基于螺旋理論描述的空間相對(duì)運(yùn)動(dòng)姿軌同步控制

朱戰(zhàn)霞，馬家瑨，樊瑞山

1．西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安 710072 2．航天飛行動(dòng)力學(xué)技術(shù)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072

基于螺旋理論描述的空間相對(duì)運(yùn)動(dòng)姿軌同步控制

朱戰(zhàn)霞1，2，＊，馬家瑨1，2，樊瑞山1，2

1．西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安 710072 2．航天飛行動(dòng)力學(xué)技術(shù)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072

對(duì)于姿軌運(yùn)動(dòng)存在嚴(yán)重耦合的空間相對(duì)接近操作，必須解決相對(duì)運(yùn)動(dòng)的姿軌同步控制問(wèn)題。傳統(tǒng)的相對(duì)姿軌分開(kāi)建模串行控制方法，忽略了姿軌耦合，控制周期長(zhǎng)且姿軌同步性差，顯然不能滿(mǎn)足要求。基于螺旋理論中的對(duì)偶數(shù)描述，建立了航天器六自由度相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型，不僅包含了姿軌耦合項(xiàng)，而且形式統(tǒng)一有利于同步控制律的設(shè)計(jì)。針對(duì)模型中的耦合項(xiàng)進(jìn)行分析，給出了相對(duì)姿軌耦合產(chǎn)生的成因。建立了相對(duì)姿軌同步誤差，考慮模型的非線(xiàn)性，基于非線(xiàn)性反饋設(shè)計(jì)了一種同步控制律以消除該誤差，并利用Lyapunov理論證明了控制律的穩(wěn)定性。以?xún)珊教炱鹘粫?huì)接近的最后逼近段進(jìn)行數(shù)字仿真，并與PD控制相對(duì)比，驗(yàn)證了所提方法的有效性，同時(shí)驗(yàn)證了所提方法可以實(shí)現(xiàn)姿軌控制的同步收斂，對(duì)于空間相對(duì)運(yùn)動(dòng)的姿軌同步操作具有重要意義。

相對(duì)接近操作；螺旋理論；對(duì)偶數(shù)；姿軌耦合；同步控制

未來(lái)的航天活動(dòng)大都圍繞空間近距離操作展開(kāi)，特別是針對(duì)空間碎片和故障航天器等非合作目標(biāo)，要求主動(dòng)航天器能夠安全／快速接近并使相對(duì)位置和姿態(tài)同時(shí)滿(mǎn)足給定的期望值，考慮非合作目標(biāo)姿態(tài)翻滾和工程實(shí)際，相對(duì)姿軌運(yùn)動(dòng)之間存在耦合，因此接近操作需要解決考慮耦合的相對(duì)姿軌同步控制問(wèn)題。

近年來(lái)，不少學(xué)者基于矢量代數(shù)方法進(jìn)行空間相對(duì)運(yùn)動(dòng)的建模，一般是將位置矢量描述的軌道動(dòng)力學(xué)模型和方向余弦（或者四元數(shù)或者羅德里格斯參數(shù)［1］）描述的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型聯(lián)合起來(lái)，并基于這種形式的模型研究了姿軌協(xié)同控制問(wèn)題，例如對(duì)于編隊(duì)飛行過(guò)程中的姿軌協(xié)同控制，朱志斌等［2－3］研究了Theta－D控制方法、鐵鈺嘉等［4］設(shè)計(jì)了自適應(yīng)同步控制律、Xu等［5］設(shè)計(jì)了滑模變結(jié)構(gòu)控制器，Yamanaka［6］采用了非線(xiàn)性二次型穩(wěn)定的軌道運(yùn)動(dòng)控制律和四元數(shù)反饋的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)控制律。Subbarao和Welsh［7］研究了衛(wèi)星近程操作同步控制問(wèn)題，設(shè)計(jì)了非線(xiàn)性自適應(yīng)控制律。Welsh和Subbarao［8］研究了空間非合作翻滾目標(biāo)的捕獲控制問(wèn)題，設(shè)計(jì)了質(zhì)心運(yùn)動(dòng)反饋跟蹤控制律和相對(duì)姿態(tài)反饋跟蹤控制律。分析以上方法可知，以矢量代數(shù)為工具進(jìn)行動(dòng)力學(xué)建模，其本質(zhì)還是對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)和平移分開(kāi)建模，雖然在控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)可以整合到一個(gè)狀態(tài)方程，但由于軌道姿態(tài)建模時(shí)的分而治之的關(guān)系，為了同時(shí)滿(mǎn)足軌道姿態(tài)控制要求，往往使控制器設(shè)計(jì)難度加大，不利于快速響應(yīng)的精確控制。同時(shí)，不同的建模方法所產(chǎn)生的耦合項(xiàng)也不盡相同，即使加入一定的耦合補(bǔ)償，針對(duì)性也不夠強(qiáng)，耦合控制問(wèn)題還是沒(méi)有得到根本性的解決。

