CN111781828A - 基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法 - Google Patents

基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法 Download PDF

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CN111781828A CN202010551884.5A CN202010551884A CN111781828A CN 111781828 A CN111781828 A CN 111781828A CN 202010551884 A CN202010551884 A CN 202010551884A CN 111781828 A CN111781828 A CN 111781828A
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Abstract

本发明公开了一种基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法。该方法用于实现航天器集群的飞行控制，包括步骤：建立坐标系，建立混合高斯模型，建立自适应人工势能函数，确定非奇异终端滑膜控制滑膜面，确定非奇异终端滑膜控制的控制律。本发明的方法通过利用混合高斯模型解析描述目标航天器的外包络，基于混合高斯模型建立不确定环境因素和目标航天器外形影响的自适应人工势能函数，而后基于自适应人工势能函数，结合非奇异终端滑膜控制和PID控制计算确定跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制的控制律，以对跟踪航天器跟踪参考轨迹进行控制，能够同时考虑航天器复杂外形的影响和不确定环境因素的影响，具有更高的控制精度和更好的适应性。

Description

基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法
技术领域
本发明涉及航天器运动控制技术领域，具体涉及一种基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法。
背景技术
近年来，航天器在轨失效事件日渐增多，为了降低在轨失效事件发生的概率，延长航天器工作年限，提高工作性能，越来越多的在轨服务被应用于航天器，而航天器近距离操作作为一项支撑在轨服务的基本技术，航天器近距离操作需满足严格的安全性要求。
随着空间开发与应用能力不断提高，各国相继研制并发射了大量面向各种任务需求的航天器，其结构和组成日趋复杂，技术水平不断提高；例如由多个近距离相伴飞行的航天器构成的用以完成某种共同任务的航天器集群，由于具备较高的灵活性、时间和空间覆盖性、高可靠性和生存性等优势，具有更广的使用范围。
为了保证航天器的安全，在航天器集群飞行过程中，需要考虑航天器形状对航天器集群飞行的影响，在目前的航天器集群飞行控制过程中，航天器的几何外形通常被简化为球形或椭球形，但是在工程实践中，大多数航天器的几何外形并不是简单的球形或椭球形，在近距离操作中，航天器的不同几何外形对安全控制具有不同的影响，例如含有大型太阳帆板的追踪航天器，其在完成翻滚空间目标近距离操作任务时，需要严格考虑航天器的外形对航天器自主规避的影响，导致现有的航天器集群飞行控制方法在工程实际应用中具有一定的局限性。同时，在航天器运动过程中，由于对航天器轨道环境的认识存在一定的不足，并且存在航天器自身***或者设备所产生的偏差，航天器会受到一定程度的不确定因素的影响。
发明内容
为解决上述现有技术中存在的技术问题，本发明提供一种基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法。
为此，本发明公开了一种基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法，所述方法用于实现航天器集群中目标航天器和跟踪航天器的飞行控制，所述方法包括如下内容：
建立坐标系：建立历元J2000地球惯性坐标系，并在地球惯性坐标系的基础上建立目标航天器的轨道坐标系；
建立混合高斯模型：获取目标航天器表面的若干个特征点的位置信息，基于若干个特征点的位置信息建立目标航天器外包络表面的混合高斯模型；
建立自适应人工势能函数：基于混合高斯模型，结合跟踪航天器的期望相对位置和不确定性因素参数，建立自适应人工势能函数；
确定非奇异终端滑膜控制滑膜面：利用自适应人工势能函数和非奇异终端滑膜控制，确定跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制滑膜面；
确定非奇异终端滑膜控制的控制律：根据非奇异终端滑膜控制滑膜面和PID控制，计算确定跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制的控制律。
进一步地，在上述基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法中，建立坐标系包括：
采用O-XIYIZI表示历元J2000地球惯性坐标系，地球地心为坐标原点，XI轴指向历元J2000春分点，地球赤道平面为基本面，ZI轴指向地球北极，YI轴与XI轴、ZI轴构成右手直角坐标系；
采用o-xyz表示目标航天器的轨道坐标系，目标航天器的质心为坐标原点，x轴由地球地心指向目标航天器的质心，y轴在目标航天器的轨道平面内与x轴垂直，并指向目标航天器的速度方向，z轴垂直于目标航天器的轨道平面，z轴与x轴、y轴构成右手直角坐标系。
