动逼近控制过程。该过程中，追踪星沿规划的安 全防撞路径机动，最终在有限时间50s内到达距离目标对接抓捕部位一定距离的停泊位置 Xf = [0，-4，0 ]Tm;同时姿态时刻变化，实现视线轴始终对准目标。
[0287]所述的针对失效卫星的超近距离最优防撞接近方法，具体步骤如下：
[0288]步骤一、确定航天器构型及其最小包络体。
[0289]采用星本体的球型包络体作为目标最小包络体，8卩"球"模型，以描述追踪星的禁 飞区域。包络体主轴坐标系与目标的本体系重合。
[0290]在目标本体坐标系下，目标星本体包络球的数学模型为
[0292] 其中Xa = 2m是目标星本体简化的立方体构型的边长。目标星本体包络球的半径为
[0293] 追踪星由半径为ac = 0.75m的球形包络体表示。
[0294] 步骤二、在目标本体坐标系下建立两航天器间的相对动力学模型。
[0295] 同实施例1。
[0296] 步骤三、根据航天器的结构、几何构型设计安全飞行区域，以有效避开星体上可能 发生碰撞的部位(包括星本体、天线等）。
[0297]安全区域约束是为保证超近距离接近过程的安全性所设定的一个飞行区域，要求 两个航天器的质心距离大于二者半径之和，表示为
[0298] S={M|rceM, |rc(t)-rt(t) | > Dmin} (72)
[0299] 这里和rt分别表示两个航天器的位置矢量，Dmin即允许的最小安全距离。
[0300]本例中所考虑的目标，即失效卫星带有单个天线，Dmin的计算方法如下。
[0301]针对目标"球"包络体模型，追踪星与目标星本体之间的最小安全距离为是一个固 定值
[0303]为避免航天器之间发生碰撞，追踪星路径约束条件定义为如下形式
[0305]即要求两航天器之间的相对距离大于追踪星与目标星本体之间的最小安全距离。 [0306]另外，为避开目标，即失效卫星上的天线(长为1 = 2)，有一项附加的路径约束条件 为
[0308]步骤四、考虑导航测量误差造成的位置不确定性，结合碰撞概率问题进一步扩大 追踪星的禁飞区域。
[0309] 同实施例1。
[0310]考虑位置不确定性的追踪星路径约束条件为
[0312]步骤五、基于高斯伪谱法，根据追踪星路径约束条件在安全区域内规划防撞接近 轨迹。
[0313] 同实施例1。
[0314] 各高斯点i上的路径约束条件为
[0315]
[0317] 根据本发明所提出的最优规划方法，基于高斯伪谱法求解出有导航测量误差时， 满足约束条件的离散轨迹。图12中的仿真结果表示，在该过程中，追踪星沿规划的安全防撞 路径机动，可以有效地避开目标星体上可能发生碰撞的部位(包括星本体、天线等），最终能 够安全地到达终止状态。
[0318] 步骤六、设计闭环控制器，得到满足真实动力学关系的最优防撞接近轨迹。
[0319] 同实施例1。
[0320] 实施例3
[0321]本发明的一种针对失效卫星的超近距离最优防撞接近方法，以某个外形受损，仅 单侧(+X方向）带有一个太阳帆板，并携带单个天线等附件的姿态翻滚的失效卫星为研究对 象。该目标初始角速度为《*= [0,0,0.05]Trad/s，构型参数如下：
[0322] 表1目标构型参数
[0325] 追踪星首先到达停泊点知=[-20，10,5]1，并在该点使追踪星上的相对测量敏感 器对准目标，即失效卫星。追踪星从此处启动逼近控制过程。该过程中，追踪星沿规划的安 全防撞路径机动，最终在有限时间50s内到达距离目标对接抓捕部位一定距离的停泊位置 Xf = [0，-4，0 ]Tm;同时姿态时刻变化，实现视线轴始终对准目标。
