专利名称：一种航天器相对运动的采样控制方法
技术领域：
本发明涉及一种航天器的采样控制方法。
背景技术：
连续推力看控制是一种重要的航天器轨道机动控制形式，在航天器自主交会、编队飞行、空间站停靠等多种航天器相对运动任务中获得广泛应用。目前很多利用连续推力形式的轨道机动控制方法完全基于连续系统模型和连续控制器形式。但随着计算机技术的飞速发展，实际工程中采用的控制器多为数字信号形式的计算机系统。在这种系统中，控制过程需要利用采样器对航天器相对运动状态进行固定时间间隔的采样，控制器对采样信号进行数字处理并产生相应的离散控制信号，通过零阶保持器将控制信号输入轨道推进器使其产生连续的控制推力驱动航天器进行相应的轨道机动。这个过程实际上是一个采样控制过程，采样点的间隔时间是采样控制的重要参数，也可以把这个采样间隔时间看作是数字计算机的处理周期。综上，目前采用连续信号形式设计控制器时通常假设测量信号和控制信号均为严格的实时信号，忽略了数字控制器的处理周期，因此在实际应用中难以获得预期的控制效果。此外，由于多种复杂因素的影响，航天器轨道推进器在采样时刻产生的推力与控制器计算的期望推力之间存在难以测定的偏差，这也将很大程度上影响轨道机动的精确性和安全性。
发明内容
本发明为解决采用现有的航天器相对运动的采样控制方法忽略了数字控制器的处理周期和偏差，影响航天器轨道的精确性和安全性的问题，进而提供了一种航天器相对运动的采样控制方法。本发明为解决上述技术问题采取的技术方案是所述航天器相对运动的采样控制方法由以下步骤实现的1. 一种航天器相对运动的采样控制方法，其特征在于所述采样控制方法由以下步骤实现的步骤A、建立航天器相对运动动力学模型设两个航天器为追踪航天器和目标航天器，目标轨道为近似圆轨道，以目标航天器作为原点建立相对运动坐标系将目标航天器的质心作为坐标系原点O，OX轴位于目标航天器轨道平面内，正向为地心指向航天器方向；oy轴为目标航天器运行方向；oz轴垂直于轨道平面并与其他两轴构成右手直角坐标系；设追踪航天器相对于目标航天器的相对位置在x，y及Z轴上的分量为X(t)、y (t) 和ζ (t)，相对运动速度在相应坐标轴上的分量为对0、夕⑴和i⑴，则相对运动状态向量为 X(0 = [x(0,y(t),z(t),x(t),y(t\i(0f ；设 ux(t)、uy(t)和 uz(t)分别为作用在 χ、y 和 ζ 轴上的控制推力，则控制输入向量定义为u(t) = [ux(t)，uy(t)，uz(t)]T;追踪航天器质量为m，则相对运动的状态空间的系统方程可以写为
= + (1) 式中A为系统状态矩阵，B为输入矩阵，分别有如下形式
权利要求
1. 一种航天器相对运动的采样控制方法，其特征在于所述采样控制方法由以下步骤实现的步骤A、建立航天器相对运动动力学模型设两个航天器为追踪航天器和目标航天器，目标轨道为近似圆轨道，以目标航天器作为原点建立相对运动坐标系将目标航天器的质心作为坐标系原点O，ox轴位于目标航天器轨道平面内，正向为地心指向航天器方向；oy轴为目标航天器运行方向；oz轴垂直于轨道平面并与其他两轴构成右手直角坐标系；设追踪航天器相对于目标航天器的相对位置在X，y及ζ轴上的分量为x(t)、y(t) 和ζ (t)，相对运动速度在相应坐标轴上的分量为对O、夕⑴和i⑴，则相对运动状态向量为 X(0 = [x(0,y(t),z(t),x(t),y(t\i(0f ；设 ux(t)、uy(t)和 uz(t)分别为作用在 χ、y 和 ζ 轴上的控制推力，则控制输入向量定义为u(t) = [ux(t)，uy(t)，uz(t)]T;追踪航天器质量为m，则相对运动的状态空间的系统方程可以写为
全文摘要
一种航天器相对运动的采样控制方法，它涉及一种航天器的采样控制方法。本发明为解决采用现有的航天器相对运动的采样控制方法忽略了数字控制器的处理周期和偏差，影响航天器轨道的精确性和安全性的问题。步骤A建立航天器相对运动动力学模型；步骤B对两个航天器相对状态进行采样；步骤C利用步骤B中所述的扇形区域的上下边界线构造M和N矩阵；步骤D求得相应的状态反馈控制律；步骤E引入两个正定对称矩阵P和Q并定义如下李亚普诺夫泛函；步骤F求得交会过程完成并且推力满足公式(3)上界约束条件；步骤G利用MATLAB软件中线性矩阵不等式(LMI)工具箱求可行解。本发明的采样控制方法用于设计航天器控制器。
文档编号G05D1/10GK102354218SQ20111017225
公开日2012年2月15日 申请日期2011年6月24日 优先权日2011年6月24日
发明者孙光辉, 杨学博, 高会军 申请人:哈尔滨工业大学