一种基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引方法

1.本发明设计航天航空技术，具体涉及一种基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引方法。


背景技术：

2.随着人类探索、开发和利用外层空间的深入以及航天器在轨服务的需求，对交会对接技术提出了更高的要求。诸如故障航天器的在轨捕获与维修、空间垃圾清除、改变小行星轨道及太空反卫等课题已经成为航天技术发展需要面对和解决的课题，而对非合作目标的逼近技术是解决这些问题必需的关键技术。空间非合作目标一般泛指一类不能提供有效信息的空间物体，包括故障或失效卫星、空间碎片、小行星以及对方航天器等。而逼近过程涉及航天器的相对运动，包含受控个体的局部运动以及航天器姿态轨迹的耦合运动问题。为了满足航天器对非合作目标的逼近需求，研究基于姿轨耦合问题的在轨目标接近末端导引律技术具有重要价值。
3.根据受控航天器与非合作目标的相对距离，在轨目标逼近过程大致可以分为远距离导引段、中距离寻的逼近段和近距离末端接近段，其中近距离末端接近段起始于与目标距离几百米到几千米的位置，是在轨逼近阶段的核心阶段，受到相关研究者的广泛关注。在轨目标近距离逼近段不仅需要设计制导律控制受控航天器的与目标的相对位置，还需要研究航天器的姿态控制问题，包括姿轨控制策略的研究。
4.针对高速运动目标，比例导引制导律被广泛应用于各种制导任务中，在工程实践中，经过改良后可分为增广比例导引律以及广义比例导引律，根据实际需求可选取合适的比例导引律，但是比例导引律只针对轨迹运动，将航天器与目标均视为质点，未考虑姿态变化对轨迹制导的影响。彭谦等人针对临近空间拦截器提出了一种高精度、低能耗的姿轨一体化复合控制方法，利用反正切函数设计包含视线角约束的映射函数，针对姿轨耦合问题，结合高阶滑模控制设计了姿轨一体化复合控制律。刘孝马等人针对目标机动较大和目标机动较小两种情况利用变结构控制理论和最优控制理论设计制导律，并基于姿轨控发动机脉冲工作方式设计了姿轨控制律。上述制导律及姿态控制律是基于航天器双通道控制的前提下，轨控发动机位于质心位置，姿控发动机关于质心对称位置，而本研究中航天器质心位置被占用，仅靠关于质心对称的发动机基于姿轨耦合的情况下实现姿轨修正。吴凡等人发明了一种基于轨控推力器脉宽调制的姿轨一体化控制方法，基于4台推力器位于xoy平面的布局下，利用姿态角偏差选择推力器开关信号。但是在该发明中未考虑制导律的设计问题，且只考虑了二维平面的控制策略。郑惠欣等人针对高速撞击任务相对速度大、撞击精度要求高、燃料有限的特点，考虑目标的运动加速度，基于增广比例导引律设计变系数制导律，同时设计点火策略，将连续指令转化为脉冲发动机指令。但是在该研究中，未考虑姿态变化对制导律指令的影响且未考虑指令控制周期及推力大小的约束。
5.事实上，在工程实际应用中，不仅需要考虑姿轨耦合问题，还要考虑姿轨发动机不在质心位置的情况，同时在输出控制指令的时候存在控制周期的约束以及推力大小方向约
束。因此本发明基于此情形下，结合分时复用理论，设计了姿轨控制策略并结合改进脉冲广义比例导引律控制航天器，使得在接近目标的过程中进行姿轨修正，最终达到高精度脱靶量。


技术实现要素：

6.本发明的主要目的在于提出一种基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引方法。
7.实现本发明的目的技术解决方案为：一种基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引方法，包括如下步骤：
8.步骤1：建立航天器姿态动力学模型
9.根据航天器喷气口关于质心对称的结构布局以及纵轴绕质心转动动力学方程，建立航天器刚体姿态角动力学模型，得到航天器偏航角角加速度与俯仰角角加速度关于惯性坐标系下水平面及垂直面冷气喷力fa、fb的函数关系，以及航天器偏航角角速度wa与俯仰角角速度wb与时间t的非线性函数变化关系；
10.步骤2：针对姿轨修正耦合问题构建姿轨修正控制策略