[0326] 所述的针对失效卫星的超近距离最优防撞接近方法，具体步骤如下：
[0327] 步骤一、确定航天器构型及其最小包络体。
[0328] 采用太阳帆的半椭球包络体和星本体的球型包络体组合的形式作为目标最小包 络体，即"球+半椭球"模型，以描述追踪星的禁飞区域。两个包络体球心重合，包络体主轴坐 标系与半椭球主轴坐标系重合，且与目标的本体系重合。
[0329] 在目标本体坐标系下，目标星本体包络球的数学模型为
[0331]其中Xa = 2m是目标星本体简化的立方体构型的边长。目标星本体包络球的半径为
[0332]在目标本体坐标系下，目标太阳帆板包络半椭球的数学模型为
[0334] 其中xb = (4+2/2)m，yb = 0 · lm，zb = lm是目标太阳帆板简化的长方体构型的长、宽、 高。目标帆板包络半椭球的半长轴为
[0336] 追踪星由半径为ac； = 0.75m的球形包络体表示。
[0337] 步骤二、在目标本体坐标系下建立两航天器间的相对动力学模型。
[0338] 同实施例1。
[0339] 步骤三、根据航天器的结构、几 何构型设计安全飞行区域，以有效避开星体上可能 发生碰撞的部位(包括星本体、太阳帆板、天线等）。
[0340]安全区域约束是为保证超近距离接近过程的安全性所设定的一个飞行区域，要求 两个航天器的质心距离大于二者半径之和，表示为
[0341] S= {M | rc^M, | rc(t)-rt(t) | > Dmin} (81)
[0342] 这里r。和rt分别表示两个航天器的位置矢量，Dmin即允许的最小安全距离。
[0343]本例中所考虑的目标，即失效卫星在+x方向带有一个太阳帆板，并携带单个天线， Dmin的计算方法如下。
[0344]针对目标"球+半椭球"包络体模型，追踪星与目标星本体之间的最小安全距离为 是一个固定值
[0346]对于目标帆板，只需考虑+X方向追踪星与目标帆板之间的最小安全距离即可。也 就是在+X方向，最小安全距离Dmin求解方法同实施例1 ;在-X方向，最小安全距离Dmin求解方 法同实施例2。
[0347]为避免航天器之间发生碰撞，追踪星路径约束条件定义为如下形式
[0349]即要求两航天器之间的相对距离同时大于追踪星与目标星本体之间的最小安全 距离和追踪星与目标帆板之间的最小安全距离。
[0350]另外，为避开目标，即失效卫星上的天线(长为1 = 2)，有一项附加的路径约束条件 为
[0352] 步骤四、考虑导航测量误差造成的位置不确定性，结合碰撞概率问题进一步扩大 追踪星的禁飞区域。
[0353] 同实施例1。
[0354]考虑位置不确定性的追踪星路径约束条件，即
[0356] 步骤五、基于高斯伪谱法，根据追踪星路径约束条件在安全区域内规划防撞接近 轨迹。
[0357] 同实施例1。
[0358]各高斯点i上的路径约束条件为
[0361] 根据本发明所提出的最优规划方法，基于高斯伪谱法分别求解出有导航测量误差 时，满足约束条件的离散轨迹。图13中的仿真结果表示，在该过程中，追踪星沿规划的安全 防撞路径机动，可以有效地避开目标星体上可能发生碰撞的部位(包括星本体、太阳帆板、 天线等），最终能够安全地到达终止状态。
[0362] 步骤六、设计闭环控制器，得到满足真实动力学关系的最优防撞接近轨迹。
[0363] 同实施例1。
【主权项】