进一步地，在上述基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法中，假设目标航天器表面的若干个特征点所描述的目标航天器的外包络由包含K1个高斯分量的混合高斯模型拟合，目标航天器外包络表面的混合高斯模型的概率密度分布函数表示为：
Figure BDA0002542841270000021
其中，p(Z|Θ)表示混合高斯模型的概率密度分布函数，Θ表示混合高斯模型所包含的参数变量集合，
Figure BDA0002542841270000022
表示混合高斯模型的第k个高斯函数分量，zi表示第i个特征点，zi＝[xi,yi,zi]T，xi、yi和zi分别表示第i个特征点在轨道坐标系的x方向、y方向和z方向上的坐标信息，
Figure BDA0002542841270000023
表示混合高斯模型中的第k个高斯函数分量的期望值，
Figure BDA0002542841270000024
表示混合高斯模型中的第k个高斯函数分量的协方差矩阵，r＝[x,y,z]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对位置，x、y和z分别表示跟踪航天器在轨道坐标系的x方向、y方向和z方向上的坐标，πk表示该混合高斯模型的第k个高斯函数分量，π为圆周率，e为自然对数，
Figure BDA0002542841270000031
表示3x3矩阵
进一步地，在上述基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法中，基于混合高斯模型的自适应人工势能函数表示为：
Figure BDA0002542841270000032
其中，
Figure BDA0002542841270000033
表示自适应人工势能函数，r＝[x,y,z]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对位置，rf＝[xf,yf,zf]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的期望相对位置，xf、yf和zf分别表示跟踪航天器在轨道坐标系的x方向、y方向和z方向上的期望坐标，π为圆周率，e为自然对数，πj表示该混合高斯模型的第j个高斯函数分量，Σj表示混合高斯模型中的第j个高斯函数分量的协方差矩阵，μj表示混合高斯模型中的第j个高斯函数分量的期望值，W表示转换矩阵，P表示半正定矩阵，M表示半正定矩阵。
进一步地，在上述基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法中，结合自适应人工势能函数和非奇异终端滑膜控制，跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制滑膜面表示为：
Figure BDA0002542841270000034
其中，S＝[S1 S2 S3]T表示滑膜面，S1、S2和S3表示滑膜面参数，ks表示半正定矩阵，
Figure BDA0002542841270000035
示基于混合高斯模型的自适应人工势能函数
Figure BDA0002542841270000036
对跟踪航天器的相对位置r求梯度，e＝r-rf，
Figure BDA0002542841270000037
r＝[x,y,z]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对位置，rf＝[xf,yf,zf]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的期望相对位置，
Figure BDA0002542841270000038
表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对速度，
Figure BDA0002542841270000039
表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的期望相对速度，
Figure BDA00025428412700000310
为正定矩阵，ξ11、ξ12和ξ13为正定矩阵参数，
Figure BDA00025428412700000311
为正定矩阵，ξ21、ξ22和ξ23为正定矩阵参数，ξ0和τ均为正辅助参数，0＜ξ0＜1，τ＞1，p和q均为正奇数，1<p/q。
进一步地，在上述基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法中，确定非奇异终端滑膜控制的控制律包括：
利用PID控制对跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制滑膜面进行改进，得到PID控制下的非奇异终端滑膜控制滑膜面；
利用PID控制下的非奇异终端滑膜控制滑膜面，计算确定跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制的控制律。
进一步地，在上述基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法中，PID控制下的非奇异终端滑膜控制滑膜面表示为：
Figure BDA0002542841270000041
其中，SGaPN表示PID控制下的非奇异终端滑膜控制滑膜面，S＝[S1 S2 S3]T表示滑膜面，S1、S2和S3表示滑膜面参数，Kp表示比例常数，Ki表示积分常数，Kd表示微分常数，t表示时间变量。
