服務(wù)航天器超近程逼近失控目標(biāo)的建模與控制

靳永強(qiáng) 張慶展 康志宇 唐平（上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109）

服務(wù)航天器超近程逼近失控目標(biāo)的建模與控制

靳永強(qiáng) 張慶展 康志宇 唐平
（上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109）

為在軌服務(wù)任務(wù)中實(shí)施對失控目標(biāo)的安全逼近與對接，開展了服務(wù)航天器超近程逼近過程的動力學(xué)與控制研究。通過引入描述相對運(yùn)動構(gòu)型變化的期望相對位置矢量和位置誤差矢量，推導(dǎo)了一種新穎的相對軌道誤差動力學(xué)模型；考慮對接機(jī)構(gòu)安裝位置及安裝誤差，并結(jié)合相對姿態(tài)動力學(xué)模型，建立了逼近過程的相對姿態(tài)軌道耦合動力學(xué)模型；根據(jù)逼近路徑約束條件，設(shè)計(jì)了逼近過程的期望相對位置矢量導(dǎo)引律；基于相對姿態(tài)軌道一體化耦合動力學(xué)模型，設(shè)計(jì)了考慮未知有界干擾的自適應(yīng)時(shí)變滑?？刂坡刹⒗美钛牌罩Z夫穩(wěn)定性理論證明了閉環(huán)系統(tǒng)的全局穩(wěn)定性。仿真結(jié)果表明，設(shè)計(jì)期望相對位置矢量導(dǎo)引律的方法能夠?qū)崿F(xiàn)逼近過程的相對運(yùn)動構(gòu)型變化控制，并且所設(shè)計(jì)的自適應(yīng)時(shí)變滑?？刂坡删哂休^高的控制精度。

失控目標(biāo)；控制；期望相對位置矢量；服務(wù)航天器

1 引言

對在軌失控航天器捕獲后進(jìn)行維修、補(bǔ)給或移除等在軌服務(wù)，可延長其工作壽命、提升工作能力或減少空間碎片數(shù)量，對航天產(chǎn)業(yè)可持續(xù)發(fā)展具有重要意義。失控航天器的對接口隨其姿態(tài)翻滾而運(yùn)動，這對服務(wù)航天器超近程逼近至對接過程的建模和控制提出了新的要求。在此過程中，需控制服務(wù)航天器沿被動對接口方向逼近目標(biāo)航天器，同時(shí)跟蹤其姿態(tài)變化使主動對接口指向被動對接口。顯然，此過程中服務(wù)航天器相對目標(biāo)的位置和姿態(tài)是耦合的［1］。

相對姿態(tài)和軌道耦合動力學(xué)與控制是伴隨空間服務(wù)操作任務(wù)需求提出的。文獻(xiàn)［2］推導(dǎo)了編隊(duì)飛行中從星相對主星的姿軌耦合動力學(xué)模型；文獻(xiàn)［3］研究衛(wèi)星編隊(duì)飛行控制時(shí)，提出期望編隊(duì)點(diǎn)概念，并推導(dǎo)了相對軌道誤差動力學(xué)模型［3］。針對姿態(tài)穩(wěn)定目標(biāo)的超近程逼近控制研究較多［4－6］。逼近失控目標(biāo)時(shí)，服務(wù)航天器相對目標(biāo)的位置和姿態(tài)需同時(shí)跟蹤目標(biāo)的姿態(tài)進(jìn)行快速變化，提高了對建模與控制要求。文獻(xiàn)［7］采用θ－D次優(yōu)控制方法研究了撓性航天器接近自由翻滾目標(biāo)的控制問題，未考慮系統(tǒng)干擾和不確定性；文獻(xiàn)［8］采用模型預(yù)測控制方法研究了與旋轉(zhuǎn)平臺交會對接的位置控制問題，未考慮姿態(tài)部分；文獻(xiàn)［9］采用θ－D次優(yōu)控制算法設(shè)計(jì)了航天器間近距離相對運(yùn)動的姿軌耦合控制器，但在動力學(xué)建模中未考慮對接口的安裝位置；文獻(xiàn)［10］針對與失控目標(biāo)交會對接近距離段的姿軌耦合控制問題，設(shè)計(jì)了干擾自適應(yīng)滑模控制器。時(shí)變滑模控制克服了常規(guī)滑?？刂圃谙到y(tǒng)相軌跡到達(dá)滑模面之前魯棒性弱的缺點(diǎn)，在航天器控制中有廣泛研究［11－12］。