把力學(xué)中的平動(dòng)參量與轉(zhuǎn)動(dòng)參量放在一起同時(shí)考慮，是力學(xué)發(fā)展史上的一個(gè)創(chuàng)新。法國(guó)學(xué)者在數(shù)學(xué)研究的基礎(chǔ)上，將平動(dòng)和轉(zhuǎn)動(dòng)看作一體，并命名為“螺旋”。目前為止，螺旋理論已經(jīng)在包括機(jī)械、機(jī)器人、慣性導(dǎo)航等許多領(lǐng)域中用于運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)分析。20世紀(jì)90年代初，Branets和Shmyglevskii［9］把螺旋理論應(yīng)用于慣性導(dǎo)航領(lǐng)域，首次論述了在捷聯(lián)式系統(tǒng)的理論分析中引入螺旋理論的可能性。Yang［10］率先將基于螺旋理論的各種方法運(yùn)用到空間連桿的運(yùn)動(dòng)分析中，引發(fā)了機(jī)械領(lǐng)域內(nèi)運(yùn)動(dòng)學(xué)及動(dòng)力學(xué)分析方法的革新。盧宏琴［11］將螺旋理論用于機(jī)器人運(yùn)動(dòng)學(xué)與動(dòng)力學(xué)的分析研究中，取得了一系列理論成果。螺旋理論也被應(yīng)用于空間相對(duì)運(yùn)動(dòng)建模和分析中［12－19］，對(duì)偶數(shù)是螺旋理論的基本數(shù)學(xué)描述方式之一，基于對(duì)偶數(shù)建立的相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型，不僅可以描述姿軌耦合效應(yīng)，而且形式統(tǒng)一有利于同步控制 律 的 設(shè) 計(jì)。 例 如 Wang 和 Yu［12］，F(xiàn)ruh 和Jah［13］針對(duì)對(duì)偶四元數(shù)剛體運(yùn)動(dòng)建模，設(shè)計(jì)了廣義和增量PID控制算法，而Zhang和Duan［14］等設(shè)計(jì)了魯棒控制器并在Lyapunov框架下驗(yàn)證了系統(tǒng)的穩(wěn)定性；Wang等［15］利用對(duì)偶四元數(shù)建立了航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型，設(shè)計(jì)了類(lèi)PD控制器；Pham等［16］對(duì)空間機(jī)器人抓捕機(jī)構(gòu)進(jìn)行對(duì)偶四元數(shù)建模，通過(guò)推導(dǎo)遞推運(yùn)動(dòng)學(xué)模型和求解雅克比矩陣，設(shè)計(jì)了PID控制器；PID控制雖然易于工程實(shí)現(xiàn)，但控制性能差，存在調(diào)參困難，超調(diào)量大的問(wèn)題。另外，很多學(xué)者也研究了滑?？刂品椒ǎ鏦u等［17］針對(duì)編隊(duì)飛行的姿軌同步控制問(wèn)題，Xiong和Zheng［18］針對(duì)無(wú)人機(jī)的姿軌耦合控制問(wèn)題，Wang等［19］針對(duì)有限時(shí)間同步控制問(wèn)題，都設(shè)計(jì)了滑?？刂破?，但滑?？刂拼嬖诙墩駟?wèn)題，嚴(yán)重影響了其工程實(shí)施。

