本發(fā)明屬于航天非合作目標控制領域，涉及一種自主交會魯棒控制技術，尤其涉及一種空間非合作目標自主視線交會的無模型預設性能控制方法。

背景技術：

對空間目標或空間設施進行在軌服務和維護是航天領域未來重要的發(fā)展方向。自主空間交會是對目標進行在軌服務的前提，也是當前空間技術領域的研究熱點。

針對合作目標的接近與跟蹤技術已經(jīng)相對成熟，包括中國在內(nèi)的多個國家均成功進行了在軌實驗驗證[1-3]。隨著空間技術的不斷發(fā)展，針對空間非合作目標的在軌服務任務引起了學者的關注。由于非合作目標具有外形與動力學參數(shù)的先驗信息少、缺少合作標識、可能存在翻滾、信息層面不溝通、機動行為不配合等特點，其交會軌跡規(guī)劃與控制需要綜合考慮交會過程中的不確定性、目標運動特性與后續(xù)操作的精度需求[4]。

針對非合作目標的自主交會問題，陳統(tǒng)等學者[5]建立了基于視線坐標系的姿軌聯(lián)合運動模型，并結(jié)合模糊控制理論的魯棒性克服了非合作目標所帶來的不確定性。高登巍等[6]則將視線跟蹤模型與最優(yōu)控制理論相結(jié)合，利用θ-d方法求解非線性最優(yōu)控制，實現(xiàn)高精度非合作目標接近與跟蹤?；陬A測控制理論，weiss等[7]提出了一種具有避障功能的空間交會線性二次型模型預測控制方法。郭永等[8]則基于蔓葉線與人工勢場法提出了一種與非合作目標安全交會的姿軌聯(lián)合控制方法。值得注意的是，上述控制方法均依賴于精確的系統(tǒng)模型和參數(shù)，是“模型依賴”的控制方法。而在實際工況中，由于非合作目標缺乏合作測量標識，測量結(jié)果存在較大的不確定性；追蹤航天器在進行多次變軌接近非合作目標的過程中，其質(zhì)量和慣量矩陣也因燃料消耗和液體晃動存在一定的變化；非合作目標還可能存在難以測量的機動(如不規(guī)則翻滾、逃逸行為等)。因此基于精確模型提出的控制方法在實際工況中很難獲得理想的效果。除此之外，基于非線性最優(yōu)控制的θ-d方法和模型預測控制方法計算復雜度較高，難以滿足在線控制的需求。綜上所述，針對傳統(tǒng)非合作目標交會控制方法存在的缺點，亟需提出一種新的控制方法，該方法一方面無須對系統(tǒng)模型的具體參數(shù)進行先驗估計或在線辨識，具有“無模型”的特征。此外，該方法還能預先設計交會系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)性能，保證在系統(tǒng)參數(shù)未知的情況下，系統(tǒng)狀態(tài)仍能按照期望的性能收斂于期望值。

參考文獻

[1]mohamedo,brettn.relativemotionguidance,navigationandcontrolforautonomousorbitalrendezvous[c].aiaaguidance,navigation,andcontrolconference,oregon,portland,august08-11,2011.

[2]周建平.天宮一號/神舟八號交會對接任務總體評述[j].載人航天,2012,18(1):1-5.

[3]friendrb.orbitalexpressprogramsummaryandmissionoverview[c].sensorsandsystemsforspaceapplications,orlando,fl,usa,mar17,2008.

[4]梁斌,杜曉東,李成,等.空間機器人非合作航天器在軌服務研究進展[j].機器人,2012,34(2):242-256.

[5]陳統(tǒng),徐世杰.非合作式自主交會對接的終端接近模糊控制[j].宇航學報,2006,27(3):416-421.

[6]高登巍,羅建軍,馬衛(wèi)華,等.接近和跟蹤非合作機動目標的非線性最優(yōu)控制[j].宇航學報,2013,34(6):773-781.

[7]weissa,baldwinm,erwinrs,etal.modelpredic-tivecontrolforspacecraftrendezvousanddocking:strategiesforhandlingconstraintsandcasestudies[j].ieeetransactionsoncontrolsystemstechnology,2015,23(4):1638-1647.

[8]郭永,宋申民,李學輝.非合作交會對接的姿態(tài)和軌道耦合控制[j].控制理論與應用,2016,33(5):638-644.