文章綜合考慮在軌服務(wù)操作任務(wù)的多樣性及對相對運(yùn)動構(gòu)型需求的靈活性，在動力學(xué)建模中引入描述相對運(yùn)動構(gòu)型變化的期望相對位置矢量和位置誤差矢量，推導(dǎo)了一種新穎的相對軌道誤差動力學(xué)模型。該模型將航天器間的相對位置跟蹤控制分解為描述相對位置變化的期望相對位置矢量設(shè)計(jì)和由位置誤差矢量描述的二階系統(tǒng)調(diào)節(jié)器設(shè)計(jì)。根據(jù)逼近路徑的約束條件，設(shè)計(jì)逼近過程的期望相對位置矢量導(dǎo)引律，控制航天器間的相對運(yùn)動構(gòu)型變化?？紤]對接口安裝位置及誤差，推導(dǎo)了非點(diǎn)質(zhì)量模型的相對姿軌一體化耦合動力學(xué)模型。基于此耦合動力學(xué)模型，設(shè)計(jì)了考慮未知有界干擾的自適應(yīng)時(shí)變滑?？刂坡?，并利用李雅普諾夫穩(wěn)定性理論證明了閉環(huán)系統(tǒng)的全局穩(wěn)定性。仿真中考慮工程實(shí)際需求，設(shè)置了逼近停泊點(diǎn)和啟動緩沖過程。

2 問題描述

為便于問題描述，引入相對軌道坐標(biāo)系OT－xTyTzT：原點(diǎn)OT位于目標(biāo)的質(zhì)心，OTxT為地心與目標(biāo)質(zhì)心連線背離地心方向，OTzT為目標(biāo)軌道面正法向，OTyT與OTzT、OTxT形成右手坐標(biāo)系。Oi－xiyizi和Ob－xbybzb分別表示地心慣性坐標(biāo)系和航天器本體坐標(biāo)系［1］。

2.1 相對軌道動力學(xué)模型

服務(wù)航天器與目標(biāo)之間的位置關(guān)系如圖1所示。圖1中，rt、rs分別為目標(biāo)、服務(wù)航天器的位置矢量；ld和δr分別為服務(wù)航天器的期望相對位置矢量和位置誤差矢量，用于描述航天器間的相對運(yùn)動構(gòu)型變化。則有關(guān)系式

結(jié)合慣性系中軌道動力學(xué)與式（1），在相對軌道系中建立相對軌道誤差動力學(xué)模型為

圖1 服務(wù)航天器與目標(biāo)之間的位置關(guān)系Fig.1 Position between servicing spacecraft and target

式（3）由位置誤差矢量δr描述的相對軌道誤差動力學(xué)模型的平衡狀態(tài)是零狀態(tài)，并且其控制量uo包含與期望相對位置矢量ld相關(guān)控制量。引入期望相對位置矢量ld和位置誤差矢量δr，將航天器間的相對位置跟蹤控制分解為描述相對運(yùn)動構(gòu)型變化的ld設(shè)計(jì)和由δr描述的二階系統(tǒng)調(diào)節(jié)器設(shè)計(jì)，簡化了相對位置運(yùn)動構(gòu)型的描述和控制器的設(shè)計(jì)。

式（3）描述的是將航天器看作質(zhì)點(diǎn)的相對軌道誤差動力學(xué)模型，而超近程逼近過程是控制兩航天器對接口之間的相對狀態(tài)。則需建立考慮對接口安裝的相對軌道誤差動力學(xué)模型。

圖2中，rds、rdt分別為主、被動對接口的安裝位置矢量，且，其中為期望安裝位置矢量，δds、δdt為安裝位置誤差矢量；rdt／s為兩對接口之間在相對軌道系中的位置矢量。則有關(guān)系式

圖2 兩對接口間的位置關(guān)系Fig.2 Position between the two docking ports

式中 RTt、Rst分別為目標(biāo)本體系到相對軌道系、服務(wù)航天器本體系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣。

2.2 相對姿態(tài)動力學(xué)模型

定義σst為采用修正羅德里格參數(shù)描述的服務(wù)航天器相對目標(biāo)的姿態(tài)；ωst＝ωs－Rstωt為相對姿態(tài)角速度，其中ωs、ωt分別為服務(wù)航天器、目標(biāo)本體相對慣性系的姿態(tài)角速度，則相對姿態(tài)運(yùn)動學(xué)和動力學(xué)方程的具體表達(dá)式見文獻(xiàn)［13］。結(jié)合文獻(xiàn)［13］中的相對姿態(tài)運(yùn)動學(xué)和動力學(xué)方程，可得類拉格朗日方程形式的相對姿態(tài)動力學(xué)模型為

