·532. 智能系统学报 第5卷 线距离，p(t)=r,-rr初始时刻p(O)=r。-rr=po, 推出 终点时刻p(T)=0,根据视线球坐标系与直角坐标 +a1元 (6) 系之间的转换关系(1)可以得到初始时刻、y%、0 的表达式： 由于1、z均有界，所以控制律(6)使到达运动稳 r0=PoC084.C0s8, 定的充分条件是控制力矩F应满足： yo=Pocos中，sin9, T.>mal=+2a121m} zo=-po8in也，. 式中：x|mr、Ia均为制导过程中各自量的最大 值，需要根据实际情况而定，同理，其他方向在控制 律(3)能够使到达运动稳定的充分条件为 日标航天器 T,>m kalylas lylm 实际路线 T.ma301 理论路线 4计算机仿真 4.1仿真条件 1)系统及状态参数 追踪航天器 r722 0 07 图2最终逼近段飞行轨迹 J= 0 8760, Fig.2 Flight path of final approach L O 0820 下面将设计基于H方程，视线轴接近模式的 0 直线型制导律. 50-1007 50 0 150 对于式(2)，分别设定三轴的切换函数为 rSx=k(x-xa)+ka￡， -100150 0- sy =kn(y -ya)+kny, (3) 起点视线距离：po=300.8m,末端视线距离：pa= 0,视线角：0，-35.26°，偏离角：4，=45°.将上述参数转 lsx=ku(z-zu)+k2乙 换到直角坐标系内位置初始值和位置末端值： 式中：k1k2、k1、k,2kka均为大于零的控制参数 x0=1732607,y=1732607,6=-1732326, 显然，上述切换函数所定义的滑模面是稳定的. x,=0,ya=0,2a=0. 另外，给定三轴的推力加速度的控制律为 初始线速度和末端线速度： r-A,5:>0; 0=-0.25m·81,y%=-0.25m·8, a={0, S:=0; 6=0.25m·81,4=0, 5:<0. ya=0,2a=0. 以x轴为例，证明到达运动的稳定性.在滑模面 姿态四元数的初始值：[0.80.40.20.4]'；期 外，根据可达条件要求sS<0. 因此，当3.>0时， 望值：[1000]'；角速度的初始值：，= [0.10.10.1]'rad·s;期望值：=[00 &.=kae+ka主=ka正+ka(2ai-乙)<0. 0]Trad·s-l. (4) 2)控制参数位置781： 当s.<0时， A:=0.1m·s2(i分别代表x,y,z); 5.=k+khg(2oi0. k1=k1=k1=0.02,k2=k2=k2=5; m 推力器开机阀值：△1=0.03(i代表x,y,);推力器 (5) 关机阀值：△2=0.01(i代表x,y,z);姿态：um= 根据式(4)和(5)，可以得到到达运动稳定的条 25N·m,入1=2=A3=3.5;k1=k12=k13=25,k= 件为 0.6. 4.2仿真结果及分析 m ,+20z T 图3为追踪航天器的线速度的变化曲线，可以