专利名称：一种脉冲推力作用下的航天器自主交会控制方法
技术领域：
本发明涉及一种航天器相对位置的控制方法，具体涉及一种脉冲推力作用下的航天器自主交会控制方法，属于航天技术领域。
背景技术：
航天器自主交会是航天领域一项重要的研究内容，对航天器的在轨维护、拦截、编队飞行以及空间站建立等高级航天任务具有重要的意义。根据轨道控制力的不同作用形式，航天器轨道机动可以分为连续推力机动和脉冲推力机动。对于连续推力机动方式，轨道控制力以连续形式作用于追踪航天器，使其不断改变运动状态与目标航天器实现交会。这种方式可以使追踪航天器始终处于控制推力作用下，因此具有控制精度高的特点。但是由于连续推力的持续作用可能会消耗过多的燃料，而且对于实际航天器轨道推进器而言，精确输出绝对连续的控制推力是很难实现的，在工程中，连续推力控制方法往往利用间隔很小的多脉冲推力近似实现。可见，连续推力在实际中也是脉冲推力的特殊形式。因此脉冲推力作用形式对于航天器交会工程来说更具有现实意义。脉冲推力作用形式与连续推力形式不同，追踪航天器仅在脉冲作用时处于推力控制下，脉冲结束后将依照二体运动的动力学特性进行自由运动，直到下一次脉冲作用。可见，脉冲推力作用下的航天器交会过程是一个由脉冲作用运动和自由运动两种运动状态相互交替进行的过程。目前已有的基于脉冲推力形式的航天器交会控制方法往往利用二体运动动力学特性，根据交会初始及终端状态、交会时间以及脉冲数量进行反向推导，得到一系列脉冲作用时刻以及相应时刻所需脉冲推力大小，而后将所得结果通过预设程序的方式驱动航天器轨道推进器进行预定动作。可见，这种方式实际上是一种开环控制方式。由于开环控制过程很容易受到外部扰动以及多种难以预知的不确定因素影响，因此基于脉冲推力作用方式的开环和闭环控制相结合的控制方法对于航天器交会工程来说具有更重要的现
眉、ο但是，现有的脉冲推力作用航天器交会控制方法存在的问题是基于脉冲推力作用方式的控制方法多采用开环控制方式，通过预先设定脉冲的方式进行追踪航天器的轨道机动。传统意义上开环控制容易受到干扰力矩的影响。
发明内容
本发明为了解决现有的脉冲推力作用航天器交会控制方法采用开环控制方式易受到干扰力矩影响的问题，进而提供一种脉冲推力作用下的航天器自主交会控制方法。本发明是通过下述方案予以实现的一种脉冲推力作用下的航天器自主交会控制方法，所述控制方法的具体过程为步骤一、建立航天器相对运动动力学模型对于正在进行交会的追踪航天器和目标航天器，目标航天器的轨道为圆形轨道，以目标航天器的质心作为原点建立相对运动坐标系圆形轨道的圆心0为地球质心，χ轴在目标航天器轨道平面内，正向为地心指向航天器方向；y轴指向目标航天器运行方向；ζ轴垂直于轨道平面并与χ轴和y轴构成右手直角坐标系；设定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、⑴和i⑴，则相对运动状态向量为χ⑴=功),雄)，沖)，冲)f ；设定ux(t)、uy(t) ^P uz (t)分别为作用在追踪航天器1的控制推力在x、y和ζ轴上的分量，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模型的表达式为= + (么V式一)公式一中A为系统状态矩阵，B为输入矩阵，系统状态矩阵、输入矩阵的形式
权利要求
1. 一种脉冲推力作用下的航天器自主交会控制方法，其特征是所述控制方法的具体过程为步骤一、建立航天器相对运动动力学模型对于正在进行交会的追踪航天器(1)和目标航天器(2)，目标航天器(2)的轨道为圆形轨道，以目标航天器(2)的质心作为原点建立相对运动坐标系圆形轨道的圆心O为地球质心，χ轴在目标航天器轨道平面内，正向为地心指向航天器方向；y轴指向目标航天器运行方向；ζ轴垂直于轨道平面并与χ轴和y轴构成右手直角坐标系；设定追踪航天器相对于目标航天器的相对位置在χ，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
2.根据权利要求1所述的一种脉冲推力作用下的航天器自主交会控制方法，其特征在于步骤二的(七)中利用MATLAB线性矩阵不等式工具箱对公式十一至公式十四进行求解得到其可行解(X1, X2, Y1)。
全文摘要
一种脉冲推力作用下的航天器自主交会控制方法，属于航天技术领域。本发明为了解决现有的脉冲推力作用航天器交会控制方法采用开环控制方式易受到干扰力矩影响的问题。本发明的步骤建立航天器相对运动动力学模型，将相对运动的状态空间模型转换为离散运动模型；在脉冲作用过程中引入状态反馈控制率；对脉冲作用运动和自由运动引入虚拟能量函数；确定满足航天器实现自主交会的三个不等式，并满足有限脉冲推力不等式，将上述不等式转换为关于X1，X2，Y1的线性矩阵不等式；算得的X1和Y1矩阵计算状态反馈增益矩阵K，即得到满足设计要求的航天器相对运动的状态反馈采样控制律u(k)＝Kx(k)。本发明适用于航天器自主交会过程中。
文档编号G05D1/10GK102354217SQ201110172230
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
发明者司玉林, 杨学博, 高会军 申请人:哈尔滨工业大学