始階段，軌道和姿態(tài)與期望值之 間相差較大，由于非合作目標航天器存在未知的加速度，所以圖5中的控制加速度也時刻 變化以使追蹤航天器時刻跟蹤上期望軌道，由于非合作目標保持緩慢的轉(zhuǎn)動，所以當實際 姿態(tài)跟蹤上期望姿態(tài)以后，追蹤航天器所需的控制力矩就非常小了。
[0136] 圖7為追蹤航天器軌道姿態(tài)參數(shù)與相應(yīng)的期望參數(shù)之間的偏差隨時間變化曲線， 可以看出，當跟蹤上期望信號之后，能夠保持實際的軌道姿態(tài)參數(shù)偏離期望值非常小。
[0137] 表格1各狀態(tài)進入允許誤差范圍的時間d
[0138]
【主權(quán)項】
1. 一種接近并跟蹤空間非合作目標的有限時間容錯控制方法，其特征在于：所述方法 通過以下步驟實現(xiàn)： 步驟一、在視線坐標系下分別建立分量形式的相對軌道動力學(xué)模型：和追蹤航天器本體坐標系下的相對姿態(tài)動力學(xué)模型：并定義追蹤航天器繞本體X、y、Z軸的轉(zhuǎn)角分別=為A θ、Φ，按照歐拉角轉(zhuǎn)序，得到 姿態(tài)角速度與姿態(tài)角之間的導(dǎo)數(shù)關(guān)系：式中，P表示追蹤航天器與目標航天器之間的相對距離，9￡表示視線傾角，qe表示視 線偏角，Agx、Agy、△&表示目標航天器和追蹤航天器之間的引力差項分量，且在近距離接 近和跟蹤段，引力差項可以忽略不計，fx、fy、&表示目標航天器的加速度分量，對于非合作 目標來說是未知的；Uy 1^、11。2表示追蹤航天的控制力加速度分量；下標b表示體坐標系，c 表示追蹤航天器，上標X表示向量的反對稱矩陣，Jc= [Jtll Jc2 J1Jt表示追蹤航天器的轉(zhuǎn) 動慣量矩陣，《b。= [ω x COy ω Jt表示追蹤航天器相對慣性坐標系的姿態(tài)角速度，T。表示 追蹤航天器控制力矩； 步驟二、 聯(lián)立方程組：求得視線傾角和視線偏角的期望值q E f和q e 其導(dǎo)數(shù)4?·和;其中，P 追蹤航 天器的期望方向在慣性系下的投影矢量，P 分量，n b為目標航天器特征點在 其體坐標系下的單位矢量指向，Cf為目標體坐標系到慣性系下的轉(zhuǎn)換矩陣，p f為追蹤航 天器相距目標的期望距離，< 為視線坐標系到慣性坐標系的轉(zhuǎn)換矩陣，Cobt i為目標體坐標 系相對于慣性坐標系的轉(zhuǎn)動角速度在慣性坐標系下的投影，《bt為目標航天器相對于慣性 坐標系的姿態(tài)角速度； 聯(lián)立方程組： CN 105159304 A ?丨入 ^ M 貝求得姿態(tài)角的期望值朽、Θ f、φρ求導(dǎo)后結(jié)合式（3)可求得姿態(tài)角速度的期望值c〇xf、 ?yf、COzf;其中，X brf，ybrf，Zbrf為追蹤航天器本體軸方向的期望單位矢量，i為太陽光線在慣 性系下的矢量方向，Ct為慣性系到追蹤航天器本體系下的轉(zhuǎn)換矩陣，13為三階單位陣； 在接近并跟蹤空間非合作目標過程中，初始時刻由于非合作目標航天器的軌道機動未 知，需要通過調(diào)整追蹤航天器的相對軌道并進行保持以達到跟蹤監(jiān)視非合作目標航天器的 要求，而初始時刻目標航天器的姿態(tài)信息是能夠獲取的，因此追蹤航天器的姿態(tài)接近期望 姿態(tài)，則下式近似成立：選取誤差量為狀態(tài)變量，記1由式（6)結(jié)合式（1)、式⑵和式 (3)得到系統(tǒng)的狀態(tài)空間表達式：CN 105159304 A 個乂 十1J 安小巾 3/6頁的簡記； 步驟三、設(shè)計輔助控制器：V (X1) = -A 1 (X1) K1Sig (X1) α;并定義誤差變量：z = x2-v (X1);采用反步法設(shè)計控制器：使追蹤航天器在有限時間內(nèi)收斂到期望的姿態(tài)和軌道，并保持在允許的誤差范圍 內(nèi)；式中，以Λ?)表示輔助控制器的導(dǎo)數(shù)；K1= diag(k η· · · k16)，且&>0,0〈 α〈1，K2 = diag (k21. . . k26) >0, Κ3>0 ; #和么是網(wǎng)絡(luò)加權(quán)矩陣的估計值，φ (X)和φ Λ (y)均為高 斯RBF函數(shù)向量，高斯RBF函數(shù)向量的表達式：Φ ( ζ ) = [ Φ i ( ζ )，· · ·，Φ 6 ( ζ ) ]τ，步驟四、設(shè)計RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的自適應(yīng)律為利用RBF 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的自適應(yīng)地分別對不確定項w(X)和控制偏差項g(x) Au進行自適應(yīng)估計，補償系 統(tǒng)的不確定性、非合作目標運動參數(shù)部分未知、控制輸入飽和、死區(qū)；其中，F(xiàn)和F Λ是正定 的斜對角矩陣。