一种欠驱动条件下的空间飞行器位置机动方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种空间飞行器位置机动方法，特别涉及一种欠驱动条件下的空间飞 行器位置机动方法。
【背景技术】
[0002] 对于一类不依赖外界信息输入具备自主感知识别、自主机动、自主决策能力的小 型空间飞行器而言，能够以姿态调整、轨道机动的方式执行空间探测、规避障碍（如，空间 碎片）等任务。通常这类小型空间飞行器采用脉冲发动机作为执行机构，且用于轨道控制 的发动机仅分布于垂直于飞行器纵轴并通过质心的平面上，如图1为一种常见的具备6台 姿控发动机和4台轨控发动机的空间飞行器的动力系统布局，该动力系统布局在载体轴向 方向上没有动力输出，无法直接通过轨控发动机对轴向的位置和速度进行调整，即驱动方 式存在欠缺。尽管采用该动力系统布局的空间飞行器在结构布局上易于工程实现，但是在 某些特殊空间任务中，不仅要求采用该动力系统布局的空间飞行器能够进行简单的轨道修 正，而且要求其能够通过轨道控制机动到指定的空域，这就对该类飞行器的姿轨控算法提 出了更高的要求。
[0003] 传统航天器的动力系统布局使姿态控制和轨道控制直接解耦，位置机动过程中的 姿态控制和轨道控制可以独立设计。而欠驱动条件下位置机动需要姿态的调整来辅助，所 以传统的姿轨控制独立设计的方法不适合上述欠驱动条件下的位置控制，需要设计姿轨耦 合的控制方法来完成位置机动任务。
【发明内容】
[0004] 本发明解决的技术问题是：本发明针对采用在飞行器纵轴方向无控制力的动力系 统布局形式的小型空间飞行器，提供一种欠驱动条件下的空间飞行器位置机动方法，本发 明基于姿轨耦合控制方法，克服现有技术的不足，在不增加轨控发动机或改变动力系统布 局的条件下完成飞行器的空间位置的改变。
[0005] 本发明的技术解决方案是：
[0006] -种欠驱动条件下的空间飞行器位置机动方法，包括如下步骤：
[0007] (1)获得载体坐标系下飞行器当前位置与目标位置之间的位置误差及飞 行器在当前速度与目标速度之间的速度误差计算飞行器与目标位置的相对距 离r ;
[0009] 所述的载体坐标系O-XYZ的原点0位于飞行器的质心，OX轴沿飞行器纵向，OY轴 在飞行器纵向对称面内指向上方，OZ轴与OX轴和OY轴构成右手坐标系；
[0010] (2)计算载体坐标系下飞行器相对目标位置的视线角速度
[0012] (3)比较飞行器相对目标位置的视线角速度ω与用于位置控制的视线角速度阈 值Ω i的大小：如果ω〈 Ω i，则计算载体坐标系OZ轴与位置误差矢量的夹角Θ，转到步骤 ⑷；
[0014] 其中，EPS为数据计算精度；
[0015] 如果ω多Q1，则计算载体坐标系OX轴与视线角速度矢量的夹角β，转到步骤
[0017] (4)如果θ < π/2,且r>R，则根据如下公式计算误差四元数qeQ，qel，qe2，q e3:
[0019] 如果Θ > Ji /2,且r>R，则根据如下公式计算误差四元数qe。，qel，qe2, qe3:
[0021] 如果r彡R，则设置误差四元数qe。= 1，q el= 0, q e2= 0, q e3= 0 ;其中，R为停止 轨道控制的安全距离；
[0022] (5)根据误差四元数调整飞行器的姿态使载体坐标系OZ轴与位置误差矢量间的 夹角Θ趋向于零；同时，调整飞行器的轨道，使载体坐标系OZ轴方向飞行器与目标之间的 位置误差4趋向于零，并退出；
[0023] (6)如果β < π /2,贝帳据如下公式计算误差四元数qe。，qel，qe2, qe3:
[0025] 如果β > π /2,贝帳据如下公式计算误差四元数q^。，q#
[0027] (7)根据误差四元数调整飞行器的姿态使载体坐标系OX轴与视线角速度矢量间 的夹角β趋向于零；同时，调整飞行器的轨道，使载体坐标系YOZ平面内飞行器与目标之 间的位置误差趋向于零，或者使载体坐标系YOZ平面内飞行器与目标之间的速度误差 趋向于零。
[0028] 所述步骤（5)中调整飞行器的轨道的具体方法如下：在垂直于载体飞行器OX轴并 通过质心的平面内的OY轴和OZ轴上配置轨控发动机，OY轴上的轨控发动机不工作，根据 Θ控制OZ轴上的轨控发动机：如果θ < Θ < JT-Θ，则控制OZ轴上的轨控发动机使载体 坐标系OZ轴方向飞行器与目标之间的位置误差d趋向于零；如果θ〈Θ或Θ > η-Θ，则OZ 轴上的轨控发动机不工作；其中，Θ为与姿态角控制精度相关的阈值。