进一步地，在上述基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法中，跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制的控制律通过下式9计算确定；
Figure BDA0002542841270000042
其中，式9中的各个参数利用式10-式20计算确定；
Figure BDA0002542841270000043
Figure BDA0002542841270000044
ur＝(Γ+a0)sign(S) (12)
Figure BDA0002542841270000045
Figure BDA0002542841270000051
Figure BDA0002542841270000052
Figure BDA0002542841270000053
Figure BDA0002542841270000054
Figure BDA0002542841270000055
Figure BDA0002542841270000056
Figure BDA0002542841270000057
uGaPN表示控制律，a0为常数，Γ为正常数，sign(·)表示符号函数，
Figure BDA0002542841270000058
表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的期望相对加速度，ω和
Figure BDA0002542841270000061
分别表示目标航天器的角速度和角加速度，μ表示地球引力常数，a和n分别表示目标航天器的轨道长半轴和平均角速度，
Figure BDA0002542841270000062
标量rt和rf分别表示目标航天器和跟踪航天器与地球质心间的相对距离，f表示目标航天器的真近地点角，E为目标航天器的轨道偏心率。
本发明技术方案的主要优点如下：
本发明的基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法通过利用混合高斯模型解析描述目标航天器的外包络，并基于混合高斯模型建立不确定环境因素影响和目标航天器外形影响的自适应人工势能函数，而后基于自适应人工势能函数，结合非奇异终端滑膜控制和PID控制计算确定跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制的控制律，以对跟踪航天器跟踪参考轨迹进行控制，能够同时考虑航天器复杂外形的影响和不确定环境因素的影响，具有更高的控制精度和更好的适应性，能有效地节省燃料和避免奇异问题。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明一实施例的基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法的流程图；
图2为本发明一实施例的坐标系的示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明具体实施例及相应的附图对本发明技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
以下结合附图，详细说明本发明实施例提供的技术方案。
如附图1所示，本发明一实施例提供了一种基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法，该方法用于实现航天器集群中目标航天器和跟踪航天器的飞行控制，该方法包括如下内容：
建立坐标系：建立历元J2000地球惯性坐标系，并在地球惯性坐标系的基础上建立目标航天器的轨道坐标系；
建立混合高斯模型：获取目标航天器表面的若干个特征点的位置信息，基于若干个特征点的位置信息建立目标航天器外包络表面的混合高斯模型；
建立自适应人工势能函数：基于混合高斯模型，结合跟踪航天器的期望相对位置和不确定性因素参数，建立自适应人工势能函数；
确定非奇异终端滑膜控制滑膜面：利用自适应人工势能函数和非奇异终端滑膜控制，确定跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制滑膜面；
确定非奇异终端滑膜控制的控制律：根据非奇异终端滑膜控制滑膜面和PID控制(比例积分微分控制)，计算确定跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制的控制律。
具体地，以下对本发明一实施例提供的基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法中的各个步骤进行具体阐述。
(1)建立坐标系
在本发明一实施例提供的基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法中，如附图2所示，建立坐标系包括：
采用O-XIYIZI表示历元J2000地球惯性坐标系，地球地心为坐标原点，XI轴指向历元J2000春分点，地球赤道平面为基本面，ZI轴指向地球北极，YI轴与XI轴、ZI轴构成右手直角坐标系；
采用o-xyz表示目标航天器的轨道坐标系，目标航天器的质心为坐标原点，x轴由地球地心指向目标航天器的质心，y轴在目标航天器的轨道平面内与x轴垂直，并指向目标航天器的速度方向，z轴垂直于目标航天器的轨道平面，z轴与x轴、y轴构成右手直角坐标系。
(2)建立混合高斯模型
利用传感器获取目标航天器表面的若干个特征点的位置信息，基于所获取的目标航天器表面的若干个特征点的位置信息建立目标航天器外包络表面的混合高斯模型；
假设目标航天器外包络表面的一系列特征点样本集为Z，Z表示为：
Figure BDA0002542841270000071