11.根据航天器偏航角角加速度与俯仰角角加速度关于惯性坐标系下水平面、垂直面冷气喷力fa、fb的函数关系，以及航天器偏航角角速度wa与俯仰角角速度wb与时间t的非线性函数变化关系，构建姿轨修正控制策略，保证相对视线角在航天器视场中心内；
12.步骤3：引入关于航天器姿态角的辅助变量改进广义比例导引律
13.引入关于航天器姿态角的辅助变量εa、εb修正广义比例导引律中航天器偏航角所在平面的指令加速度aa及俯仰角所在平面的指令加速度ab，以减小指令加速度因姿态角的存在引起的误差；
14.步骤4：根据改进广义比例导引律设计pwm脉冲点火策略
15.根据航天器偏航角所在平面指令加速度aa及俯仰角所在平面指令加速度ab关于时间t的连续性时变函数变化关系，结合施密特触发逻辑，构建pwm脉冲点火策略，使航天器按照改进脉冲广义比例导引方法进行轨迹修正，达到高精度脱靶量。
16.一种基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引系统，基于所述的在轨目标接近导引方法，实现基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引。
17.一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，基于所述的在轨目标接近导引方法，实现基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引。
18.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时，基于所述的在轨目标接近导引方法，实现基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引。
19.本发明与现有技术相比，针对航天器接近在轨目标的过程中，考虑了三维空间的末端导引律设计，且设计一个减弱姿轨耦合问题的姿轨控制策略，考虑了在整个末端导引过程中不仅既实现了姿态调节也完成了轨迹修正，达到高精度脱靶量，提高了时间利用率。且在制导律设计中引入姿态角因素与控制周期因素，比现有缺失距离量测信息的制导律更符合航天器实际运行规律，更加贴近工程运用。可广泛用于航天器接近在轨非合作目标的
军事作战的卫星回收任务中。
附图说明
20.图1是本发明一种基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近末端导引律设计方法算法流程图。
21.图2是姿轨修正控制策略流程图。
22.图3是一次姿轨修正航天器姿态角速度随时间t变化关系。
23.图4是航天器与目标的相对视线及航天器广义比例导引指令加速度与航天器纵轴的示意图。
24.图5是航天器与目标的几何关系图。
25.图6是航天器与目标的三维轨迹图。
26.图7是航天器与目标之间的相对距离随时间变化关系。
27.图8是惯性坐标系下水平方向的冷气修正力随时间变化关系。
28.图9是惯性坐标系下垂直方向的冷气修正力随时间变化关系。
29.图10是航天器偏航角与视线方位角之间的偏差随时间变化关系。
30.图11是航天器俯仰角与视线高低角之间的偏差随时间变化关系。
31.图12是航天器偏航角旋转角速度随时间变化关系。
32.图13是航天器俯仰角旋转角速度随时间变化关系。
具体实施方式
33.为了使本技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本技术进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本技术，并不用于限定本技术。
34.本发明提出一种基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引方法，在整个末端导引过程中减弱了姿态角对制导律中指令加速度的影响，同时利用分时复用理论减弱了姿轨修正耦合问题。结合图1，具体步骤如下：
35.步骤1：建立航天器与目标的相对运动模型
