[發(fā)明專利]一種脈沖推力作用下的航天器自主交會(huì)控制方法

無效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201110172230.2
• 申請(qǐng)日: 2011-06-24
• 公開（公告）號(hào): CN102354217A
• 公開（公告）日: 2012-02-15
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 楊學(xué)博;司玉林;高會(huì)軍
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 哈爾濱工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): G05D1/10
• 分類號(hào): G05D1/10
• 代理公司: 哈爾濱市松花江專利商標(biāo)事務(wù)所 23109
• 代理人: 徐愛萍

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種航天器相對(duì)位置的控制方法，具體涉及一種脈沖推力作用下的航天器自主交會(huì)控制方法，屬于航天技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

航天器自主交會(huì)是航天領(lǐng)域一項(xiàng)重要的研究?jī)?nèi)容，對(duì)航天器的在軌維護(hù)、攔截、編隊(duì)飛行以及空間站建立等高級(jí)航天任務(wù)具有重要的意義。根據(jù)軌道控制力的不同作用形式，航天器軌道機(jī)動(dòng)可以分為連續(xù)推力機(jī)動(dòng)和脈沖推力機(jī)動(dòng)。

對(duì)于連續(xù)推力機(jī)動(dòng)方式，軌道控制力以連續(xù)形式作用于追蹤航天器，使其不斷改變運(yùn)動(dòng)狀態(tài)與目標(biāo)航天器實(shí)現(xiàn)交會(huì)。這種方式可以使追蹤航天器始終處于控制推力作用下，因此具有控制精度高的特點(diǎn)。但是由于連續(xù)推力的持續(xù)作用可能會(huì)消耗過多的燃料，而且對(duì)于實(shí)際航天器軌道推進(jìn)器而言，精確輸出絕對(duì)連續(xù)的控制推力是很難實(shí)現(xiàn)的，在工程中，連續(xù)推力控制方法往往利用間隔很小的多脈沖推力近似實(shí)現(xiàn)。可見，連續(xù)推力在實(shí)際中也是脈沖推力的特殊形式。因此脈沖推力作用形式對(duì)于航天器交會(huì)工程來說更具有現(xiàn)實(shí)意義。

脈沖推力作用形式與連續(xù)推力形式不同，追蹤航天器僅在脈沖作用時(shí)處于推力控制下，脈沖結(jié)束后將依照二體運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行自由運(yùn)動(dòng)，直到下一次脈沖作用。可見，脈沖推力作用下的航天器交會(huì)過程是一個(gè)由脈沖作用運(yùn)動(dòng)和自由運(yùn)動(dòng)兩種運(yùn)動(dòng)狀態(tài)相互交替進(jìn)行的過程。目前已有的基于脈沖推力形式的航天器交會(huì)控制方法往往利用二體運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)特性，根據(jù)交會(huì)初始及終端狀態(tài)、交會(huì)時(shí)間以及脈沖數(shù)量進(jìn)行反向推導(dǎo)，得到一系列脈沖作用時(shí)刻以及相應(yīng)時(shí)刻所需脈沖推力大小，而后將所得結(jié)果通過預(yù)設(shè)程序的方式驅(qū)動(dòng)航天器軌道推進(jìn)器進(jìn)行預(yù)定動(dòng)作。可見，這種方式實(shí)際上是一種開環(huán)控制方式。由于開環(huán)控制過程很容易受到外部擾動(dòng)以及多種難以預(yù)知的不確定因素影響，因此基于脈沖推力作用方式的開環(huán)和閉環(huán)控制相結(jié)合的控制方法對(duì)于航天器交會(huì)工程來說具有更重要的現(xiàn)實(shí)意義。

但是，現(xiàn)有的脈沖推力作用航天器交會(huì)控制方法存在的問題是：基于脈沖推力作用方式的控制方法多采用開環(huán)控制方式，通過預(yù)先設(shè)定脈沖的方式進(jìn)行追蹤航天器的軌道機(jī)動(dòng)。傳統(tǒng)意義上開環(huán)控制容易受到干擾力矩的影響。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明為了解決現(xiàn)有的脈沖推力作用航天器交會(huì)控制方法采用開環(huán)控制方式易受到干擾力矩影響的問題，進(jìn)而提供一種脈沖推力作用下的航天器自主交會(huì)控制方法。

本發(fā)明是通過下述方案予以實(shí)現(xiàn)的：一種脈沖推力作用下的航天器自主交會(huì)控制方法，所述控制方法的具體過程為：

步驟一、建立航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)模型

對(duì)于正在進(jìn)行交會(huì)的追蹤航天器和目標(biāo)航天器，目標(biāo)航天器的軌道為圓形軌道，以目標(biāo)航天器的質(zhì)心作為原點(diǎn)建立相對(duì)運(yùn)動(dòng)坐標(biāo)系：

圓形軌道的圓心O為地球質(zhì)心，x軸在目標(biāo)航天器軌道平面內(nèi)，正向?yàn)榈匦闹赶蚝教炱鞣较颍粂軸指向目標(biāo)航天器運(yùn)行方向；z軸垂直于軌道平面并與x軸和y軸構(gòu)成右手直角坐標(biāo)系；

設(shè)定追蹤航天器相對(duì)于目標(biāo)航天器的相對(duì)位置在x，y及z軸上的分量為x(t)、y(t)和z(t)，相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度在相應(yīng)坐標(biāo)軸上的分量為和則相對(duì)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)向量為設(shè)定u_x(t)、u_y(t)和u_z(t)分別為作用在追蹤航天器1的控制推力在x、y和z軸上的分量，則控制輸入向量定義為u(t)＝[u_x(t)，u_y(t)，u_z(t)]^T；追蹤航天器質(zhì)量為m，則相對(duì)運(yùn)動(dòng)的狀態(tài)空間模型的表達(dá)式為：

x·(t)=Ax(t)+Bu(t)]]>(公式一)

公式一中A為系統(tǒng)狀態(tài)矩陣，B為輸入矩陣，系統(tǒng)狀態(tài)矩陣、輸入矩陣的形式：