為此，本文利用螺旋理論中的對(duì)偶數(shù)描述，建立了航天器六自由度相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型，并針對(duì)模型中的耦合項(xiàng)進(jìn)行分析，給出了相對(duì)姿軌耦合產(chǎn)生的成因。考慮模型的非線(xiàn)性和姿軌耦合，引入姿態(tài)軌道同步誤差，設(shè)計(jì)了非線(xiàn)性同步控制律，并利用Lyapunov理論證明了穩(wěn)定性。最后以?xún)珊教炱鹘粫?huì)接近的逼近段進(jìn)行數(shù)字仿真，并與PD控制效果相對(duì)比，驗(yàn)證了本文方法的有效性及其可實(shí)現(xiàn)姿軌控制同步的優(yōu)點(diǎn)。

1 基于螺旋理論的航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型

1．1 基于對(duì)偶數(shù)的航天器運(yùn)動(dòng)參數(shù)描述

螺旋理論中的對(duì)偶數(shù)是研究螺旋運(yùn)動(dòng)最簡(jiǎn)潔方便的工具，航天器的運(yùn)動(dòng)可以看作是一種螺旋運(yùn)動(dòng)，因此可以用對(duì)偶數(shù)描述。

對(duì)偶數(shù)被定義為

式中：t和t′為同一代數(shù)系統(tǒng)中的元素，分別表示對(duì)偶數(shù)的實(shí)數(shù)部分和對(duì)偶部分（t和t′同時(shí)為矢量、代數(shù)、復(fù)數(shù)、四元數(shù)、矩陣代數(shù)或張量代數(shù)等）；ε為對(duì)偶標(biāo)識(shí)，且滿(mǎn)足ε2＝0，ε≠0。

若t和t′表示矢量，則式（1）稱(chēng)為對(duì)偶矢量，它將對(duì)偶數(shù)和矢量結(jié)合起來(lái)，是一個(gè)實(shí)部和對(duì)偶部都為矢量的對(duì)偶數(shù)。若該對(duì)偶矢量有如下特點(diǎn)：實(shí)部與參考點(diǎn)無(wú)關(guān)（稱(chēng)為滑移矢量），對(duì)偶部與參考點(diǎn)有關(guān)（稱(chēng)為定位矢量），則稱(chēng)該對(duì)偶矢量為旋量。

航天器的運(yùn)動(dòng)量與力／力矩之間的關(guān)系可以用旋量表示。假設(shè)航天器在某一時(shí)刻的角速度為ω，其上任意一點(diǎn)A的線(xiàn)速度為vA，則線(xiàn)速度為定位矢量（隨參考點(diǎn)不同而變化），角速度為滑移矢量（不隨參考點(diǎn)變化），用對(duì)偶數(shù)可將航天器的線(xiàn)速度和角速度表示為

同樣地，作用在剛體上點(diǎn)A的力fA為定位矢量，力矩τA為滑移矢量，用對(duì)偶數(shù)可表示為式中為A點(diǎn)的力旋量。

為了表示動(dòng)量旋量，定義如下對(duì)偶旋量：

式中：m為航天器質(zhì)量；I為單位矩陣；Jc為航天

基于以上定義的參數(shù)，可以給出角動(dòng)量和線(xiàn)動(dòng)量的對(duì)偶數(shù)描述：

由動(dòng)量定理，對(duì)式（5）微分，并將點(diǎn)A換成航天器質(zhì)心，可得動(dòng)力學(xué)方程為

1．2 基于對(duì)偶數(shù)描述的空間相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型

建立相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型時(shí)選擇如下坐標(biāo)系：地心赤道慣性坐標(biāo)系Oxyz、目標(biāo)本體坐標(biāo)系和追蹤器本體坐標(biāo)系，其中下標(biāo)t表示目標(biāo)，下標(biāo)c表示追蹤器，上標(biāo)b表示本體坐標(biāo)系，則追蹤器和目標(biāo)之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)就是相對(duì)于的運(yùn)動(dòng)。

假設(shè)在慣性系下航天器的姿態(tài)四元數(shù)為q，位置矢量為ρ，則本體坐標(biāo)系可看成是慣性系先平移ρ再轉(zhuǎn)動(dòng)q得到，那么用對(duì)偶四元數(shù)描述這兩個(gè)坐標(biāo)系間的關(guān)系為