36.对基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引方法的仿真验证中需要获取量测信息作为导引方法的输入量，因此需建立航天器与目标的相对运动模型，获取量测信息。量测信息包括航天器与目标的相对视线的方位角及高低角，以及描述航天器姿态的偏航角、俯仰角、滚转角，航天器的速度大小及速度的方位角与高低角，其中初始值还包括航天器与目标的初始距离。
37.根据测量值与相对运动模型以及初始相对距离，计算控制周期内每个时刻的航天器与目标的接近速度与相对距离。为研究航天器在三维空间中的末端导引律设计方法，将航天器m与目标t的相对运动关系在惯性坐标系下拆分为水平面与垂直面分别对其进行研究，其中水平面xoy是指将航天器与目标相对位置关系投影在惯性坐标系的xoy平面，垂直面yoz是始终以航天器与目标所在的同一垂直面，航天器及目标的几何关系如图5所示。
38.其中oy是视线mt在水平面xoy上的投影，α是视线方位角，β是视线俯仰角。航天器m及目标t在惯性坐标系中相对地心的位置矢量为rm、r
t
。目标受地心引力作用运动，不产生机
动，航天器受到的被动外力包括地心引力及冷气喷射推力。根据牛顿运动学，两者之间的相对运动模型可表示为：
[0039][0040]
其中a
t
为由地球引力导致的目标加速度，am为由地球引力及冷气喷射推力导致的航天器加速度，g＝6.67259
×
10-11n·
m2/kg2，md＝5.965
×
10
24
kg分别为地球引力常量及地球质量，a
control
为作用于航天器的控制指令加速度。由图5可得航天器与目标的相对位置矢量r与绝对位置矢量r
t
、rm的相对位置关系为r＝r
t-rm。
[0041]
由航天器及目标在三维空间中的运动关系可得航天器速度的方位角与高低角、航天器与目标的接近速度的方位角与高低角为：
[0042][0043]
其中α
vm
、β
vm
分别为航天器速度矢量的方位角及俯仰角，αv、βv分别为接近速度矢量的方位角及俯仰角，r
mx
、r
my
、r
mz
分别为绝对位置矢量rm在x、y、z轴上的投影，r
x
、ry、rz分别为相对位置矢量r在x、y、z轴上的投影。
[0044]
步骤2：建立航天器姿态动力学模型
[0045]
根据航天器喷气口关于质心对称的结构布局以及纵轴绕质心转动动力学方程，建立航天器刚体姿态角动力学模型，得到航天器偏航角角加速度与俯仰角角加速度关于惯性坐标系下水平面及垂直面冷气喷力fa、fb的函数关系，以及航天器偏航角角速度wa与俯仰角角速度wb与时间t的非线性函数变化关系。
[0046]
冷气喷力均关于质心对称的航天器结构布局如图1所示，航天器质心一侧的两对冷气喷口分别在惯性坐标系下的水平面及垂直面的两个平面上对航天器的偏航、俯仰通道进行控制。为准确实时描述空间航天器姿态角的变化情况，根据航天器纵轴在空间中运动特性以及冷气喷力结构布局，可建立航天器偏航角角加速度与俯仰角角加速度关于惯性坐标系下水平面合力与垂直面合力的变化关系。
[0047]
将空间中运行的航天器视为圆柱形刚体，根据刚体定轴转动定律，当关于航天器质心对称且方向相反的力作用于垂直航天器纵轴方向时，投影在惯性坐标系中的水平面下形成合力fa，投影在垂直面下形成合力fb，产生作用于航天器的合力矩ma及mb，继而产生绕质心转动的角加速度及偏航角角速度wa与俯仰角角速度wb与时间t呈斜率为及
的线性变化关系；当作用于航天器的力为0时，真空环境中运行的航天器姿态运动状态保持不变，即航天器偏航角角速度wa与俯仰角角速度wb为常数，不随时间t变化。当垂直航天器纵轴方向的力投影在惯性坐标系中的水平面及垂直面下的合力为-fa与-fb，产生绕质心转动的角加速度及偏航角角速度wa与俯仰角角速度wb与时间t呈斜率为及的线性变化关系，具体可如下式：
[0048][0049]
其中j为航天器绕质心转动的转动惯量，m0为航天器的总质量，r为航天器横截面直径，l为航天器总长，为航天器绕质心转动的角加速度，f为航天器关于质心对称的前后方向相反的喷力的合力，r为航天器喷力距质心的距离，m为合力f产生的合力矩。
[0050]
航天器的偏航角加速度及俯仰角加速度关于控制航天器产生的合力的函数关系可表示为：
[0051][0052]
其中fa、fb均为大于零的恒定正整数。
[0053]
航天器偏航角角速度wa与俯仰角角速度wb与时间t的非线性函数变化关系可表示为：
