一种自主安全逼近翻滚故障卫星的轨迹规划方法技术

一种自主安全逼近翻滚故障卫星的轨迹规划方法，通过建立动力学模型，利用人工势场方法，结合故障卫星的不同翻滚情况，确定服务航天器的期望速度，并规划一种安全逼近翻滚故障卫星的轨迹规划，最后设计滑模控制器，通过规划的轨迹控制航天器逼近故障卫星，本发明专利技术针对安全逼近翻滚的故障卫星过程中的轨迹规划方法，提出了一种基于人工势场思想的轨迹规划方法，根据目标的几何外形特征，分别设计了相应的路径安全约束，使得轨迹规划和控制方法更加精确，适用范围更大，与环境实现闭环，同时计算量小，便于在线计算，能够实时在线进行轨迹规划，具有很好的实时性，控制效果更佳。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于航天设备操控
，具体涉及在轨服务技术中的一种自主安全逼近翻滚故障卫星的轨迹规划方法。
技术介绍
随着航天技术的发展，在轨服务技术日益受到人们的关注，它不仅能够有效地节约任务成本，提高航天器的性能和寿命，还可以对空间故障卫星进行在轨维修，对燃料耗尽的卫星进行在轨加注，因此可以带来巨大的经济效益。处于翻滚状态的卫星多为姿态控制系统发生故障，或因为燃料耗尽而无法进行姿态稳定控制，对于这类故障卫星进行在轨维修或加注可以有效提高其寿命，带来经济效益。而对翻滚的故障卫星进行自主安全地逼近和对接操作，是在轨服务任务中的一个关键技术。由于这类故障卫星处于自由翻滚状态，给交会对接操作带来了巨大的困难。尤其是在最终逼近段，服务航天器需要自主安全地逼近翻滚的故障卫星的，到达其对接口处，并确保不与故障卫星本体及其上安装的天线等大型附件发生碰撞，对制导和控制系统提出了更高的要求，因此传统的技术手段将不再适用。针对安全逼近翻滚的故障卫星过程中的轨迹规划与控制问题国内外的研究并不多。目前的研究中主要存在两方面的问题：第一，国内外文献中多采用最优化理论来解决此问题，虽然可以得到可行的轨迹和控制方案，但通常计算量大，实时性不好，不利于在线实时进行轨迹规划；第二，文献中所研究的目标翻滚状态单一，运动形式简单，没有对不同类型的翻滚运动状态进行研究。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种自主安全逼近翻滚故障卫星的轨迹规划方法。本专利技术采用以下技术方案：一种自主安全逼近翻滚故障卫星的轨迹规划方法，其特征在于，包括以下步骤：S1：分别建立服务航天器与翻滚故障卫星的相对运动动力学模型和翻滚故障卫星的姿态运动动力学模型，便于设计所述服务航天器的轨迹控制，服务航天器与翻滚的故障卫星的相对运动动力学模型为： x ·· = 3 Q 2 x + 2 Ω y · + u x ]]> y ·· = - 2 Ω x · + u y ]]> z ·· = - Q 2 z + u z ]]>其中，ux、uy、uz为作用在服务航天器上的控制量u在Oxyz系中的分量，Ω为翻滚故障卫星的轨道角速度；翻滚故障卫星的姿态运动动力学模型为：其中，qib为Oxbybzb系相对于惯性系OXYZ的姿态四元数，ωb为翻滚故障卫星在Oxbybzb系中的角速度，J为翻滚故障卫星的惯量矩阵，T为作用于翻滚故障卫星上的力矩；S2：不考虑所述服务航天器与翻滚故障卫星的碰撞限制，建立所述翻滚故障卫星对接口处的势场函数，根据该势场函数随时间和空间变化的梯度，确定所述服务航天器的期望速度；S3：考虑所述服务航天器与翻滚故障卫星碰撞的限制，根据所述翻滚故障卫星的翻滚轴和其对接轴的方向对翻滚运动分类，结合所述翻滚故障卫星的几何外形特点，建立所述服务航天器自主逼近具有不同类型翻滚运动的故障卫星的路径安全约束，并修正步骤S2中确定的服务航天器期望速度；S4：根据步骤S3所确定的服务航天器期望速度和路径安全约束，得到服务航天器在安全逼近翻滚故障卫星的期望轨迹上每一点每一时刻的期望速度；S5：设计滑模控制器，控制服务航天器跟踪步骤S4中得到的所述期望速度，控制服务航天器在所述期望轨迹运动，实现对不同翻滚运动状态下的故障卫星进行自主安全逼近操作。