式中，zi表示第i个特征点，xi、yi和zi分别表示第i个特征点在轨道坐标系的x方向、y方向和z方向上的坐标信息，N表示特征点的数量；
同时，假设该特征点样本集Z所描述的目标航天器的外包络可以由包含K1个高斯分量的混合高斯模型拟合，则该混合高斯模型的概率密度分布函数p(Z|Θ)可表示为：
Figure BDA0002542841270000081
式中，Θ表示该混合高斯模型所包含的参数变量集合，
Figure BDA0002542841270000082
表示该混合高斯模型的第k个高斯函数分量，
Figure BDA0002542841270000083
表示目标航天器表面特征点对应混合高斯模型中的第k个高斯函数分量的期望值，
Figure BDA0002542841270000084
表示目标航天器表面特征点对应混合高斯模型中的第k个高斯函数分量的协方差矩阵，r＝[x,y,z]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对位置，x、y和z分别表示跟踪航天器在轨道坐标系的x方向、y方向和z方向上的坐标，πk表示该混合高斯模型的第k个高斯函数分量，π为圆周率，e为自然对数，
Figure BDA0002542841270000085
示3x3矩阵。
其中，
Figure BDA0002542841270000086
πk满足约束
Figure BDA0002542841270000087
Θk表示目标航天器表面特征点对应混合高斯模型中的第k个高斯函数分量所包含的参数变量集合，Mk表示目标航天器表面特征点对应混合高斯模型中的第k个高斯函数分量的协方差矩阵。
(3)建立自适应人工势能函数
假设跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的期望相对位置为rf＝[xf,yf,zf]T，xf、yf和zf分别表示跟踪航天器在轨道坐标系的x方向、y方向和z方向上的期望坐标，则基于混合高斯模型的自适应人工势能函数
Figure BDA0002542841270000088
可表示为：
Figure BDA0002542841270000089
式中，r＝[x,y,z]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对位置，rf＝[xf,yf,zf]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的期望相对位置，π为圆周率，e为自然对数，πj表示该混合高斯模型中的第j个高斯函数分量，Σj表示混合高斯模型中的第j个高斯函数分量的协方差矩阵，μj表示混合高斯模型中的第j个高斯函数分量的期望值，W表示转换矩阵，P表示半正定矩阵，M表示半正定矩阵。
(4)确定非奇异终端滑膜控制滑膜面
定义矢量e＝r-rf，矢量
Figure BDA0002542841270000091
利用自适应人工势能函数和非奇异终端滑膜控制，可以确定跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制滑膜面；具体地，跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制滑膜面可表示为：
Figure BDA0002542841270000092
式中，S＝[S1 S2 S3]T表示滑膜面，S1、S2和S3表示滑膜面参数，ks表示半正定矩阵，▽表示梯度函数，
Figure BDA0002542841270000093
表示基于混合高斯模型的自适应人工势能函数
Figure BDA0002542841270000094
对跟踪航天器的相对位置r求梯度，r＝[x,y,z]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对位置，rf＝[xf,yf,zf]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的期望相对位置，
Figure BDA0002542841270000095
表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对速度，
Figure BDA0002542841270000096
和
Figure BDA0002542841270000097
分别表示跟踪航天器在轨道坐标系的x方向、y方向和z方向上的相对速度，
Figure BDA0002542841270000098
表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的期望相对速度，
Figure BDA0002542841270000099
和
Figure BDA00025428412700000910
分别表示跟踪航天器在轨道坐标系的x方向、y方向和z方向上的期望相对速度，
Figure BDA00025428412700000911
为正定矩阵，ξ11、ξ12和ξ13为正定矩阵参数，
Figure BDA00025428412700000912
为正定矩阵，ξ21、ξ22和ξ23为正定矩阵参数，ξ0和τ均为正辅助参数，0＜ξ0＜1，τ＞1，p和q均为正奇数，1<p/q，ξ0、τ、p和q的数值根据实际确定。
其中，
Figure BDA00025428412700000913
表示为：
Figure BDA00025428412700000914
(5)确定非奇异终端滑膜控制的控制律