[0054][0055][0056]
其中wa、wa为航天器偏航角角速度与俯仰角角速度，w
a0
、w
b0
为航天器偏航角角速度与俯仰角角速度初始值。
[0057]
步骤3：针对姿轨修正耦合问题设计姿轨修正控制策略
[0058]
根据航天器偏航角角加速度与俯仰角角加速度关于惯性坐标系下水平面、垂直面冷气喷力fa、fb的函数关系及航天器偏航角角速度wa与俯仰角角速度wb与时间t的非线性函数变化关系设计控制策略。由于航天器冷气喷力关于质心对称的结构布局，航天器的姿态修正与轨迹制导产生耦合问题，两者不能同步进行，因此需根据关于航天器纵轴角速度变化关系的非线性函数设计控制策略使得航天器在整个末端导引过程中既能实现姿态修正保证目标在视场范围内又要实现轨迹制导保证脱靶量要求。
[0059]
基于分时复用理论，当航天器偏航角角速度wa或俯仰角角速度wb为0时，控制航天器仅进行轨迹制导，定义为轨迹修正阶段0；当航天器与目标的相对视线角与航天器姿态角
偏差的绝对值超出视场中心阈值γa、γb时，控制航天器仅进行姿态修正，使得偏航角角速度wa与俯仰角角速度wb与时间t呈斜率为及的线性变化关系，定义为姿态修正阶段1；根据航天器姿态角修正精度设定wa与wb的最大值w
amax
、w
bmax
，当产生的航天器偏航角角速度wa与俯仰角角速度wb非零且达到最大值时，控制航天器仅进行轨迹制导，此时航天器偏航角θ或俯仰角以角速度w
amax
、w
bmax
持续修正，轨迹按照设计的制导律修正，处于姿轨复合修正阶段，定义为姿轨修正阶段2；当航天器与目标的相对视线角与航天器姿态角偏差的绝对值进入视场中心阈值γa、γb内时，控制航天器偏航角角速度wa与俯仰角角速度wb与时间t呈斜率为及的线性变化关系修正wa或wb为0，航天器处于姿态修正力反冲段，定义为姿态修正力反冲阶段3。
[0060]
一次姿轨修正控制策略的流程图如图2所示，航天器姿态的偏航角角速度及俯仰角角速度关于时间t的变化关系可由下式表示：
[0061][0062][0063]
其中由于控制周期t的约束，航天器只能在kt时刻发出指令，因此每个控制阶段的临界时刻均满足t1、t2、t3、t4、t'1、t'2、t'3、t'4＝kt(k＝0,1,2,3,...)。且为保证姿态修正力反冲阶段3保证偏航角及俯仰角修正至0，需满足t
2-t1＝t
4-t3,t'
2-t'1＝t'
4-t'3。航天器偏航角角速度与俯仰角角速度一次修正过程随时间t变化曲线如图3所示。
[0064]
轨迹修正阶段(阶段0)：当航天器自身不发生偏转时，航天器同时开启质心两侧的冷气阀门，推力作用在质心，进行纯末端导引运动；
[0065]
姿态修正阶段(阶段1)：当航天器姿态角不在要求范围内时，调整航天器冷气阀门，开启质心一侧阀门，产生航天器体旋转力矩，使航天器在t1～t2内旋转角速度与时间成正比关系，此时航天器处于阶段1的运行状态即为姿态修正阶段；
[0066]
姿轨修正阶段(阶段2)：考虑到航天器的旋转角速度增长至上限时，开启质心两侧的冷气阀门，航天器自身以角速度w
max
持续转动的同时航天器进行纯末端导引运动，此时航天器处于阶段2，即为姿轨复合修正阶段；
[0067]
姿态修正力反冲阶段(阶段3)：考虑航天器在真空空间中运行，需对航天器产生的角速度w
max
利用冷气反冲力进行抵消产生的旋转角速度，此时仅开启质心一侧的冷气阀门，与阶段1开启的冷气喷力方向相反，此时航天器处于阶段3，即为姿态修正力反冲阶段。
[0068]
为保证航天器在运行过程中目标始终处于视场中心位置且使纯末端导引修正力作用效果最大，考虑在姿态角偏离出约束范围时优先考虑修正姿态角，在末端导引段由于航天器及目标相对距离较短，姿态角修正回复后变化较小，可忽略其变化影响。
[0069]
视场中心阈值γa、γb的大小及w
amax
、w
bmax
的大小可由下式确定：
[0070][0071]
其中δθ、为航天器在控制策略的姿态修正阶段0改变的偏航角及俯仰角大小。δεa、δεb为航天器纵轴偏航角、俯仰角与相对视线方向的方位角、俯仰角的偏差。
[0072]
步骤4：引入关于航天器姿态角的辅助变量改进广义比例导引律
[0073]
