第6期 李鹏，等：交会对接最后逼近段姿轨耦合控制 ·531· 态控制. 式中：T为目标航天器轨道坐标系O®YoYoZ。与追 g(,,w） 姿态控制 q=(,8,9） 踪航天器本体坐标系OcX:YgZB之间的转换矩阵. 零点 (速度观察器和 保持器 坐标转换 反映了姿态偏差对轨道的影响，这是轨道和姿态耦 控制规律) 合的一个方面，F为常值推力. （a,y,) 沿视线接近时，设相对位矢x的偏航角和视线 航天器 航大器 位置和姿态测量及 倾角分别为中、0，追踪航天器本体坐标系 初 动力学 制导设计 计算机数据处理 OCXEYEZE跟踪目标航天器轨道坐标系ORX,YoZo, 始 (p,a,B) 条 (pnB9） (p0中)=(00，中，) 件 零点pa,B 坐标转换 c(q) 保持器 T(p,0,)=T(0,0,中)， 坐标转换 位置控制（速度观 察器和控制规律， 坐标转换 sin,=,co0s女，=起】 Pw P灯 PF（Xp Vn Z p(x,y,z） 虚线表示位誉初始条件提供给制导系统设计 sin0。=。,co88,=Pg p (p,日，wu】 p=V√R+y2+2, 图1姿轨耦合控制框图 pw=√e2+y Fig.1 Coupled attitude and orbit control 可见，在沿视线接近模式下方向角和俯仰角完 2最后逼近段姿轨耦合问题分析 全取决于2个航天器的相对位置偏差，进一步求导 得56例 2.1相关坐标系说明 地心惯性坐标系O,X,Y,Z,目标轨道坐标系 「或，=y-yE OgXoYoZo,追踪航天器体坐标系OcXgYgZE,视线坐 x2+y2 标系ORXsYsZs,原点在目标航天器的质心.设p为 6=+-(2+)2 追踪航天器相对于目标航天器的位矢，且与Ox,重 (x2+y2+z2)We2+y 合，p与Ox,y,平面的夹角为0，称为视线角p在 由上式可见，中，、0，不仅和2个航天器的相对 Oxy,上的投影与Ox,的夹角为山，称其为偏离 位置相关，而且还和其相对速度相关，所以在沿视线 角23) 接近模式下轨道和姿态运动是严重耦合的， 2.2轨道与姿态的耦合问题分析 3姿态-轨道耦合控制系统设计 最终平移段的相对运动一般采用目标航天器轨 道坐标系.假设目标航天器位于高度为500km的圆 一般情况下，目标航天器为非机动的合作目标， 轨道上，则追踪航天器相对于目标航天器的相对运 相对于惯性或者是目标航天器轨道坐标系保持姿态 动方程为[4 稳定.作用在目标航天器的控制力矩只是用来稳定 x=2w2+a., 自身的姿态，为最终平移段的接近创造条件，不直接 5=-wy+a, (1) 参与交会对接相对状态的机动；而追踪航天器以目 z=-a城+3w2z+a 标航天器为目标姿态（期望姿态），依据相对姿态反 方程(1)被称为H山方程或C-W方程.其中，在目标 馈进行姿态控制，实际上含有对目标航天器姿态定 轨道坐标系OgXoYoZ。中， 向偏差的补偿. La,a,a.]=F 假设目标航天器的稳定精度足够高，在整个的 mmm 最终逼近段，目标航天器的姿态四元数始终近似地 w=[0-w0]T,R=[00-R]T 为2=[1000]T.即目标轨道坐标系与惯性系 式中：ω为目标轨道坐标系O.X。YoZ。相对于惯性 重合 坐标系的转动角速度；当忽略重力和重力差影响的 控制的终端状态须满足无冲击对接条件： 时候，w=0;r、R分别为追踪航天器和目标航天器 （x,y,z,x,y,2)=(0,0,0,0,0,0) 相对地心的位矢；m为追踪航天器的质量，F.、F,、F: 在目标航天器轨道坐标系OgXoYoZ。中，如图 为追踪航天器推力分量，均为定值， 2所示，追踪航天器的位置矢量和速度矢量分别用？ C F a 和户表示，r=[xyz],r=[y].在初始时刻， (2) r(0)=ro,(0)=i%,在时间t=T时刻，r(T)=Tr, r(T)=r,将r,指向r。的矢量定义为矢量p,即视