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于針對上述現(xiàn)有技術中的問題，提供一種空間非合作目標自主視線交會的無模型預設性能控制方法，通過在對交會系統(tǒng)模型的具體參數(shù)和非合作目標的機動行為缺乏足夠認識的前提下設計無模型控制器，實現(xiàn)預先設計交會系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)性能，保證在系統(tǒng)參數(shù)未知的情況下，系統(tǒng)狀態(tài)仍能按照期望的性能收斂于期望值。

為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用的技術方案包括以下步驟：

1)建立視線坐標系下的非合作目標自主視線交會相對軌道運動模型；

式中，ρ為追蹤航天器到非合作目標的標量距離；qε為視線坐標系下的視線傾角；qβ為視線坐標系下的視線偏角；d＝[d1d2d3]^t為相對運動中的干擾總和；a＝[a1a2a3]^t為非合作目標的未知加速度；u＝[u1u2u3]^t為追蹤航天器的控制力加速度矢量；

2)定義相對軌道控制狀態(tài)量xo1＝[ρ-ρd,qε-qεd,-(qβ-qβd)]^t，將相對軌道運動模型轉(zhuǎn)化為仿射形式：式中，

3)以指數(shù)收斂速度、超調(diào)量和穩(wěn)態(tài)誤差邊界為約束建立預設性能邊界函數(shù)；

4)設計相對軌道無模型預設性能控制器；

5)設計相對姿態(tài)無模型預設性能控制器。

所述步驟1)中設追蹤航天器與非合作目標的最終相對距離為ρf，追蹤航天器的期望視線傾角qεd和期望視線偏角qβd由計算得到，式中，ρld＝[ρdqεdqβd]^t為視線坐標系下追蹤航天器的期望位置；為慣性坐標系到視線坐標系的坐標轉(zhuǎn)換矩陣；為非合作目標本體坐標系到慣性系的轉(zhuǎn)換矩陣；nb為非合作目標上的特征點在其本體坐標系中的單位方向矢量；基于四元數(shù)的追蹤航天器姿態(tài)運動學方程如下，

式中，ω為追蹤航天器的角速度；為追蹤航天器的姿態(tài)四元數(shù)；叉乘算子[·^×]對于任意三維向量ξ＝[ξ1ξ2ξ3]^t定義為，

追蹤航天器的姿態(tài)動力學方程為為追蹤航天器的慣量矩陣；m＝(m1m2m3)^t和n＝(n1n2n3)^t分別為追蹤航天器姿態(tài)控制力矩和外部干擾；

追蹤航天器的期望姿態(tài)綜合考慮非合作目標的位置和太陽光線的入射方向；令追蹤航天器本體坐標系的xbcf軸為觀測設備的中心軸線，太陽能帆板沿追蹤航天器的ybcf軸安裝，假設太陽光線的入射方向為χ，則追蹤航天器的期望空間姿態(tài)為，

借助坐標軸旋轉(zhuǎn)方式和四元數(shù)的關系，計算得到追蹤航天器的期望姿態(tài)四元數(shù)qd＝[qdv,qd4]^t＝[qd1,qd2,qd3,qd4]^t。

所述的步驟2)令姿態(tài)控制狀態(tài)量xa1＝qv-qdv,則其中

所述的步驟3)先以指數(shù)收斂速度和穩(wěn)態(tài)誤差邊界為約束定義嚴格遞減的正值預設性能函數(shù)α(t)＝(α⁰-α^∞)exp(-βt)+α^∞，式中，α⁰為預設性能函數(shù)的初值，在選取時大于狀態(tài)量范數(shù)的初值；α^∞為預設性能函數(shù)的終值，能夠保證狀態(tài)量z最終收斂于穩(wěn)定域ζz＝{z∈r:|z|＜α^∞}中；β為收斂速度，能夠保證系統(tǒng)狀態(tài)至少以指數(shù)速度收斂；再以超調(diào)量為約束規(guī)定如下所示的預設性能邊界δ是為防止狀態(tài)量超調(diào)而定義的常量，滿足最后將預設性能邊界改寫為如下形式lα(t)＜z(t)＜uα(t)，式中

所述的步驟4)定義廣義狀態(tài)量zo(t)＝xo1(t)+λoxo2(t)，常值矩陣λo＝diag(λo1,λo2,λo3)，針對廣義狀態(tài)量zo＝(zo1,zo2,zo3)^t，定義如下相對軌道預設性能邊界loiαoi(t)＜zoi(t)＜uoiαoi(t),i＝1,2,3，式中參數(shù)矩陣λo在進行參數(shù)選取時滿足0＜λoiβoi＜1,i＝1,2,3，對定義在(loi,uoi)上的任意變量ξoi定義非線性映射函數(shù)poi:(loi,uoi)→r,i＝1,2,3如下poi(ξoi)＝ln[(ξoi-loi)/(uoi-ξoi)],i＝1,2,3，式中利用廣義狀態(tài)量zo(t)構(gòu)造映射狀態(tài)量so＝(so1,so2,so3)^t為則相對軌道無模型預設性能控制器設計為u＝-sgn(go)koro^-1qoso/(1-so^tqoso)，ko＞0為可調(diào)增益，ro＝diag(ro1,ro2,ro3)且qo＝diag(ηo1,ηo2,ηo3)為一正定對角陣且其參數(shù)的選取滿足so(0)^tqoso(0)＜1。