引入关于航天器姿态角的辅助变量εa、εb修正航天器偏航角所在平面的指令加速度aa及俯仰角所在平面的指令加速度ab。
[0074]
针对控制策略中的轨迹修正部分，由于根据广义比例导引律计算得到的指令加速度方向垂直于视线方向，而控制航天器的作用力垂直于纵轴方向，纵轴与视线存在角度偏差，为避免其对脱靶量的影响，引入关于航天器姿态角的辅助变量εa、εb修正航天器偏航角所在平面的指令加速度aa及俯仰角所在平面的指令加速度ab。其中航天器与目标相对视线与航天器广义比例导引指令加速度与航天器纵轴示意图如图4所示。
[0075]
首先根据航天器与目标相对运动模型获取的量测信息，计算航天器在惯性坐标系下水平面的接近速度及相对视线方位角变化率，在惯性坐标系下垂直面的接近速度及相对视线俯仰角变化率，具体如下式所示：
[0076][0077]
其中r
x
、ry、rz分别为航天器与目标相对位置矢量r在x、y、z轴上的投影。α为航天器与目标相对视线方位角。分别为航天器与目标的接近速度在惯性坐标系下投影于水平面的接近速度及投影于垂直面的接近速度。则航天器与目标的相对视线方位角α及俯仰角β变化率可如下式所示：
[0078][0079]
其中根据广义比例导引律可得在偏航平面及俯仰平面的指令加速度为：
[0080]
[0081]
其中n1、n2分别为偏航平面、俯仰平面的比例导引系数。偏航平面的指令加速度位于惯性坐标系下的水平面且垂直于相对视线方向，俯仰平面的指令加速度位于惯性坐标系下的垂直面且垂直于相对视线方向。为了考虑实际航天器输出的指令加速度垂直于纵轴方向，引入关于航天器姿态角的辅助变量弥补误差。
[0082][0083]
结合图4可知，改进广义比例导引律的输出指令加速度为：
[0084][0085]
步骤5：根据改进广义比例导引律设计pwm脉冲点火策略
[0086]
由于控制周期的存在及冷气喷力恒定的因素，制导律设计的输出指令加速度并无法作为航天器控制输出指令加速度，因此需设计pwm脉冲点火策略，由于空间中运行的航天器给定推力fa及fb是恒定值，由于制导律计算出的指令加速度是关于时间t的时变函数，且航天器指令加速度的触发存在不可避免的控制周期约束，因此可根据施密特触发逻辑设计pwm脉冲点火策略。
[0087]
可根据恒定推力计算产生的加速度wm作为开关区间临界值：
[0088][0089]
一个控制周期t初始时刻，判断指令加速度是否位于开关区间内控制指令加速度的输出，指令加速度位于开区间内，输出指令加速度为wm，通过航天器与目标相对运动模型估计输出指令加速度在一个控制周期t内的占空比，指令加速度位于关区间内，输出指令加速度在控制周期t内为0。建立指令加速度关于时间t的pwm脉冲函数。最终的输出脉冲指令加速度可表示为：
[0090][0091][0092]
其中k＝0,1,2,3...。
[0093]
本发明还提出一种基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引系统，基于所述的在轨目标接近导引方法，实现基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引。
[0094]
一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，基于所述的在轨目标接近导引方法，实现基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引。
[0095]
一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时，基于所述的在轨目标接近导引方法，实现基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引。
[0096]
综上所述，根据航天器姿态动力学模型可知空间中运行的航天器给定推力fa及fb是恒定值，由于改进广义比例导引律计算出的指令加速度是关于时间t的时变函数，且航天器指令加速度的触发存在不可避免的控制周期约束，因此改进脉冲广义比例导引律可更好的作用于航天器惯性坐标系下的水平面及垂直面，最终在控制策略中的轨迹修正部分利用改进脉冲导引方法达到较好的脱靶量精度。