2.3 期望相對位置矢量導(dǎo)引律

為實(shí)現(xiàn)對失控目標(biāo)的逼近至對接，需控制服務(wù)航天器沿被動對接口方向逼近目標(biāo)航天器，同時(shí)跟蹤其姿態(tài)變化使主動對接口沿逼近方向指向被動對接口。假設(shè)失控目標(biāo)可向服務(wù)航天器提供其運(yùn)動狀態(tài)信息，或服務(wù)航天器利用自身設(shè)備可獲取目標(biāo)的運(yùn)動狀態(tài)信息。則在相對軌道系內(nèi)設(shè)計(jì)期望相對位置矢量ld運(yùn)動規(guī)律為

可根據(jù)任務(wù)需求設(shè)計(jì)l（t）的運(yùn)動規(guī)律，如考慮逼近啟動時(shí)的緩沖，引入指數(shù)函數(shù)設(shè)計(jì)為

式中 P為緩沖時(shí)間常數(shù)；v為期望逼近速率；l0為期望相對位置的初始值。

式（5）和式（6）描述了超近程逼近失控目標(biāo)至對接過程的相對位置誤差和相對姿態(tài)動力學(xué)模型。式（7）描述了逼近過程的相對位置導(dǎo)引律。由此可知控制系統(tǒng)的目的是，設(shè)計(jì)相對軌道和姿態(tài)控制律，在式（7）給出的相對位置導(dǎo)引律下，使Δr→0，→0，σst→0，→0。

3 相對姿軌耦合控制律設(shè)計(jì)

由式（11）可知控制系統(tǒng)的目的是，設(shè)計(jì)相對姿軌一體化耦合控制律，使x→0， x→0。針對式（11）描述的服務(wù)航天器超近程逼近失控目標(biāo)的相對姿軌耦合動力學(xué)模型，本節(jié)基于自適應(yīng)方法和時(shí)變滑模思想給出一種自適應(yīng)時(shí)變滑模耦合控制器。時(shí)變滑模保證了系統(tǒng)的全局魯棒性；切換增益的自適應(yīng)消除了控制器參數(shù)選擇時(shí)需已知系統(tǒng)不確定性上界的要求。

假設(shè)閉環(huán)系統(tǒng)初始狀態(tài)已知或可測，則根據(jù)等速度規(guī)律變化斜率的時(shí)變滑模面S定義為

式中 A＝diag（a1，a2，…，a6）和B＝diag（b1，b2，…，b6）為常值對角矩陣；T＞0為兩種滑模面的切換時(shí)間；k＞0為滑模面的斜率。

S滿足下列兩個(gè)條件：

1）在初始時(shí)刻，系統(tǒng)的初始值位于滑模面上，即

2）T時(shí)刻滑模面滿足連續(xù)平滑過渡，即

由式（13）和式（14）可得

式中 x（0）i、（0）i分別為x（0）、（0）的元素，i＝1，2，…，6。

假設(shè)系統(tǒng)受到的環(huán)境干擾、對接機(jī)構(gòu)安裝位置誤差以及服務(wù)航天器慣量不確定性等造成的復(fù)合干擾d有界，并假設(shè)d滿足如下條件［13］：

式中 di＞0（i＝1，2，3）為干擾邊界參數(shù)。

則設(shè)計(jì)相對姿軌耦合的自適應(yīng)時(shí)變滑?？刂坡蔀?/p>

式中 γi＞0（i＝1，2）為自適應(yīng)常數(shù)，決定了的自適應(yīng)速度，＞0（i＝1，2，3）為干擾邊界自適應(yīng)參數(shù)。從式（18）可以看出，切換增益自適應(yīng)機(jī)理為：根據(jù)系統(tǒng)狀態(tài)偏離所設(shè)計(jì)滑模面的程度對切換增益進(jìn)行在線調(diào)整。一旦狀態(tài)偏離所設(shè)計(jì)滑模面，便對式（18）進(jìn)行積分，不斷增大切換增益值，直至系統(tǒng)狀態(tài)收斂到所設(shè)計(jì)的滑模面上。