优选地，所述步骤S3中翻滚故障卫星的翻滚运动包括：翻滚故障卫星的翻滚轴与其对接轴方向垂直和不垂直两种。优选地，当所述翻滚轴与对接轴垂直时，即对接轴在空间扫过的区域为平面，在Oxbybzb系中建立翻滚故障卫星外形的心形包络S(t)，形成随时间变化的心形包络路径安全约束；当所述翻滚轴与对接轴不垂直时，即对接轴在空间扫过的区域为锥面，形成锥面路径安全约束。优选地，当服务航天器到达所述心形包络S(t)时，即S(t)＝0，所述服务航天器的期望速度vd方向调节为沿心形包络S(t)的切线方向，所述服务航天器期望速度vd为： v d = k 2 C i o C b i ( t ) e ( S ( t ) , C i b ( t ) C o i x ) , ]]>其中，k2为控制参数，为Oxyz系与OXYZ系的坐标转换矩阵，短时间内为常值，为Oxbybzb系与OXYZ系的坐标转换矩阵，且由于目标的翻滚运动随时间变化，x为服务航天器的相对位置矢量，t为时间，e(S(t),xb)为翻滚故障卫星心形包络上xb点处的切线方向向量，xb为相对位置矢量x在Oxbybzb系中的投影，具体表达式为： e ( S ( t ) , x b ) = ( y b - b , - b 2 a 1 2 本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种自主安全逼近翻滚故障卫星的轨迹规划方法，其特征在于，包括以下步骤：S1：分别建立服务航天器与翻滚故障卫星的相对运动动力学模型和翻滚故障卫星的姿态运动动力学模型，便于设计所述服务航天器的轨迹控制，服务航天器与翻滚的故障卫星的相对运动动力学模型为：x··=3Q2x+2Ωy·+ux]]>y··=-2Ωx·+uy]]>z··=-Q2z+uz]]>其中，ux、uy、uz为作用在服务航天器上的控制量u在Oxyz系中的分量，Ω为翻滚故障卫星的轨道角速度；翻滚故障卫星的姿态运动动力学模型为：其中，qib为Oxbybzb系相对于惯性系OXYZ的姿态四元数，ωb为翻滚故障卫星在Oxbybzb系中的角速度，J为翻滚故障卫星的惯量矩阵，T为作用于翻滚故障卫星上的力矩；S2：不考虑所述服务航天器与翻滚故障卫星的碰撞限制，建立所述翻滚故障卫星对接口处的势场函数，根据该势场函数随时间和空间变化的梯度，确定所述服务航天器的期望速度；S3：考虑所述服务航天器与翻滚故障卫星碰撞的限制，根据所述翻滚故障卫星的翻滚轴和其对接轴的方向对翻滚运动分类，结合所述翻滚故障卫星的几何外形特点，建立所述服务航天器自主逼近具有不同类型翻滚运动的故障卫星的路径安全约束，并修正步骤S2中确定的服务航天器期望速度；S4：根据步骤S3所确定的服务航天器期望速度和路径安全约束，得到服务航天器在安全逼近翻滚故障卫星的期望轨迹上每一点每一时刻的期望速度；S5：设计滑模控制器，控制服务航天器跟踪步骤S4中得到的所述期望速度，控制服务航天器沿所述期望轨迹运动，实现对不同翻滚运动状态下的故障卫星进行自主安全逼近操作。...