[0097]
实施例
[0098]
为了验证本发明方案的有效性，进行如下实验。
[0099]
1.仿真条件
[0100]
航天器与目标距离达到5公里处开始进入末端导引阶段，航天器动力方式变更为以航天器质心点为对称中心的冷气修正，集中在惯性坐标系下的水平垂直方向上。目标轨道高度36000.22m，航天器轨道高度为36003.25m。航天器末端导引初始位置及速度为航天器与目标距离5公里处的状态信息，航天器体初始姿态角与初始速度角一致。
[0101]
假设开始末端导引时，目标初始位置及速度为：
[0102][0103]
航天器初始位置及速度为：
[0104][0105]
航天器初始偏航角及俯仰角为θ0＝224.2
°
,滚转角始终为0，航天器与目标初始相对距离为4990m，航天器与目标相对视线的方位角与高低角为α0＝189.2
°
,β0＝-7.2
°
，量测角度误差为0.1
°
，航天器与目标初始相对速度及方向可表示为：
[0106][0107]
控制周期t：250ms；冷气喷力fa、fb：100mn；冷气喷力衰减误差：-30％；末端导引律比例系数在水平面及垂直面设置大小为(6，6)；水平面与垂直面姿态修正段时间：(2t，2t)；接近速度为103.88m/s；视场中心角度阈值γa、γb为
±2°
。
[0108]
2.仿真内容和结果分析
[0109]
如图6所示为航天器与目标的三维轨迹图，可明显观察发现航天器按照设定导引律导向目标的过程；图7展示了航天器与目标之间的相对距离随时间变化关系，可发现在本发明设计的末端导引律的算法中，航天器的脱靶量可达到0.554m以内的高精度；图8与图9展示了水平方向及垂直方向上一对冷气喷口在每个控制周期t内的喷力大小；图10与图11展示了航天器姿态角与视线角之间的角度差，经研究发现，可实现该角度差修正至视场中心
±2°
范围内，使目标始终位于视场中心范围内不丢失，且能保证航天器以头部方向对准目标；图12与图13展示了航天器姿态角的旋转角速度随时间变化关系，观察可发现航天器在本发明设计的末端导引律中工作状态的协调转换。
[0110]
综上所述，本发明所提出的一种基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引方法更适合空间中航天器逼近非合作目标的实际工程应用中。
[0111]
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
[0112]
以上所述实施例仅表达了本技术的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本技术范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本技术构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本技术的保护范围。因此，本技术的保护范围应以所附权利要求为准。

技术特征：
1.一种基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：建立航天器姿态动力学模型根据航天器喷气口关于质心对称的结构布局以及纵轴绕质心转动动力学方程，建立航天器刚体姿态角动力学模型，得到航天器偏航角角加速度与俯仰角角加速度关于惯性坐标系下水平面及垂直面冷气喷力f
a
、f
b
的函数关系，以及航天器偏航角角速度w
a
与俯仰角角速度w
b
与时间t的非线性函数变化关系；步骤2：针对姿轨修正耦合问题构建姿轨修正控制策略根据航天器偏航角角加速度与俯仰角角加速度关于惯性坐标系下水平面、垂直面冷气喷力f
a
、f
b
的函数关系，以及航天器偏航角角速度w
a
与俯仰角角速度w
b
与时间t的非线性函数变化关系，构建姿轨修正控制策略，保证相对视线角在航天器视场中心内；步骤3：引入关于航天器姿态角的辅助变量改进广义比例导引律引入关于航天器姿态角的辅助变量ε
a
、ε
b
修正广义比例导引律中航天器偏航角所在平面的指令加速度a
a
及俯仰角所在平面的指令加速度a
b