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述接近并跟蹤空間非合作目標的有限時間容錯控制方法，其特 征在于：步驟一所述建立分量形式的相對軌道動力學(xué)模型的過程為，設(shè)地心慣性坐標系 OiXiYiZi和視線坐標系O P1Y1Z1, O1是視線坐標系的原點，位于追蹤航天器質(zhì)心，X :軸與視線 重合，即由追蹤航天器指向目標航天器，yi軸位于由X i軸和y i軸共同組成的縱向平面內(nèi)，與 X1軸垂直，z i軸由右手法則確定；q E為視線傾角，q e為視線偏角，P為目標航天器相對于 追蹤航天器的位置矢量；則地心慣性坐標系〇lXlylZl下的動力學(xué)方程在視線坐標系O 1XiyiZ1下的投影為：其中，上標X表示向量的反對稱矩陣；Ag= [Agx Agy AgJT表示目標航天器和追 蹤航天器之間的引力差項，在近距離接近和跟蹤段，引力差項可以忽略不計；f=[fx fy fj1'表示目標航天器的加速度矢量，對于非合作目標來說是未知的；u。= [uM Utiy U1Jt表示 追蹤航天的控制力加速度矢量；將地心慣性坐標系〇lXlylZl下的動力學(xué)方程在視線坐標系 O1X1Y1Z1下的投影寫成分量的形式，得：3. 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述接近并跟蹤空間非合作目標的有限時間容錯控制方法，其 特征在于：步驟一所述得到姿態(tài)角速度與姿態(tài)角之間的導(dǎo)數(shù)關(guān)系的過程為，定義追蹤航天 器繞本體X、y、z軸的轉(zhuǎn)角分別為-θ、φ，則歐拉角描述的姿態(tài)矩陣為：追蹤航天器的姿態(tài)角速度：定義矩陣：則有姿態(tài)角：4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述接近并跟蹤空間非合作目標的有限時間容錯控制方法，其特征 在于：步驟三所述采用反步法設(shè)計控制器的過程為，針對接近并跟蹤非合作機動目標事件， 由式（7)和式（8)所組成的系統(tǒng)可以概括為一類二階不確定非線性動態(tài)系統(tǒng)：D (u) = [ucx，ucy，ucz，TM，I；y，TJ%實際控制輸入，因此其與理想控制輸入u、控制偏差 A u之間滿足如下關(guān)系式：D(u) =U-Au; 設(shè)輔助控制器 V (X1) =^1(X1)K1Sig(X1)11，其中 定義誤差變量：z = X2- V (X1)， 則控制器表示為：5.根據(jù)權(quán)利要求1、2或4所述接近并跟蹤空間非合作目標的有限時間容錯控制方法， 其特征在于：步驟三所述RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對不確定項w (X)和控制偏差項g (X) △ u進行自適應(yīng) 估計的過程為，將步驟三得到的控制器：代入非線性系統(tǒng)后得到： CN 105159304 A 不乂利要承書 6/6頁用兩個三層的RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)分別自適應(yīng)地估計不確定項W(X)和控制偏差項g(x) Δ u， 對非線性系統(tǒng)進行補償，W(X)的估計值以及g(x) Au的估計值分別表示為：?ν)Δ^=^):Κ.ν)，其中：χ和y表示網(wǎng)絡(luò)輸入向量，y= [xT，uT]T，#和4表示網(wǎng)絡(luò)加權(quán) 矩陣的估計值，Φ (X)和Φ Δ (y)均為高斯RBF函數(shù)向量Φ(ζ) = [ΦΑζ)，···，Φ6(ζ)] T的寬度。 ? Cie Rn表示第i個基函數(shù)的中心，σ，〇表示第i個基函數(shù)
【專利摘要】接近并跟蹤空間非合作目標的有限時間容錯控制方法，屬于軌道控制和姿態(tài)控制領(lǐng)域。現(xiàn)有追蹤航天器的對非合作目標進行視線跟蹤時存在追蹤控制誤差大導(dǎo)致的跟蹤監(jiān)視精度低的問題。一種接近并跟蹤空間非合作目標的有限時間容錯控制方法，在視線坐標系下建立動力學(xué)和運動學(xué)方程，考慮到系統(tǒng)的不確定性、非合作目標運動參數(shù)部分未知、控制輸入飽和、死區(qū)等情況，利用RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進行自適應(yīng)估計和補償，采用反步法思想設(shè)計控制器使追蹤航天器在有限時間內(nèi)收斂到期望的姿態(tài)和軌道并保持。本發(fā)明采用有限時間控制方法具有控制收斂快、魯棒性好以及跟蹤控制精度高的優(yōu)點。
【IPC分類】G05D1/08, G05D1/10
【公開號】CN105159304
【申請?zhí)枴緾N201510363123
【發(fā)明人】凌惠祥, 孫延超, 馬廣富, 龔有敏, 趙天睿, 李傳江
【申請人】哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【公開日】2015年12月16日
【申請日】2015年6月26日