姿态控制的任一通道，当该通道输出控制力矩时，该通道输出的控制力为零；当该通道的某轴输出控制力矩时，该通道的另外两轴的控制力矩为零；

11、2)对于轨道控制的任一通道，当该通道输出控制力时，该通道输出的控制力矩为零；当该通道的某轴输出控制力时，该通道的另外两轴的控制力均为零；

12、3)优先满足姿态控制，再满足轨道控制。

13、进一步地，所述期望的直线抵近姿态为：轨控推力最大轴沿着轨道径向。

14、进一步地，所述设计将航天器从初始零姿态调整至期望的直线抵近姿态的姿态机动控制律；其具体过程为：

15、航天器姿态误差动力学方程为：

16、

17、式中，j为航天器的转动惯量，ω为航天器的角速度，ω×为ω的叉乘矩阵，ωd为航天器期望的参考角速度，是ωd的一阶导数，τ为推力器作用于航天器的输出力矩，[qv q0]为航天器姿态四元数，qv×是qv的叉乘矩阵，[qvd q0d]为航天器期望的参考姿态四元数，上角标t代表矩阵的转置，[qve q0e]为姿态误差四元数，为qve的一阶导数，为q0e的一阶导数，re为误差四元数的坐标转换矩阵，ωe为航天器的误差角速度，是ωe的一阶导数；

18、设计姿态机动控制律：

19、

20、式中，τa为姿态机动控制律，qe＝[qve q0e]t，为ωe的叉乘矩阵，kp和kd为控制增益。

21、进一步地，所述航天器期望的参考姿态四元数的计算方法为：

22、计算直线抵近姿态与初始零姿态的欧拉轴角θ后，对欧拉轴角θ做bang-bang路径规划得到新的欧拉轴角θd，再把新的欧拉轴角θd转化为期望的参考姿态四元数qvd和q0d。

23、进一步地，所述步骤3的具体过程为：

24、τ'ax＝τdx,τ'ay＝τdy,τ'az＝τdz                        (3)

25、其中，τdx是轨控产生的xb轴的干扰力矩，τdy是轨控产生的yb轴的干扰力矩，τdz是轨控产生的zb轴的干扰力矩，τ'ax是xb轴的补偿力矩，τ'ay是yb轴的补偿力矩，τ'az是zb轴的补偿力矩；

26、则姿态稳定前馈补偿后，xb轴的姿态稳定控制指令为τax+τ'ax，yb轴的姿态稳定控制指令为τay+τ'ay，zb轴的姿态稳定控制指令为τaz+τ'az，τax为姿态机动控制律τa中xb轴的控制指令，τay为姿态机动控制律τa中yb轴的控制指令，τaz为姿态机动控制律τa中zb轴的控制指令。

27、进一步地，所述根据姿态控制最大能力获得轨控推力输出限幅系数，其具体为：

28、对于xb轴，若xb轴的轨控推力器在占空比为1时产生的干扰力矩未超过姿控最大补偿能力或xb轴不存在轨控干扰力矩，则xb轴的轨控推力输出限幅系数为1；否则，若xb轴的轨控推力器在占空比为1时产生的干扰力矩超过姿控最大补偿能力，则根据姿控最大补偿能力设计xb轴的轨控推力输出限幅系数；

29、yb轴和zb轴的轨控推力输出限幅系数获得方式与xb轴相同。

30、进一步地，所述根据轨控推力输出限幅系数设计基于反馈线性化的三轴轨道控制律，其具体为：

31、航天器与空间目标相对运动的动力学模型如下：

32、

33、式中，[x,y,z]为lvlh坐标系olxlylzl中航天器相对空间目标的位置，x为轨道径向olxl轴的坐标，y是轨道切向olyl轴的坐标，z为轨道法向olzl轴的坐标；n为轨道角速度大小，ux、uy和uz分别为olxl轴、olyl轴和olzl轴轨道控制量，为x的一阶导数，为x的二阶导数，为y的一阶导数，为y的二阶导数，为z的二阶导数；

34、设计基于反馈线性化的三轴轨道控制律为：

35、

36、式中，[kpx,kdx,kpy,kdy,kpz,kdz]为控制增益，yd为bang-bang路径规划后的参考切向运动轨迹，为yd的一阶导数，为yd的二阶导数，为z的二阶导数，bang-bang路径规划的参数中最大切向速度和最大加速度满足式(9)的不等式约束：

37、

38、式中，ux,max＝fx/m为径向提供的最大单位质量推力，uy,max＝fy/m切向提供的最大单位质量推力，m为航天器质量，fx为径向提供的推力，fy为切向提供的推力，ny为yb轴的轨控推力输出限幅系数，代表的上限，代表的上限，|·|代表绝对值。

39、进一步地，所述姿态机动控制指令转化为推力器响应的指令；其具体为：

40、三轴姿控推力器的占空比指令为：

41、

42、式中，tx，ty和tz分别为占空比100％时xb轴，yb轴和zb轴的最大力矩；τax，τay和τaz分别为xb轴，yb轴和zb轴的姿态机动控制指令；dax、day和daz分别为xb轴，yb轴和zb轴姿控推力器的占空比，sign(·)表示符号函数，min(·)表示求最小值；

43、将dax、day和daz分配至姿态控制各通道的推力器，得到每个姿控推力器的占空比以及开机时间；

44、同理，将姿态稳定前馈补偿控制指令转化为推力器响应的指令。

45、更进一步地，所述三轴轨道控制律转化为推力器响应的指令；其具体为：

46、三轴轨控推力器的占空比指令为：

47、

48、式中，uz,max＝fz/m是法向提供的最大单位质量推力，fz为法向提供的推力，nx、ny和nz分别为xb轴，yb轴和zb轴的推力输出限幅系数，dox、doy和doz分别为xb轴，yb轴和zb轴轨控推力器的占空比；

49、将dox、doy和doz分配至轨控各通道的推力器，得到每个轨控推力器的占空比以及开机时间。

50、本发明的有益效果是：

51、本发明针对航天器直线抵近观测任务，结合直线抵近空间目标的实际需求，考虑推力器布局和推力大小约束作为控制方案设计的输入，提出了一种姿态与轨道控制方案设计方法，可以准确、可靠地计算出各姿控推力器与轨控推力器的控制指令。