，以减小指令加速度因姿态角的存在引起的误差；步骤4：根据改进广义比例导引律设计pwm脉冲点火策略根据航天器偏航角所在平面指令加速度a
a
及俯仰角所在平面指令加速度a
b
关于时间t的连续性时变函数变化关系，结合施密特触发逻辑，构建pwm脉冲点火策略，使航天器按照改进脉冲广义比例导引方法进行轨迹修正，达到高精度脱靶量。2.根据权利要求1所述的基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引方法，其特征在于，步骤1，建立航天器姿态动力学模型，具体方法为：根据航天器喷气口关于质心对称的结构布局以及纵轴绕质心转动动力学方程，建立航天器刚体姿态角动力学模型，如下式所示：其中j为航天器绕质心转动的转动惯量，m0为航天器的总质量，r为航天器横截面直径，l为航天器总长，为航天器绕质心转动的角加速度，f为航天器关于质心对称的前后方向相反的喷力的合力，r为航天器喷力距质心的距离，m为合力f产生的合力矩；航天器偏航角角加速度与俯仰角角加速度关于惯性坐标系下水平面及垂直面冷气喷力f
a
、f
b
的函数关系，如下式所示：其中f
a
、f
b
均为大于零的恒定正整数；当垂直航天器纵轴方向的力投影在惯性坐标系中的水平面及垂直面下的合力为f
a
与f
b
时，产生作用于航天器的合力矩m
a
及m
b
，继而产生绕质心转动的角加速度及此时偏航
角角速度w
a
与俯仰角角速度w
b
与时间t呈斜率为及的线性变化关系；当作用于航天器的力为0时，真空环境中运行的航天器姿态运动状态保持不变，即航天器偏航角角速度w
a
与俯仰角角速度w
b
为常数，不随时间t变化；当垂直航天器纵轴方向的力投影在惯性坐标系中的水平面及垂直面下的合力为-f
a
与-f
b
时，产生绕质心转动的角加速度及偏航角角速度w
a
与俯仰角角速度w
b
与时间t呈斜率为及的线性变化关系，航天器偏航角角速度w
a
与俯仰角角速度w
b
与时间t的非线性函数变化关系如下式所示：与时间t的非线性函数变化关系如下式所示：其中w
a
、w
a
为航天器偏航角角速度与俯仰角角速度，w
a0
、w
b0
为航天器偏航角角速度与俯仰角角速度初始值。3.根据权利要求2所述的基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引方法，其特征在于，步骤2，针对姿轨修正耦合问题构建姿轨修正控制策略，具体方法为：基于分时复用理论，当航天器偏航角角速度w
a
或俯仰角角速度w
b
为0时，控制航天器仅进行轨迹制导，定义为轨迹修正阶段0；当航天器与目标的相对视线角与航天器姿态角偏差的绝对值超出视场中心阈值γ
a
、γ
b
时，控制航天器仅进行姿态修正，产生作用力为f
a
、f
b
，使得偏航角角速度w
a
与俯仰角角速度w
b
与时间t呈斜率为及的线性变化关系，定义为姿态修正阶段1；当航天器偏航角角速度w
a
与俯仰角角速度w
b
非零且达到最大值时，控制航天器仅进行轨迹制导，此时航天器偏航角θ或俯仰角以最大角速度w
amax
、w
bmax
持续修正，轨迹按照设置的制导律修正，处于姿轨复合修正阶段，定义为姿轨修正阶段2；当航天器与目标的相对视线角与航天器姿态角偏差的绝对值进入视场中心阈值γ
a
、γ
b
内时，控制航天器产生作用力为-f
a
、-f
b
，偏航角角速度w
a
与俯仰角角速度w
b
与时间t呈斜率为及的线性变化关系修正w
a
或w
b
为0，航天器处于姿态修正力反冲段，定义为姿态修正力反冲阶段3，姿轨修正控制策略具体如下式所示：姿轨修正控制策略具体如下式所示：由于控制周期t的约束，航天器只能在kt时刻发出指令，因此每个控制阶段的临界时刻
均满足t1、t2、t3、t4、t1'、t'2、t3'、t'4＝kt(k＝0,1,2,3,...)，且为保证姿态修正力反冲阶段3保证偏航角及俯仰角修正至0，需满足t
2-t1＝t
4-t3,t'
2-t1'＝t'
4-t'3。4.根据权利要求3所述的基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引方法，其特征在于，视场中心阈值γ
a
、γ
b
的大小及w
amax
、w
bmax
的大小由下式确定：其中δθ、为航天器在控制策略的姿态修正阶段0改变的偏航角及俯仰角大小，δε
