第6期 孙施浩，等：航天器绕飞逼近翻滚目标运动再现的姿轨控制 ·823· 234941 -1973 2547 仿真输出为航天器空间运动状态的输出，相似 (L),= -1973 748891 1643 (kg·m2) 输出为地面运动再现系统的输出。仿真结果如图4 2547 1643 748052 ~11所示。 初始姿态四元数和姿态角速度分别为 q,(0)=[0.3772-0.43290.66450.4782861T 目标航天器 期望 半物理系统 相似动力学 姿轨联 云 跟踪控制器 相似 w,(0)=[111]'(°)/s 相似动力 合相@ 输出 学仿真 目标航天器无轨道和姿态机动。 动力学 模拟器机构 动力学半物 追踪航天器 理试验时为 表1失控翻滚目标轨道参数 相似动力学 真实运动机构 Table 1 Orbit parameters of uncontrolled tumble target 相对位置测量系统 参数 数值 姿轨联合 控制器 偏心率 0.73 多项式规划的参考轨迹 半长轴/km 24371 仿直 目标航天器动力学 输出 升交点赤经/（°） 98 相似变换 追踪航天器动力学 轨道倾斜角/（°） 0 近地点幅角/（°） 0 图3仿真结构框图 初始真近点角/（°） 10 Fig.3 Block diagram of simulation 追踪航天器参数：轨道倾斜角为(105)°，初始 4.2仿真结果分析 真近点角为(10-1.5×105)°，其他轨道参数均 根据设定的交会对接任务过程、初始条件及相 与目标航天相同。航天器质量m.=6000kg,转动 似比例系数，求得多项式拟合的相似系统姿轨的参 惯量矩阵： 考轨迹如图4、5所示，满足给定时间收敛且动态性 T112362 -1263 1587 能良好。由反步法设计的姿轨联合控制器控制量及 (1).= -1263412553 991 (kg·m2) 跟踪误差如图6、7所示，由于设计的参考轨迹初始 1587 991 365282 值与系统状态初始值相同，且仿真未考虑系统模型 初始姿态四元数和姿态角速度分别为 不确定性及干扰，因此全程控制误差几乎为零，控制 9.(0)=[0001] 量平滑且能量消耗较小。 w.(0)=[000]'(°)/s 2 绕飞逼近任务过程：首先完成姿态同步，并到达 -(X)c 对接口后方2m的位置，其中姿态同步时间为T。= -(Y)c 2000s,到达对接口后方时间T,=10000s,然后保 --(Zc 持当前状态T2=7200s,最终直线逼近完成对接时 间为Ta=2000s。 基本量纲相似比系数： 10 0.5 入，=1/10，入，=1/10，入m=1/1000 10s15 2025*10 在运动再现仿真中，采用的是动力学仿真与运 图4位置参考轨迹 动学等效思想，上述姿态轨道动力学模型仅在计算 Fig.4 Reference trajectory of position 机内进行数值解算，因此涉及的动力学参数，如航天 1.0r 0.8 —(g)0 器的惯量阵1，航天器质量m,均是数值量，与运动 0.6 (g)1 模拟器机构真实惯量和质量无关，质量量纲缩比系 0.4 …(g,2 -(g）3 数入。可任意选取，在这里为了控制量数值显示方 0.2 便取为数值1/1000。 0 -0.2 控制器参数： -0.4 K1=diag(60,60,60),K2=diag(50,50,50) -0.6 -0.8 仿真系统总体结构框图如图3。其中相似变换模块： 0.5 1.0 1.5 25*10 2.0 tis 「入wA2入L3 03x3 7-1 F(t)= F(tn） 图5姿态参考轨迹 03x3 AuxirIs Fig.5 Reference trajectory of attitude（Ｉｔ）ｔ ＝ ２３４ ９４１ － １ ９７３ ２ ５４７ － １ ９７３ ７４８ ８９１ １ ６４３ ２ ５４７ １ ６４３ ７４８ ０５２ é ë ê ê ê ù û ú ú ú （ｋｇ·ｍ ２ ） 初始姿态四元数和姿态角速度分别为 ｑｔ（０） ＝ [０．