进一步地，在上述确定的跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制滑膜面的基础上，利用PID控制对跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制滑膜面进行改进，能够得到PID控制下的非奇异终端滑膜控制滑膜面；具体地，PID控制下的非奇异终端滑膜控制滑膜面可表示为：
Figure BDA0002542841270000101
式中，SGaPN表示PID控制下的非奇异终端滑膜控制滑膜面，S＝[S1 S2 S3]T表示滑膜面，S1、S2和S3表示滑膜面参数，Kp表示比例常数，Ki表示积分常数，Kd表示微分常数，t表示时间变量。
进一步地，在上述计算分析的基础上，本发明一实施例中，跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制的控制律可以通过下述式9计算获得；
Figure BDA0002542841270000102
式中，uGaPN表示控制律；
式9中的各个参数可利用下述式10-20计算确定；
Figure BDA0002542841270000103
Figure BDA0002542841270000104
ur＝(Γ+a0)sign(S) (12)
Figure BDA0002542841270000105
|e|τ-1＝((x-xf)τ-1,(y-yf)τ-1,(z-zf)τ-1)T (14)
Figure BDA0002542841270000106
Figure BDA0002542841270000111
Figure BDA0002542841270000112
Figure BDA0002542841270000113
Figure BDA0002542841270000114
Figure BDA0002542841270000115
在上述各式中，uGaPN表示控制律，a0为常数，Γ为正常数，sign(·)表示符号函数，r＝[x,y,z]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对位置，rf＝[xf,yf,zf]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的期望相对位置，
Figure BDA0002542841270000116
示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对速度，
Figure BDA0002542841270000121
表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的期望相对速度，
Figure BDA0002542841270000122
表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的期望相对加速度，
Figure BDA0002542841270000123
和
Figure BDA0002542841270000124
分别表示跟踪航天器在轨道坐标系的x方向、y方向和z方向上的期望相对加速度，ω和
Figure BDA0002542841270000125
分别表示目标航天器的角速度和角加速度，μ表示地球引力常数，a和n分别表示目标航天器的轨道长半轴和平均角速度，
Figure BDA0002542841270000126
标量rt和rf分别表示目标航天器和跟踪航天器与地球质心间的相对距离，f表示目标航天器的真近地点角，E为目标航天器的轨道偏心率。
进一步地，根据确定的跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制的控制律对跟踪航天器跟踪参考轨迹进行控制。
可见，本发明一实施例提供的基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法通过利用混合高斯模型解析描述目标航天器的外包络，并基于混合高斯模型建立不确定环境因素影响和目标航天器外形影响的自适应人工势能函数，而后基于自适应人工势能函数，结合非奇异终端滑膜控制和PID控制计算确定跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制的控制律，以对跟踪航天器跟踪参考轨迹进行控制，能够同时考虑航天器复杂外形的影响和不确定环境因素的影响，具有更高的控制精度和更好的适应性，能有效地节省燃料和避免奇异问题。
需要说明的是，在本文中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。此外，本文中“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”均以附图中表示的放置状态为参照。
最后应说明的是：以上实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (8)

1.一种基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法，其特征在于，所述方法用于实现航天器集群中目标航天器和跟踪航天器的飞行控制，所述方法包括如下内容：
建立坐标系：建立历元J2000地球惯性坐标系，并在地球惯性坐标系的基础上建立目标航天器的轨道坐标系；
建立混合高斯模型：获取目标航天器表面的若干个特征点的位置信息，基于若干个特征点的位置信息建立目标航天器外包络表面的混合高斯模型；
建立自适应人工势能函数：基于混合高斯模型，结合跟踪航天器的期望相对位置和不确定性因素参数，建立自适应人工势能函数；
确定非奇异终端滑膜控制滑膜面：利用自适应人工势能函数和非奇异终端滑膜控制，确定跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制滑膜面；