1. 针对失效卫星的超近距离最优防撞接近方法，其特征在于:首先将目标，即失效卫星 设计为球和楠球组合形式的包络模型，W简化目标构型;进而考虑目标姿态翻滚，在动态的 目标本体系下推导目标与追踪星的相对动力学模型，及追踪星的路径约束条件；同时考虑 导航测量误差造成的位置不确定性，结合碰撞概率问题进一步扩大追踪星的禁飞区域;最 后基于高斯伪谱法规划安全防撞路径，并进行闭环反馈控制。2. 如权利要求1所述的针对失效卫星的超近距离最优防撞接近方法，其特征在于:所述 追踪星在沿规划轨迹逼近目标时，还将对目标进行视线跟踪，即调整姿态W使其视线轴实 时指向目标质屯、。3. 针对失效卫星的超近距离最优防撞接近方法，具体步骤如下： 步骤一、确定航天器构型及其最小包络体； 根据目标，即失效卫星的失效状态不同，分Ξ种情况： 情况一、目标受损严重，不带有太阳帆板，只考虑星本体;利用一个立方体简化目标构 型，采用星本体的球型包络体作为目标最小包络体，即"球"模型，W描述追踪星的禁飞区 域;包络体主轴坐标系与目标的本体系重合； 情况二、目标完好，带有成对的太阳帆板，考虑星本体和双侧的太阳帆板;考虑到目标 是一个带有成对太阳帆板的卫星，带有太阳帆板的方向的尺寸要远大于其他两个方向，采 用太阳帆板的楠球包络体和星本体的球型包络体组合的形式作为目标最小包络体，即"球+ 楠球"模型，W描述追踪星的禁飞区域;两个包络体中屯、重合，包络体主轴坐标系与楠球主 轴坐标系重合，且与目标的本体系重合； 情况Ξ、目标受损，带有非成对的太阳帆板，考虑星本体和单侧的太阳帆板;考虑到目 标是一个单侧带有非成对太阳帆板的卫星，采用太阳帆板的半楠球包络体和星本体的球型 包络体组合的形式作为目标最小包络体，即"球+半楠球"模型，W描述追踪星的禁飞区域； 两个包络体球屯、重合，包络体主轴坐标系与半楠球主轴坐标系重合，且与目标的本体系重 合； 追踪星则由一个简化的球形包络体模型代替;包络体主轴坐标系与追踪星的本体系重 合； 步骤二、在目标本体坐标系下建立两航天器间的相对动力学模型； 近距离接近时，由于航天器的轨道与姿态禪合，需在轨道控制中引入姿态信息，则将两 个航天器的相对位置矢量P投影到目标本体系中，得到相对轨道动力学方程模型的矢量形 式(1)其中，μ是地球引力常量;f是轨控推力；Wtb、^是目标本体相对惯性空间的旋转角速 度和角加速度;rt是航天器轨道高度;rtb是航天器绝对位置矢量在目标本体系中的投影，记 为 (2) 运里是轨道坐标系到目标本体系的转换矩阵； 为便于实现最优控制，将式(1)进一步整理为状态空间的形式其中，x，y，z和i，j，i分别为相对位置矢量在目标本体系下的Ξ轴分量;l3是单位矩阵;me 是追踪星质量;ux，uy，山分别为轨控推力在目标本体系下的；轴分量；S(玲)记作俄 而Cl3，C23，C33是转换矩阵码的元； 另外，由于追踪星推力器输出受限，控制力U需满足条件Umin邹如max; 步骤Ξ、根据航天器的结构、几何构型设计安全飞行区域，W有效避开星体上可能发生 碰撞的部位； 安全区域约束是为保证超近距离接近过程的安全性所设定的一个飞行区域，要求两个 航天器的质屯、距离大于二者半径之和，表示为 S= {Mlrc^M, |rc(t)-rt(t) | > Dmin} (6) 运里r。和rt分别表示两个航天器的位置矢量，Dmin即允许的最小安全距离;根据所接近 的目标，即失效卫星的状态不同（如步骤一所示），Dmin的计算方法不同； 情况一、对于步骤一中情况一所给出的目标"球"包络体模型，显然追踪星与目标之间 的最小安全距离是一个固定值 Dmin=ds = atb+ac (7) 其中a化和