３７７ ２ － ０．４３２ ９ ０．６６４ ５ ０．４７８ ２８６] Ｔ ωｔ（０） ＝ [１ １ １] Ｔ （ ° ） ／ ｓ 目标航天器无轨道和姿态机动。 表 １ 失控翻滚目标轨道参数 Ｔａｂｌｅ １ Ｏｒｂｉｔ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ｏｆ ｕｎｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ ｔｕｍｂｌｅ ｔａｒｇｅｔ 参数 数值 偏心率 ０．７３ 半长轴／ ｋｍ ２４ ３７１ 升交点赤经／ （°） ９８ 轨道倾斜角／ （°） ０ 近地点幅角／ （°） ０ 初始真近点角／ （°） １０ 追踪航天器参数：轨道倾斜角为 （１０ －５ ） ° ， 初始 真近点角为 （１０ － １．５ × １０ －５ ） ° ， 其他轨道参数均 与目标航天相同。 航天器质量 ｍｃ ＝ ６ ０００ ｋｇ， 转动 惯量矩阵： （Ｉｃ）ｃ ＝ １１２ ３６２ － １ ２６３ １ ５８７ － １ ２６３ ４１２ ５５３ ９９１ １ ５８７ ９９１ ３６５ ２８２ é ë ê ê ê ù û ú ú ú （ｋｇ·ｍ ２ ） 初始姿态四元数和姿态角速度分别为 ｑｃ（０） ＝ [０ ０ ０ １] Ｔ ωｃ（０） ＝ [０ ０ ０] Ｔ （ ° ） ／ ｓ 绕飞逼近任务过程：首先完成姿态同步，并到达 对接口后方 ２ ｍ 的位置，其中姿态同步时间为 Ｔｑ ＝ ２ ０００ ｓ， 到达对接口后方时间 Ｔｒ１ ＝ １０ ０００ ｓ， 然后保 持当前状态 Ｔｒ２ ＝ ７ ２００ ｓ ，最终直线逼近完成对接时 间为 Ｔｒ３ ＝ ２ ０００ ｓ 。 基本量纲相似比系数： λＬ ＝ １ ／ １０，λＴ ＝ １ ／ １０，λｍ ＝ １ ／ １ ０００ 在运动再现仿真中，采用的是动力学仿真与运 动学等效思想，上述姿态轨道动力学模型仅在计算 机内进行数值解算，因此涉及的动力学参数，如航天 器的惯量阵 Ｉ， 航天器质量 ｍ， 均是数值量，与运动 模拟器机构真实惯量和质量无关，质量量纲缩比系 数 λ ｍ 可任意选取，在这里为了控制量数值显示方 便取为数值 １ ／ １ ０００。 控制器参数： Ｋ１ ＝ ｄｉａｇ（６０，６０，６０），Ｋ２ ＝ ｄｉａｇ（５０，５０，５０） 仿真系统总体结构框图如图 ３。 其中相似变换模块： Ｆ（ｔ） ＝ λＭ λ －２ Ｔ λＬ Ｉ３ ０３×３ ０３×３ λＭ λ ２ Ｌλ －２ Ｔ Ｉ３ é ë ê ê ù û ú ú －１ Ｆｍ（ｔｍ ） 仿真输出为航天器空间运动状态的输出，相似 输出为地面运动再现系统的输出。 仿真结果如图 ４ ～１１ 所示。 图 ３ 仿真结构框图 Ｆｉｇ．３ Ｂｌｏｃｋ ｄｉａｇｒａｍ ｏｆ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ４．２ 仿真结果分析 根据设定的交会对接任务过程、初始条件及相 似比例系数，求得多项式拟合的相似系统姿轨的参 考轨迹如图 ４、５ 所示，满足给定时间收敛且动态性 能良好。 由反步法设计的姿轨联合控制器控制量及 跟踪误差如图 ６、７ 所示，由于设计的参考轨迹初始 值与系统状态初始值相同，且仿真未考虑系统模型 不确定性及干扰，因此全程控制误差几乎为零，控制 量平滑且能量消耗较小。 图 ４ 位置参考轨迹 Ｆｉｇ．４ Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅ ｔｒａｊｅｃｔｏｒｙ ｏｆ ｐｏｓｉｔｉｏｎ 图 ５ 姿态参考轨迹 Ｆｉｇ．５ Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅ ｔｒａｊｅｃｔｏｒｙ ｏｆ ａｔｔｉｔｕｄｅ 第 ６ 期 孙施浩，等：航天器绕飞逼近翻滚目标运动再现的姿轨控制 ·８２３·