确定非奇异终端滑膜控制的控制律：根据非奇异终端滑膜控制滑膜面和PID控制，计算确定跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制的控制律。
2.根据权利要求1所述的基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法，其特征在于，建立坐标系包括：
采用O-XIYIZI表示历元J2000地球惯性坐标系，地球地心为坐标原点，XI轴指向历元J2000春分点，地球赤道平面为基本面，ZI轴指向地球北极，YI轴与XI轴、ZI轴构成右手直角坐标系；
采用o-xyz表示目标航天器的轨道坐标系，目标航天器的质心为坐标原点，x轴由地球地心指向目标航天器的质心，y轴在目标航天器的轨道平面内与x轴垂直，并指向目标航天器的速度方向，z轴垂直于目标航天器的轨道平面，z轴与x轴、y轴构成右手直角坐标系。
3.根据权利要求1至2中任一项所述的基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法，其特征在于，假设目标航天器表面的若干个特征点所描述的目标航天器的外包络由包含K1个高斯分量的混合高斯模型拟合，目标航天器外包络表面的混合高斯模型的概率密度分布函数表示为：
Figure FDA0002542841260000011
其中，p(Z|Θ)表示混合高斯模型的概率密度分布函数，Θ表示混合高斯模型所包含的参数变量集合，
Figure FDA0002542841260000012
表示混合高斯模型的第k个高斯函数分量，zi表示第i个特征点，zi＝[xi,yi,zi]T，xi、yi和zi分别表示第i个特征点在轨道坐标系的x方向、y方向和z方向上的坐标信息，
Figure FDA0002542841260000021
表示混合高斯模型中的第k个高斯函数分量的期望值，
Figure FDA0002542841260000022
表示混合高斯模型中的第k个高斯函数分量的协方差矩阵，r＝[x,y,z]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对位置，x、y和z分别表示跟踪航天器在轨道坐标系的x方向、y方向和z方向上的坐标，πk表示该混合高斯模型的第k个高斯函数分量，π为圆周率，e为自然对数，
Figure FDA0002542841260000023
表示3x3矩阵。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法，其特征在于，基于混合高斯模型的自适应人工势能函数表示为：
Figure FDA0002542841260000024
其中，
Figure FDA0002542841260000025
表示自适应人工势能函数，r＝[x,y,z]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对位置，rf＝[xf,yf,zf]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的期望相对位置，xf、yf和zf分别表示跟踪航天器在轨道坐标系的x方向、y方向和z方向上的期望坐标，π为圆周率，e为自然对数，πj表示该混合高斯模型的第j个高斯函数分量，Σj表示混合高斯模型中的第j个高斯函数分量的协方差矩阵，μj表示混合高斯模型中的第j个高斯函数分量的期望值，W表示转换矩阵，P表示半正定矩阵，M表示半正定矩阵。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法，其特征在于，结合自适应人工势能函数和非奇异终端滑膜控制，跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制滑膜面表示为：
Figure FDA0002542841260000026
其中，S＝[S1 S2 S3]T表示滑膜面，S1、S2和S3表示滑膜面参数，ks表示半正定矩阵，
Figure FDA0002542841260000027
表示基于混合高斯模型的自适应人工势能函数
Figure FDA0002542841260000028
对跟踪航天器的相对位置r求梯度，e＝r-rf，
Figure FDA0002542841260000029
r＝[x,y,z]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对位置，rf＝[xf,yf,zf]T表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的期望相对位置，
Figure FDA00025428412600000210
表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对速度，
Figure FDA0002542841260000031
表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的期望相对速度，
Figure FDA0002542841260000032
为正定矩阵，ξ11、ξ12和ξ13为正定矩阵参数，
Figure FDA0002542841260000033
为正定矩阵，ξ21、ξ22和ξ23为正定矩阵参数，ξ0和τ均为正辅助参数，0＜ξ0＜1，τ＞1，p和q均为正奇数，1<p/q。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法，其特征在于，确定非奇异终端滑膜控制的控制律包括：