將式（17）代入 V可得

將式（18）代入式（20）可得

由式（21）并結(jié)合式（16）可知， V≤0是半負(fù)定的，因此V（t）是非增有界的。這說明S（t）、是有界的。令Q（t）＝－ V，對其從0到t進(jìn)行積分，可得由V（0）和V（t）是有界的，可得

由式（22），根據(jù)Barbalat引理知，當(dāng)t→!時(shí)，Q（t）→0。又由式（16）可推得，當(dāng)t→!時(shí)，S（t）→0。直觀上講，由t→!時(shí)，S（t）→0并不能直接得到當(dāng)t→!時(shí)→0，i＝1，2。但是，閉環(huán)系統(tǒng)的漸近穩(wěn)定性可解釋為：由自適應(yīng)切換增益的計(jì)算式（18）可知，若‖S‖1≠0，則會一直增大，直到滿足滑模到達(dá)條件 （即＞‖d‖!），從而，滑動模態(tài)會在有限時(shí)間內(nèi)出現(xiàn)。此時(shí)，根據(jù)時(shí)變滑模函數(shù)的表達(dá)式（12）可得，系統(tǒng)跟蹤誤差x（t）漸近收斂，從而保證了整個(gè)閉環(huán)系統(tǒng)的漸近穩(wěn)定性。

可得作用在服務(wù)航天器本體的控制加速度ubs和控制力矩Tc為

式（18）提供了一種估計(jì)系統(tǒng)干擾上界的方法，但其僅在“理想”滑模（即S（t）＝0）情況下有效。在實(shí)際工程應(yīng)用中，由于外部擾動、模型不確定性及有限切換頻率等因素影響，滑模函數(shù)無法嚴(yán)格為零。此時(shí)，由式（18）可知切換增益會持續(xù)增大直至無界。可采用sigma修正法來解決的漂移現(xiàn)象，同時(shí)為減小式（17）中的符號函數(shù)引起的抖振問題，用飽和函數(shù)來代替［15］。修正后的自適應(yīng)律為

式中 τi＞0為較小常數(shù)，i＝1，2，3。

4 仿真驗(yàn)證

假設(shè)目標(biāo)為GEO軌道上的失控航天器，其在繞最大主慣量軸z軸旋轉(zhuǎn)的同時(shí)存在小幅章動。取三軸姿態(tài)旋轉(zhuǎn)角速度分別為ωx＝0.005（°）／s、ωy＝0.01（°）／s和ωz＝0.2（°）／s；初始軌道參數(shù)為at＝42 164 137m、et＝0.005、it＝0.5°、Ωt＝10°、ωt＝20°和ft＝215°。

綜合考慮工程實(shí)際中的逼近安全性、相對導(dǎo)航切換策略、服務(wù)航天器控制能力以及對接初始條件等因素，設(shè)計(jì)服務(wù)航天器期望相對距離l（t）的導(dǎo)引律為：假設(shè)服務(wù)航天器從距目標(biāo)120m出發(fā)，以0.08m／s的速度開始逼近目標(biāo)，在距目標(biāo)30m處設(shè)置一停泊點(diǎn)，服務(wù)航天器停泊3min，然后以0.04m／s的速度逼近目標(biāo)至對接。l（t）運(yùn)動規(guī)律的具體表達(dá)式為

GEO航天器受到的環(huán)境干擾加速度一般在10－6m／s2數(shù)量級?？紤]系統(tǒng)其他因素影響，取相對干擾加速為［3.1，4.0，3.6］T×10－5m／s2。取作用在服務(wù)航天器上的干擾力矩模型為［15］

式中 A0＝1.5×10－5Nm；ωs為服務(wù)航天器的軌道角速度。

圖3 目標(biāo)本體系下的對接口間相對位置和速度Fig.3 Relative position and velocity between docking ports in target fixed body frame

圖4 相對位置和速度誤差曲線Fig.4 Errors of relative position and relative velocity

圖5 相對姿態(tài)角和相對角速度誤差曲線Fig.5 Errors of relative attitude angle and relative angular velocity

圖6 控制加速度和控制力矩曲線Fig.6 Control acceleration and control moment

圖7 相對軌道坐標(biāo)系內(nèi)服務(wù)航天器相對位置曲線Fig.7 Relative position of servicing spacecraft in the relative orbit coordinate system

