本发明涉及一种自主交会制导方法。
背景技术：
与翻滚非合作目标的交会对接是空间在轨服务中的一项极具挑战的任务。最新的研究大多聚焦于基于燃料最省的最优制导律设计，但是如果需要交会对接的翻滚非合作目标价值巨大，则对于交会的安全性与精确性的需求将超过燃料最省的需求。比如，失控的高价值试验卫星与载人飞船。为了实现无碰撞条件下的精确捕获或对接，需要提出一种鲁棒性较强的主动扰动制导律。
在早期的研究中，相对运动中广泛应用的模型是c-w方程模型，但是这个模型建立在目标运行于圆轨道的假设下。为了对运行于椭圆轨道的目标建立精确的相对运动模型，提出了一种t-h模型。但是t-h模型的缺点是需要实时用到目标飞行器的真近点角，由于真近点角通常难以直接获得，所以t-h模型的实际应用受到了很大的制约。
众所周知，滑模控制由于其对于系统不确定度的强鲁棒性而得到了广泛的应用。但是，传统基于等速趋近律的滑模控制所生成的控制量是离散的，在实际应用中会使得系统产生严重的抖振现象。为了抑制抖振，学者们提出了很多方法：边界层方法，积分滑模控制方法和高阶滑模技术。超螺旋算法和类超螺旋算法作为两种二阶滑模控制方法，可以产生连续的控制信号，并且不需要使用到滑模变量的导数信息。shtessel针对于导弹末制导律提出了一种光滑二阶滑模控制算法。moreno在超螺旋算法的基础上，提出了一种广义超螺旋算法(gsta)，该方法相比于传统广义超螺旋算法，可以获得更快的收敛速度，并具有更强的鲁棒性。
技术实现要素：
本发明目的是为了解决现有技术无法实现持续慢速翻滚非合作空间目标的无碰撞交会对接的问题，提供了一种基于高阶滑模控制和扰动观测器的空间翻滚非合作目标自主交会制导方法。
本发明所述基于高阶滑模控制和扰动观测器的空间翻滚非合作目标自主交会制导方法，该方法的具体过程为：
步骤1、建立视线坐标系，在视线坐标系下建立相对运动模型，建立目标航天器的旋转运动模型，同时获取服务航天器的执行机构故障模式；
步骤2、采用广义超螺旋算法作为鲁棒连续制导律，采用齐次高阶滑模的扰动观测器实现自主无碰撞交会。
本发明的优点：本发明提出的自主交会制导方法适用于与低速翻滚非合作目标的交会对接。本发明的自主交会制导方法提出了一种建立在视线坐标系下的相对运动模型，该模型不需要用到目标的任何轨道运动参数信息，并且建立的相对运动模型考虑了建模不确定度、环境扰动和服务航天器可能发生的执行机构故障。本发明将广义超螺旋算法作为一种趋近律与线性滑模面相结合，确保了在交会对接过程中，服务航天器的视线始终指向目标航天器的对接口。整体闭环系统的稳定性通过应用李雅普诺夫第二定理进行了严格证明。为了提升系统的扰动抑制能力，本发明引入一个扰动观测器。假定服务航天器受到执行机构故障，比如增益故障、偏差故障。将这些执行机构故障作为扰动，应用齐次高阶滑模观测器对于集总扰动在有限时间内进行估计，并在广义超螺旋制导律中进行补偿。数值仿真结果表明本发明所提出的自主交会制导方法能够实现在服务航天器执行机构故障情况下对于翻滚非合作目标的无碰撞成功自主交会，且生成的制导律连续无抖振。
附图说明
图1是两个交会航天器的相对运动坐标系示意图；
图2是实际集总扰动和估计值的仿真图；
图3是两个航天器的相对距离曲线图；
图4是视线倾角跟踪期望值的曲线图；
图5是视线偏角跟踪期望值的曲线图；
图6是服务航天器在视线坐标系下的控制力分量曲线图；
图7是两个航天器的相对运动曲线图。
具体实施方式
具体实施方式一：下面结合图1说明本实施方式，本实施方式所述基于高阶滑模控制和扰动观测器的空间翻滚非合作目标自主交会制导方法，该方法的具体过程为：
步骤1、建立视线坐标系，在视线坐标系下建立相对运动模型，建立目标航天器的旋转运动模型，同时获取服务航天器的执行机构故障模式；
步骤2、采用广义超螺旋算法作为鲁棒连续制导律，采用齐次高阶滑模的扰动观测器实现自主无碰撞交会。
本实施方式中，建立视觉坐标系考虑了建模不确定度和环境扰动。
本实施方式中，采用高阶滑模控制算法中的广义超螺旋算法作为鲁棒连续制导律。
具体实施方式二：本实施方式对实施方式一作进一步说明，步骤1所述建立视线坐标系的过程如下：
两个交会航天器的相对运动坐标系为：地心坐标系用oixiyizi表示，视线坐标系olxlylzl的原点固连于服务航天器质心，视线坐标系olxlylzl的x轴从服务航天器指向目标航天器；
从地心坐标系转向视线坐标系的方法为：首先沿着yi转动角度视线偏角qβ，然后绕zl轴转动视线倾角qα；获得的转换矩阵为：