利用PID控制对跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制滑膜面进行改进，得到PID控制下的非奇异终端滑膜控制滑膜面；
利用PID控制下的非奇异终端滑膜控制滑膜面，计算确定跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制的控制律。
7.根据权利要求6所述的基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法，其特征在于，PID控制下的非奇异终端滑膜控制滑膜面表示为：
Figure FDA0002542841260000034
其中，SGaPN表示PID控制下的非奇异终端滑膜控制滑膜面，S＝[S1 S2 S3]T表示滑膜面，S1、S2和S3表示滑膜面参数，Kp表示比例常数，Ki表示积分常数，Kd表示微分常数，t表示时间变量。
8.根据权利要求7所述的基于自适应非奇异终端滑膜控制的航天器集群控制方法，其特征在于，跟踪航天器对应的非奇异终端滑膜控制的控制律通过下式9计算确定；
Figure FDA0002542841260000035
其中，式9中的各个参数利用式10-式20计算确定；
Figure FDA0002542841260000036
Figure FDA0002542841260000037
ur＝(Γ+a0)sign(S) (12)
Figure FDA0002542841260000041
|e|τ-1＝((x-xf)τ-1,(y-yf)τ-1,(z-zf)τ-1)T (14)
Figure FDA0002542841260000042
Figure FDA0002542841260000043
Figure FDA0002542841260000044
Figure FDA0002542841260000045
Figure FDA0002542841260000051
Figure FDA0002542841260000052
uGaPN表示控制律，a0为常数，Γ为正常数，sign(·)表示符号函数，
Figure FDA0002542841260000053
表示跟踪航天器在目标航天器的轨道坐标系下的期望相对加速度，ω和
Figure FDA0002542841260000054
分别表示目标航天器的角速度和角加速度，μ表示地球引力常数，a和n分别表示目标航天器的轨道长半轴和平均角速度，
Figure FDA0002542841260000055
标量rt和rf分别表示目标航天器和跟踪航天器与地球质心间的相对距离，f表示目标航天器的真近地点角，E为目标航天器的轨道偏心率。
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030199997A1 (en) * 2002-04-18 2003-10-23 Zhiqiang Gao Scaling and parameterizing a controller
CN107450319A (zh) * 2017-08-23 2017-12-08 中国人民解放军国防科技大学 一种飞艇航迹跟踪的指定时间非奇异终端滑模控制方法
CN107479370A (zh) * 2017-07-03 2017-12-15 浙江工业大学 一种基于非奇异终端滑模的四旋翼无人机有限时间自适应控制方法
CN108828955A (zh) * 2018-08-16 2018-11-16 大连海事大学 基于有限时间扩张状态观测器的精准航迹跟踪控制方法
CN109164708A (zh) * 2018-10-31 2019-01-08 南京航空航天大学 一种高超声速飞行器神经网络自适应容错控制方法
CN109901606A (zh) * 2019-04-11 2019-06-18 大连海事大学 一种用于四旋翼精确轨迹跟踪的混合有限时间控制方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030199997A1 (en) * 2002-04-18 2003-10-23 Zhiqiang Gao Scaling and parameterizing a controller
CN107479370A (zh) * 2017-07-03 2017-12-15 浙江工业大学 一种基于非奇异终端滑模的四旋翼无人机有限时间自适应控制方法
CN107450319A (zh) * 2017-08-23 2017-12-08 中国人民解放军国防科技大学 一种飞艇航迹跟踪的指定时间非奇异终端滑模控制方法
CN108828955A (zh) * 2018-08-16 2018-11-16 大连海事大学 基于有限时间扩张状态观测器的精准航迹跟踪控制方法
CN109164708A (zh) * 2018-10-31 2019-01-08 南京航空航天大学 一种高超声速飞行器神经网络自适应容错控制方法
CN109901606A (zh) * 2019-04-11 2019-06-18 大连海事大学 一种用于四旋翼精确轨迹跟踪的混合有限时间控制方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
SHUSHUAI LI.ETC: "Adaptive RBFNNs/integral sliding mode control for a", 《NEUROCOMPUTING》 *
胡庆雷 等: "基于新型终端滑模的航天器执行器故障", 《航空学报》 *

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