由圖3可見，在期望相對位置矢量ld導(dǎo)引下，服務(wù)航天器從距目標(biāo)120m處沿被動對接口方向以0.08m／s的接近速度，經(jīng)1 125s到達(dá)距目標(biāo)30m的停泊點(diǎn)；180s后在指數(shù)函數(shù)導(dǎo)引緩沖下，以0.04m／s的速度逼近目標(biāo)至對接。由圖4可知，經(jīng)過110s左右服務(wù)航天器對接口跟蹤上期望相對位置狀態(tài)（包括位置和速度）的變化。逼近初始和停泊初始時(shí)相對位置狀態(tài)誤差較大，由初始位置誤差和逼近速度突變造成；而停泊結(jié)束后，由于指數(shù)函數(shù)的引導(dǎo)使得再次逼近平滑啟動，相對位置狀態(tài)誤差較?。徊⑶移渌€(wěn)態(tài)跟蹤時(shí)段相對位置穩(wěn)態(tài)跟蹤誤差不大于0.005m，相對速度穩(wěn)態(tài)跟蹤誤差不大于0.000 3m／s。由圖5可看出，經(jīng)過115s左右服務(wù)航天器跟蹤上目標(biāo)的姿態(tài)狀態(tài)（包括姿態(tài)和角速度）變化，相對姿態(tài)角穩(wěn)態(tài)跟蹤誤差不大于0.05°，相對角速度穩(wěn)態(tài)跟蹤誤差不大于0.002（°）／s，并且停泊時(shí)段不影響相對姿態(tài)狀態(tài)跟蹤。由圖6可得出，在服務(wù)航天器逼近初始和停泊初始時(shí)，控制加速度和力矩相對較大，在完成對目標(biāo)位置和姿態(tài)跟蹤后迅速減小，并以相對較小的控制加速度和力矩維持相對位置狀態(tài)和相對姿態(tài)狀態(tài)的穩(wěn)態(tài)跟蹤。圖7給出了逼近過程的相對軌跡，顯示逼近軌跡為螺旋曲線。仿真結(jié)果表明文章考慮對接口安裝位置及誤差而推導(dǎo)的超近程逼近失控目標(biāo)的數(shù)學(xué)模型是正確的，考慮慣量不確定性和有界干擾設(shè)計(jì)控制律是有效的，并具有一定的魯棒性。

5 結(jié)束語

服務(wù)航天器超近程逼近失控目標(biāo)至對接的過程中相對姿態(tài)和軌道是耦合的。文章考慮對接口安裝位置及安裝誤差，推導(dǎo)了相對姿軌一體化耦合動力學(xué)模型。通過引入描述相對運(yùn)動構(gòu)型變化的期望相對位置矢量和位置誤差矢量，將相對軌道跟蹤控制問題轉(zhuǎn)化為調(diào)節(jié)器設(shè)計(jì)問題?？紤]相對姿軌耦合性及未知有界干擾影響，設(shè)計(jì)了自適應(yīng)時(shí)變滑?？刂坡?。仿真中結(jié)合工程實(shí)際，設(shè)置服務(wù)航天器逼近目標(biāo)的停泊點(diǎn)和考慮逼近啟動過程緩沖。數(shù)學(xué)仿真結(jié)果表明，文章所建模型和所設(shè)計(jì)的控制算法是有效的，并具有較好的控制性能。通過期望相對位置矢量來控制相對運(yùn)動構(gòu)型運(yùn)動的方法，同樣適用于其他空間操作的控制實(shí)現(xiàn)，如航天器的空間快速繞飛及編隊(duì)飛行隊(duì)形保持等。

［1］ LU W，GENG Y H，CHEN X Q，et al.Relative position and attitude coupled control for autonomous docking with a tumbling target［J］.International Journal of Control and Automation，2011，4（4）：1－22.

［2］ PAN H，KAPILA V.Adaptive nonlinear control for spacecraft formation flying with coupled translational and attitude dynamics［C］.Proceedings of the 40th IEEE Conference on Decision and Control，Orlando，F(xiàn)lorida，December，2001.

［3］ XING G Q，PARVEZ S A.Implementation of autonomous GPS guidance and control for the spacecraft formation flying［J］.Frontier Science，2008，2（5）：56－66.

［4］ SUBBARAO K，WELSH S J.Nonlinear control of motion synchronizations for satellite proximity operations［J］.Journal of Guidance，Control，and Dynamics，2008，31（5）：1284－1294.

［5］ 朱志斌，李果，何英姿，等.基于滾動優(yōu)化的模塊航天器姿軌協(xié)同控制 ［J］.中國空間科學(xué)技術(shù)，2011，31（2）：1－8.