其中，qβ∈(-π,π)，qα∈(-π/2,π/2)。
具体实施方式三：本实施方式对实施方式二作进一步说明，步骤1所述在视线坐标系下建立相对运动模型的具体过程为：
服务航天器和目标航天器的动力学方程如下：
其中，rs和rt分别是服务航天器和目标航天器的位置矢量，f表示作用于服务航天器中的控制力，m是服务航天器的质量，fs和ft分别表示服务航天器和目标航天器的外部扰动；μ＝3.986×105km3/s2是地球引力常数；
公式(2)减去公式(1)，获得相对运动方程：
其中，
公式(3)沿着视线坐标系的投影分量为：
定义状态变量：x1＝ρ，x2＝qα，x3＝qβ，
其中：
x1＝[x1x2x3]t
x2＝[x4x5x6]t
a1＝[x4x5x6]t
考虑测量误差和质量消耗，公式(5)写为：
其中：
其中，m0是服务航天器的标称质量；状态量的期望值定义为：
因此，状态变量的误差为：
设服务航天器的姿态控制是理想的，即服务航天器能够瞬时实现期望姿态。
具体实施方式四：本实施方式对实施方式三作进一步说明，步骤1所述建立目标航天器的旋转运动模型的具体过程为：
假定服务航天器的执行机构存在增益故障和偏差故障，执行机构的故障改变航天器的控制力，因此用矢量
ff＝fgf+fd(11)
其中，
增益故障矩阵满足0≤fgi≤1,(i＝1,2,3)；当fg＝e3，fd＝[000]时，执行机构没有故障发生；
在有执行机构故障的情况下，方程(7)改写为：
带有执行机构故障的集总扰动定义为：
χ＝[χ1χ2χ3]t＝ddis+bff-b0f(14)。
具体实施方式五：本实施方式对实施方式四作进一步说明，步骤2所述采用广义超螺旋算法作为鲁棒连续制导律的滑模控制过程为：
采用线性滑模面：
s＝e2+ce1(15)
其中，
c＝diag(c1c2c3)(16)
表达式中ci＞0(i＝1,2,3)；
针对滑模面方程(15)，提出连续制导律为：
其中
其中：μ1,μ2都是正常数。
本实施方式中，基于广义超螺旋算法给出了向翻滚非合作目标接近的制导律。通常来讲，设计滑模控制的过程包括两个阶段：设计一个滑模面与选择一个趋近律。
本实施方式中，采用线性滑模面(19)是为了使得滑模面上的状态变量能够沿着滑模面滑动直至到达期望平衡点。
具体实施方式六：本实施方式对实施方式五作进一步说明，步骤2所述采用齐次高阶滑模的扰动观测器为：
v2＝-λ2lsmosgn(z2-v1)
其中：
lsmo＝diag(lsmo1lsmo2lsmo3)(21)
假定集总扰动χi可微，则集总扰动的导数
如果选择合适的参数λ0,λ1,λ2，则z0,z1将会分别在有限时间内以高精度收敛等于x2,χ；在方程(13)中引入观测器的输出，用于补偿集总扰动，并提升广义超螺旋制导律的鲁棒性能：
本实施方式中，采用广义超螺旋算法作为鲁棒连续制导律对于扰动具有较强的鲁棒性，但是为了能够进一步提升扰动抑制能力，并提升系统性能，又引入了采用齐次高阶滑模的扰动观测器。
本发明中，通过对翻滚非合作目标交会过程的仿真，验证了提出的制导方案的可行性。仿真条件设置如下：相对运动的初始状态为：ρ0(0)＝100m，qα(0)＝10，qβ(0)＝30，
图2给出的是实际集总扰动值和估计的集总扰动值，曲线表明齐次高阶滑模观测器可以在有限时间内精确估计集总扰动，并且观测器输出无抖振。
两个航天器的相对距离曲线如图3所示，可见两个航天器之间距离最终指数收敛于零。图4和图5给出的是视线倾角与视线偏角分别跟踪期望值的曲线可见视线角度对于期望角度的跟踪精度极高。图6给出的是服务航天器在视线坐标系下的控制力分量。图7给出的是两个航天器的相对运动曲线，其中方框为目标航天器位置，实线为服务航天器相对于目标航天器的运动轨迹，曲线表明，由于目标航天器在低速翻滚，为了实现无碰撞安全交会，服务航天器在向目标航天器接近过程中不断改变自身位置，保证视线方向沿着翻滚目标的对接口方向。
本发明针对翻滚非合作目标的终端接近问题，引入视线坐标系下的相对运动方程，用于精确描述运行于任意轨道下的目标，并且建模中考虑了模型不确定度、外部扰动和服务航天器可能执行机构故障模式。提出了一种结合广义超螺旋算法与齐次高阶滑模观测器的交会制导律，用于实现自主无碰撞交会。仿真表明，齐次高阶滑模观测器对于集总扰动可以实现有限时间内的完美估计与补偿。在整个趋近过程中，本发明提出的方法可以保证视线方向始终验证目标航天器对接口方向，从而避免碰撞，实现自主安全交互。