[0029] 所述步骤（7)中调整飞行器的轨道具体方法如下：在垂直于载体飞行器OX轴并 通过质心的平面内的OY轴和OZ轴上配置轨控发动机；如果θ < β < JT - θ，则OY轴和 OZ轴上的轨控发动机不工作；如果β〈 Θ或β > 31 - Θ，则根据视线角速度的幅值ω与用于 速度控制的视线角速度阈值Ω2的大小：如果ω〈Ω 2，则控制OY轴和OZ轴上的轨控发动机 使载体坐标系YOZ平面内飞行器与目标之间的位置误差^趋向于零；如果ω彡Ω2，则 控制OY轴和OZ轴上的轨控发动机使载体坐标系YOZ平面内飞行器与目标之间的速度误差 趋向于零。
[0030] 所述的用于位置控制的视线角速度阈值Ω 1= 〇. 1 Ω~〇. 5 Ω，其中Ω = a/V _， a为用于轨道控制的脉冲发动机产生的加速度，V_为飞行器沿与目标位置连线方向的最大 飞行速度。
[0031] 所述的停止轨道控制的安全距离R = I. 2V_/ Ω，V_为速度控制精度。
[0032] 所述的用于速度控制的视线角速度阈值Ω2= 〇. 5Ω~〇. 8Ω，其中Ω = a/V_， a为用于轨道控制的脉冲发动机产生的加速度，V_为飞行器沿与目标位置连线方向的最大 飞行速度。
[0033] 所述的阈值Θ取姿态角控制精度的1. 5~2倍。
[0034] 所述的数据计算精度EPS取10 7。
[0035] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0036] (1)本发明克服传统航天器姿轨控制独立设计的方法不适合欠驱动条件下的位置 控制的缺陷，使得空间飞行器能够在欠控制条件下实现位置机动，扩展了采用在纵轴方向 无控制力的动力系统布局的小型空间飞行器的功能。
[0037] (2)本发明采用姿轨耦合的位置控制方法，使得空间飞行器在不增加轨控发动机 或改变动力系统布局的条件下能够实现飞行器的空间位置的改变，提高了位置控制方法的 稳定性，降低了成本。
[0038] (3)本发明的机动方法能够广泛应用于小型空间飞行器中，使得空间飞行器能够 完成各种空间任务，如空间探测、规避障碍等，简单且易于工程实现，具有重要的应用价值。
【附图说明】
[0039] 图1为本发明姿控发动机及轨控发动机的动力系统布局示意图。
【具体实施方式】
[0040] 本发明方法的输入为参考系下的位置误差、参考系下的飞行速度、飞行器的姿态 及姿态角速度，目的是通过姿态和位置、速度的协调控制使飞行器运动到目标的空间位置。 参考系根据具体飞行任务选择。
[0041] -种欠驱动条件下的空间飞行器位置机动方法，包括步骤如下：
[0042] a)获得载体坐标系下飞行器当前位置与目标位置之间的位置误差及飞 行器在当前速度与目标速度之间的速度误差弋，具体步骤如下：
[0043] (I. 1)计算参考系下飞行器当前位置与目标位置之间的位置误差；
[0045] 其中，为飞行器在参考系下的位置误差，为飞行器在参考系下的 当前位置，为飞行器在参考系下的目标位置。
[0046] (1. 2)计算载体坐标系下的飞行器当前位置与目标位置之间位置误差和速度误 差；
[0049] 计算飞行器与目标位置的相对距离r:
[0051] 其中为飞行器在参考系下的飞行速度，0为参考系到载体坐标系的方 向余弦矩阵，计算方法取决于所使用的姿态描述方式，如四元数或欧拉角，可以参考惯性导 航的相关参考书，如《惯性导航》，秦永元，科学出版社，2006年。
[0052] 所述的载体坐标系O-XYZ的原点0位于飞行器的质心，OX轴沿飞行器纵向，OY轴 在飞行器纵向对称面内指向上方，OZ轴与OX轴和OY轴构成右手坐标系；用于轨道控制的 脉冲发动机（简称轨控发动机）分布在垂直于飞行器OX轴并通过质心的平面内的OY轴和 OZ轴上，即脉冲发动机仅对Y通道和Z通道具有轨道修正能力。用于姿态控制的脉冲发动 机（简称姿控发动机）分布在垂直于飞行器OX轴的平面上。参考系根据具体飞行任务选 择。如图1所示的轨控发动机的布局形式为本发明的一个实施例，其中GK1-GK4为轨控发 动机，ZK1-ZK6为姿控发动机。
[0053] (2)计算载体坐标系下飞行器相对目标位置的视线角速度
[0055] (3)比较飞行器相对目标位置的视线角速度ω与用于位置控制的视线角速度阈 值Ω i的大小：如果ω〈 Ω i，则计算载体坐标系OZ轴与位置误差矢量的夹角Θ，转到步骤
[0057] 其中，EPS为数据计算精度，取10 7;
[0058] 如果ω ^ Q1，则计算载体坐标系OX轴与视线角速度矢量的夹角β，转到步骤
[0060] (4)如果Θ彡：π/2,且r>R，则根据如下公式计算误差四元数qe。，qel, qe2, qe3:
[0062] 如果θ > π /2,且