【技术特征摘要】
1.一种自主安全逼近翻滚故障卫星的轨迹规划方法，其特征在于，包括以下步骤：S1：分别建立服务航天器与翻滚故障卫星的相对运动动力学模型和翻滚故障卫星的姿态运动动力学模型，便于设计所述服务航天器的轨迹控制，服务航天器与翻滚的故障卫星的相对运动动力学模型为： x ·· = 3 Q 2 x + 2 Ω y · + u x ]]> y ·· = - 2 Ω x · + u y ]]> z ·· = - Q 2 z + u z ]]>其中，ux、uy、uz为作用在服务航天器上的控制量u在Oxyz系中的分量，Ω为翻滚故障卫星的轨道角速度；翻滚故障卫星的姿态运动动力学模型为：其中，qib为Oxbybzb系相对于惯性系OXYZ的姿态四元数，ωb为翻滚故障卫星在Oxbybzb系中的角速度，J为翻滚故障卫星的惯量矩阵，T为作用于翻滚故障卫星上的力矩；S2：不考虑所述服务航天器与翻滚故障卫星的碰撞限制，建立所述翻滚故障卫星对接口处的势场函数，根据该势场函数随时间和空间变化的梯度，确定所述服务航天器的期望速度；S3：考虑所述服务航天器与翻滚故障卫星碰撞的限制，根据所述翻滚故障卫星的翻滚轴和其对接轴的方向对翻滚运动分类，结合所述翻滚故障卫星的几何外形特点，建立所述服务航天器自主逼近具有不同类型翻滚运动的故障卫星的路径安全约束，并修正步骤S2中确定的服务航天器期望速度；S4：根据步骤S3所确定的服务航天器期望速度和路径安全约束，得到服务航天器在安全逼近翻滚故障卫星的期望轨迹上每一点每一时刻的期望速度；S5：设计滑模控制器，控制服务航天器跟踪步骤S4中得到的所述期望速度，控制服务航天器沿所述期望轨迹运动，实现对不同翻滚运动状态下的故障卫星进行自主安全逼近操作。2.根据权利要求1所述的一种自主安全逼近翻滚故障卫星的轨迹规划方法，其特征在于：所述步骤S3中翻滚故障卫星的翻滚运动包括：翻滚故障卫星的翻滚轴与其对接轴方向垂直和不垂直两种。3.根据权利要求2所述的一种自主安全逼近翻滚故障卫星的轨迹规划方法，其特征在于：当所述翻滚轴与对接轴垂直时，即对接轴在空间扫过的区域为平面，在Oxbybzb系中建立翻滚故障卫星外形的心形包络S(t)，形成随时间变化的心形包络路径安全约束；当所述翻滚轴与对接轴不垂直时，即对接轴在空间扫过的区域为锥面，形成锥面路径安全约束。4.根据权利要求3所述的一种自主安全逼近翻滚故障卫星的轨迹规划方法，其特征在于：当服务航天器到达所述心形包络S(t)时，即S(t)＝0，所述服务航天器的期望速度vd方向调节为沿心形包络S(t)的切线方向，所述服务航天器期望速度vd为： v d = k 2 C i o C b i ( t ) e ( S ( t ) , C i b ( t ) C o i x ) , ]]>其中，k2为控制参数，为Oxyz系与OXYZ系的坐标转换矩阵，短时间内为常值，为Oxbybzb系与OXYZ系的坐标转换矩阵，且由于目标的翻滚运动随时间变化，x为服务航天器的相对位置矢量，t为时间，e(S(t),xb)为翻滚故障卫星心形包络上xb点处的切线方向向量，xb为相对位置矢量x在Oxbybzb系中的投影，具体表达式为： e ( S ( t ) , x b ) = ( y b - b , - b 2 a 1 2 x b , 0 ) T , q u a d r a n t 1 s t ( - y b , 4 b 2 a 2 2 x b , 0 ) T , q u a d r a n t 2 n d a n d q u a d r a n t 3 r d ( - y b - b , b 2 a 1 2 x b , 0 ) T , q u a d r a n t 4 t h ]]>其中，xb＝[xb,yb,zb]T为服务航天器的相对位置矢量在目标本体系中的投影，a1、a2和b为心形包络的几何尺寸，quadrant 1st、quadrant 2nd、quadrant 3rd和quadrant 4th分别表示点(xb,yb)位于本体系中Oxbyb平面上的第一象限、第二象限、第三象限和第四象限；当服务航天器由于惯性进入心形包络S(t)时，即S(t)＜0，服务航天器期望速度vd方向调节为沿垂直于进入点切线的方向，服务航天器期望速度vd具体为： v d = k 2 C i o C b i ( t ) e ⊥ ( S ( t ) , C i b ( t ) C o i x ) , ]]>其中，k2为控制参数，为Oxyz系与OXYZ系的坐标转换矩阵，短时间内为常值，为Oxbybzb系与OXYZ系的坐标转换矩阵，e⊥(S(t),xb)为翻滚故障卫星心形包络上垂直于xb点处的切线方向向量，具体为： e ⊥ ( S ( t ) , x b ) = ( b 2 a 1 2 x b , y b - b , 0 ) T , q u a d r a n t 1 s t ...

【专利技术属性】
技术研发人员：袁建平，葛菊祥，陈建林，马川，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61