ZHU ZHIBIN，LI GUO，HE YINGZI，et al.Relative cooperative attitude and position control of fractioned spacecraft based on iterative optimization［J］.Chinese Space Science and Technology，2011，31（2）：1－8.

［6］ GAO X Y，YAO W，LIU H.An optimal control approach to robust control of spacecraft rendezvous system on elliptical orbit［C］.31st Chinese Control Conference，Hefei，2012.

［7］ XIN M，PAN H J.Nonlinear optimal control of spacecraft approaching a tumbling target［J］.Aerospace Science and Technology，2011，15（2）：79－89.

［8］ HYEONGJUN P，STEFANO D C，ILYA K.Model predictive control for spacecraft rendezvous and docking with a rotating tumbling platform and for debris avoidance［C］∥Proceeding of the 2011 American Control Conference，San Francisco，2011.

［9］ 李鵬，岳曉奎，袁建平.基于θ－D方法的在軌操作相對姿軌耦合控制 ［J］.中國空間科學(xué)技術(shù)，2012，32（4）：8－14.

LI PENG，YUE XIAOKUI，YUAN JIANPING.Coupled control of relative position and attitude based onθ－D technique for on－orbit operations［J］.Chinese Space Science and Technology，2012，32（4）：8－14.

［10］ 姜博嚴(yán)，胡慶雷，石忠，等.與翻滾目標(biāo)近距離交會對接的相對姿軌耦合控制 ［J］.宇航學(xué)報(bào)，2014，35（1）：54－60.

JIANG BOYAN，HU QINGLEI，SHI ZHONG，et al.Relative position and attitude coupled controller design for approaching and docking with a freely tumbling target［J］.Journal of Astronautics，2014，35（1）：54－60.

［11］ JIN Y Q，LIU X D，QIU W，et al.Time－varying sliding mode controls in rigid spacecraft attitude tracking［J］.Chinese Journal of Aeronautics，2008，21（4）：352－360.

［12］ CONG B L，LIU X D，CHEN Z，et al.Time－varying sliding mode control for spacecraft attitude tracking maneuvers with a quadratic cost［C］∥Proceedings of the 30th Chinese Control Conference，Yantai，2011.

［13］ XING G Q，PARVEZ S A.Relative attitude kinematics ＆dynamics equations and its applications to the general spacecraft attitude state tracking control problem［J］.Frontier Science，2008，2（7）：26－34.

［14］ MENG Q，ZHANG T，SONG J Y.Autonomous fault－tolerant time－varying attitude tracking control of uncertain flexible satellite［C］.10th IEEE International Conference on Control and Automation，Hangzhou，2013.

［15］ WHEELER G，SU C Y，Stepanenko Y.A sliding mode controller with improved adaption laws for upper bounds on the norm of uncertainties［J］.Automatica，1998，34（12）：1657－1661.

Modeling and Controlling for Servicing Spacecraft Approaching a Tumbling target in Close Proximity

JIN Yongqiang ZHANG Qingzhan KANG Zhiyu TANG Ping
（Aerospace System Engineering Shanghai，Shanghai 201109）

To insure the safety of autonomous approaching and docking of a tumbling target in on－orbit servicing missions，the dynamics and control for servicing spacecraft approaching in close proximity was researched.By introducing the desired relative position vector and the position error vector，which figured the relative motion configuration，a novel relative position dynamic model was derived.Considering the installation location and errors of docking mechanisms，the coupled relative position and attitude dynamic model of approaching was established.The motion law of the desired relative position vector was designed under the constraint of approaching path.Based on the integrated coupled dynamic model and considering unknown boundary interferences，the adaptive time－varying sliding mode control law was proposed，and the close－loop system was proved to be steady by using of the Lyapunov stability theory.Simulation results show that the approach of designing the desired relative position vector can control the configuration changes of the relative motion，and the adaptive time－varying sliding mode control law achieves a comparatively high precision.And the coupled model and the control law are effective with perfect performance.

Tumbling target；Control；Desired relative position vector；Servicing spacecraft

10.3780／j.issn.1000－758X.2015.03.001

（編輯：王曉宇）

上海市科學(xué)技術(shù)委員會（13QB1404000，14XD1423400）資助項(xiàng)目

2015－01－22。

收修改稿日期：2015－03－10

靳永強(qiáng) 1981年生，2008年獲北京理工大學(xué)控制理論與控制工程專業(yè)博士學(xué)位，高級工程師。研究方向?yàn)楹教炱骺傮w設(shè)計(jì)和姿態(tài)軌道控制。