a
、δε
b
为航天器纵轴偏航角、俯仰角与相对视线方向的方位角、俯仰角的偏差。5.根据权利要求4中的基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引方法，其特征在于，步骤3，引入关于航天器姿态角的辅助变量改进广义比例导引律，具体方法为：首先根据航天器与目标相对运动模型，计算航天器在惯性坐标系下水平面的接近速度及相对视线方位角变化率，在惯性坐标系下垂直面的接近速度及相对视线俯仰角变化率，具体如下式所示：其中r
x
、r
y
、r
z
分别为航天器与目标相对位置矢量r在x、y、z轴上的投影，α为航天器与目标相对视线方位角，分别为航天器与目标的接近速度在惯性坐标系下投影于水平面的接近速度及投影于垂直面的接近速度；航天器与目标的相对视线方位角α及俯仰角β变化率如下式所示：根据广义比例导引律，得到在偏航平面及俯仰平面的指令加速度a
ac
、a
ac
为：其中n1、n2分别为偏航平面、俯仰平面的比例导引系数，偏航平面的指令加速度位于惯性坐标系下的水平面且垂直于相对视线方向，俯仰平面的指令加速度位于惯性坐标系下的
垂直面且垂直于相对视线方向；为了考虑实际航天器输出的指令加速度垂直于纵轴方向，引入关于航天器姿态角的辅助变量ε
a
、ε
b
弥补误差；改进后的航天器输出指令加速度为：6.根据权利要求5所述的基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引方法，其特征在于，步骤4，根据改进广义比例导引律设计pwm脉冲点火策略，具体方法为：首先，根据恒定推力计算产生的加速度w
m
，作为开关区间临界值：然后建立指令加速度a'
a
、a'
b
关于时间t的pwm脉冲函数：一个控制周期t初始时刻，判断指令加速度是否位于开关区间内控制指令加速度的输出，指令加速度位于开区间内，输出指令加速度为w
m
，通过航天器与目标相对运动模型估计输出指令加速度在一个控制周期t内的占空比，指令加速度位于关区间内，输出指令加速度在控制周期t内为0，如下式所示：在控制周期t内为0，如下式所示：其中k＝0,1,2,3...。7.一种基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引系统，其特征在于，基于权利要求1-6任一项所述的在轨目标接近导引方法，实现基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引。8.一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，基于权利要求1-6任一项所述的在轨目标接近导引方法，实现基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引。9.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时，基于权利要求1-6任一项所述的在轨目标接近导引方法，实现基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引。

技术总结
本发明公开了一种基于姿轨耦合控制策略的在轨目标接近导引方法，建立航天器刚体姿态角动力学模型，得到航天器偏航角角加速度与俯仰角角加速度关于惯性坐标系下水平面及垂直面冷气喷力的函数关系，以及航天器偏航角角速度与俯仰角角速度与时间的非线性函数变化关系；建姿轨修正控制策略，保证相对视线角在航天器视场中心内且保证脱靶量精度；引入关于航天器姿态角的辅助变量修正广义比例导引律中航天器偏航角所在平面的指令加速度及俯仰角所在平面的指令加速度；结合施密特触发逻辑，构建PWM脉冲点火策略，使航天器按照改进脉冲广义比例导引方法进行轨迹修正，达到高精度脱靶量。本发明使目标位于视场中心区域内，同时减弱了姿轨动力耦合问题。减弱了姿轨动力耦合问题。减弱了姿轨动力耦合问题。


技术研发人员：吴盘龙 吴健 刘宗凯 张超杰 何山 薄煜明
受保护的技术使用者：南京理工大学
技术研发日：2022.12.07
技术公布日：2023/3/24