[发明专利]航天器终端接近的有限时间饱和避碰控制方法

摘要

航天器终端接近的有限时间饱和避碰控制方法，涉及一种航天器终端的控制方法，具体涉及一种考虑了避碰控制的控制方法。本发明为了解决目前的控制系统还没有一种能够基于有限时间实现有效避碰的控制方法。本发明首先以目标航天器轨道坐标系为参考坐标系，根据目标航天器和追踪航天器的相对运动模型构建追踪航天器相对于目标航天器的轨道运动方程，然后根据避碰模型和控制目标设计基于有限时间饱和设计避碰控制器，设计避碰控制器分别针对外部扰动上界已知的情况和外部扰动上界未知的情况分别设计避碰控制器。本发明适用于航天器终端的避碰控制。

主权项

1.航天器终端接近的有限时间饱和避碰控制方法，其特征在于，包括下述步骤：步骤1、构建轨道相对运动学方程：假设空间存在一颗运行在椭圆轨道上的目标航天器，追踪航天器从初始位置到达期望位置，F_I为赤道惯性坐标系(o_Ix_Iy_Iz_I)，其原点o_I为地心；x_I轴位于赤道平面内，指向春分点；z_I轴沿地球自转轴方向，向上为正；y_I轴与x_I轴和z_I轴构成右手直角坐标系；F_o为目标航天器轨道坐标系(o_tx_oy_oz_o)，作为航天器相对运动的参考坐标系，基本平面为目标航天器瞬时轨道平面，坐标原点o_t在目标航天器的质心，x_o轴沿地心到目标航天器的矢径方向；y_o轴在目标航天器轨道平面上，与x_o轴垂直，且沿目标航天器运动方向；z_o轴与x_o轴和y_o轴构成右手直角坐标系；假定目标航天器不受主动控制力作用，目标航天器动力学模型为追踪航天器的动力学模型为其中，μ_e为地球引力常数；m_t和m_c分别为目标航天器和追踪航天器的质量；d_t和d_c分别为目标航天器和追踪航天器所受到的外部摄动力；u_c为作用于追踪航天器的主动控制力；r_t为地心到目标航天器的向量，r_c为地心指向追踪航天器的向量，r_t和r_c分别为地心到目标航天器和追踪航天器的距离，r_t＝||r_t||、r_c＝||r_c||；··表示二阶导数，是r_t的二阶导数，为r_c的二阶导数；记和u_c在目标航天器轨道坐标系Fo下的坐标表示分别为d和u；将r_t和r_c的相对位置投影到目标航天器轨道坐标系F_o下得到追踪航天器相对于目标航天器的轨道运动方程为其中，和根据下面关系式得到其中，n_t为目标航天器的平均角速度，e_t为目标航天器的偏心率，θ_t为目标航天器的真近点角；I_3×3为3×3的单位阵；记相对位置矢量为记在目标航天器轨道坐标系F_o下的坐标表示为r＝[r_x r_y r_z]^T；假设追踪航天器的期望位置和速度分别为r_d、定义误差向量为e＝r‑r_d，根据公式(5)得到轨道相对运动学方程为其中，步骤2、确定避碰模型和控制目标：假设追踪航天器与目标航天器的最小安全距离为a，则以目标航天器质心为原点，半径为a所形成的球为避碰区域；设避碰势函数为由h(r)的定义可知，当追踪航天器在避碰区域外时h(r)>0；反之，当追踪航天器在避碰区域内或避碰区域曲面上时h(r)≤0；确定控制目标：误差向量e有限时间收敛到0，并且在收敛过程中h(r)>0始终成立；步骤3、基于有限时间饱和设计避碰控制器。