相對姿態(tài)無模型預設性能控制器設計為m＝-kara^-1qasa/(¹-sa^tqasa)，式中ka,ra,qa,sa的定義方式與步驟4)相同，兩個步驟僅針對的系統(tǒng)不同。

與現(xiàn)有技術相比，本發(fā)明具有如下的有益效果：針對存在自旋和未知機動的非合作目標進行自主交會控制，該控制方法無需對模型的具體參數(shù)，如追蹤航天器與非合作目標的質(zhì)量、慣量參數(shù)等進行先驗估計或在線辨識，即能夠?qū)崿F(xiàn)非合作目標高精度強魯棒性自主交會控制，具有較強的理論意義和工程應用價值。此外，本發(fā)明能夠預先設計交會系統(tǒng)的瞬態(tài)和穩(wěn)態(tài)性能，保證相對位姿控制系統(tǒng)在存在外部干擾、不確定性和非合作目標不可測機動的條件下，仍滿足預先設計的性能要求，極大地提高了非合作目標交會任務的安全性。

附圖說明

圖1-alcppc作用下的三維相對運動軌跡圖；

圖1-blcppc作用下的x-y平面運動軌跡圖；

圖1-clcppc作用下的y-z平面運動軌跡圖；

圖1-dlcppc作用下的z-x平面運動軌跡圖；

圖2-alcppc作用下非合作目標存在未知機動時的相對位置變化圖；

圖2-bpid作用下非合作目標存在未知機動時的相對位置變化圖；

圖2-c最優(yōu)控制θ-d作用下非合作目標存在未知機動時的相對位置變化圖；

圖3-alcppc作用下非合作目標存在未知機動時的視線角變化圖；

圖3-bpid作用下非合作目標存在未知機動時的視線角變化圖；

圖3-c最優(yōu)控制θ-d作用下非合作目標存在未知機動時的視線角變化圖；

圖4-alcppc作用下非合作目標存在未知機動時的控制加速度變化圖；

圖4-bpid作用下非合作目標存在未知機動時的控制加速度變化圖；

圖4-c最優(yōu)控制θ-d作用下非合作目標存在未知機動時的控制加速度變化圖。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做進一步的詳細說明。

針對非合作目標交會任務，本發(fā)明具體實施例的仿真參數(shù)具體如下：

在軌道初始條件方面，追蹤航天器和非合作目標的初始軌道要素設置見表1。初始時追蹤航天器到非合作目標的距離ρ(0)設置為0.3km，最終相對距離為ρf＝0.02km，非合作目標特征點方向為nb＝[1,0,0]^t，軌道控制發(fā)動機所提供的單軸最大加速度為4.9n/kg。

表1初始軌道要素

在姿態(tài)初始條件方面，追蹤航天器初值姿態(tài)設置為q(0)＝[-0.33,-0.22,-0.22,0.89]^t，初始期望姿態(tài)設置為qd(0)＝[-0.31,-0.55,-0.32,0.71]^t，追蹤航天器的慣量矩陣設置為j＝diag(100/6,100/6,100/6)，太陽光入射方向設置為

相對軌道無模型預設性能控制器中，預設性能函數(shù)的參數(shù)設置為：

βo＝[0.05,0.05,0.05]^t.

控制器參數(shù)設置為：

ko＝400||ro||；

qo＝diag(0.1,0.08,0.05)；

loi＝-1,uoi＝1,i＝1,2,3；

λo＝diag(4,7,7).

姿態(tài)跟蹤無模型預設性能控制器中，預設性能函數(shù)的參數(shù)設置為：

βa＝[0.08,0.08,0.08]^t.

控制器參數(shù)設置為：

ka＝200；qa＝diag(0.2,0.05,0.1)；

lai＝-1,uai＝1,i＝1,2,3；

λa＝diag(1.6,1.6,1.6).

設置非合作目標存在如下未知機動：

圖1-a至圖1-d中l(wèi)cppc為本發(fā)明提出的低復雜度預設性控制方法，圖2-a至圖2-c、圖3-a至圖3-c、圖4-a至圖4-c為本發(fā)明控制方法與pid方法、最優(yōu)控制θ-d方法進行對比仿真得到的相對位置、視線角與控制加速度結(jié)果圖。