式中：“°”為對(duì)偶數(shù)的乘法運(yùn)算符。

對(duì)式（8）兩邊求導(dǎo)可得

式（9）也可以表示為

式中：

以上矩陣元素中的下標(biāo)x、y、z表示在追蹤航天器本體坐標(biāo)系3個(gè)軸上的分量。

由式（6）可得

式中：Mc為追蹤航天器的對(duì)偶質(zhì)量和分別為作用在追蹤器上的控制力與力矩在其本體系下的矢量。

將式（11）代入式（9），并利用對(duì)偶數(shù)的運(yùn)算法則，可得

2 姿軌耦合及其成因分析

由于＾ω·bct表示航天器相對(duì)速度旋量＾ωbct對(duì)時(shí)間的導(dǎo)數(shù)，因此可以寫(xiě)成

式（17）描述的是相對(duì)角速度的變化，由3項(xiàng)組成，第1項(xiàng)為只包含了航天器的角速度參量，不與任何軌道參數(shù)相關(guān)，因此不存在姿軌耦合。第2項(xiàng)為，與作用在追蹤器上的力矩有關(guān)，理想情況下不存在推力偏心，此時(shí)姿控和軌控不耦合，若由于發(fā)動(dòng)機(jī)安裝誤差等原因造成推力偏心，則在軌控推力作用的同時(shí)會(huì)產(chǎn)生附加力矩，從而影響相對(duì)角速度變化，此時(shí)存在姿軌耦合；第3項(xiàng)為，只包含了航天器的角速度參量，不與任何軌道參數(shù)相關(guān)，因此不存在姿軌耦合。

式（18）描述的是相對(duì)速度的變化，由4項(xiàng)組成，除了第2項(xiàng)／m之外，其他3項(xiàng)中都包含姿態(tài)參數(shù)，可見(jiàn)姿態(tài)變化將影響相對(duì)速度的變化，從而影響相對(duì)軌道，說(shuō)明存在姿軌耦合。其中第1項(xiàng)為，包含了追蹤器自身的角速度參量，說(shuō)明追蹤器姿態(tài)變化會(huì)對(duì)相對(duì)速度（位置）產(chǎn)生影響，形成姿軌耦合；第3項(xiàng)為，包含了目標(biāo)角速度，說(shuō)明目標(biāo)姿態(tài)變化也會(huì)對(duì)相對(duì)速度（位置）產(chǎn)生影響，形成姿軌耦合；第4項(xiàng)為，包含了相對(duì)角速度，說(shuō)明相對(duì)姿態(tài)變化也會(huì)對(duì)相對(duì)速度（位置）產(chǎn)生影響，形成姿軌耦合。

3 同步控制律設(shè)計(jì)

由以上分析可知，基于螺旋理論中的對(duì)偶數(shù)建立的航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)模型是非線(xiàn)性強(qiáng)耦合的，從控制簡(jiǎn)潔性、有效性著手，本文提出基于非線(xiàn)性前饋的同步控制思想。首先利用非線(xiàn)性前饋方法的優(yōu)點(diǎn)，即具有將干擾克服在被控制量偏離設(shè)計(jì)值之前，以克服被控對(duì)象的純滯后和容量滯后，并同時(shí)保證控制精度與穩(wěn)定性，設(shè)計(jì)控制律Uf。在此基礎(chǔ)上，針對(duì)軌道和姿態(tài)的同步問(wèn)題，引入同步誤差，修正非線(xiàn)性前饋控制律Uf，得到新的控制律U，確保相對(duì)姿軌同步誤差逐步減小直至為零，以實(shí)現(xiàn)姿軌同步控制。

根據(jù)以上建立的動(dòng)力學(xué)模型，令Uf＝，則可設(shè)計(jì)如下控制律［22］：

同步誤差用來(lái)衡量所描述運(yùn)動(dòng)的同步性，考慮相對(duì)運(yùn)動(dòng)姿軌同步控制，定義同步誤差ξ為

式中：

ξ＝ ［e1e2e3e4e5e6］T∈R6，ei（i＝1，2，3，4，5，6），表示3個(gè)相對(duì)位置誤差和3個(gè)相對(duì)姿態(tài)角誤差，也可以表示線(xiàn)速度和角速度的速度分量誤差；G∈R6×6為同步轉(zhuǎn)移矩陣，且滿(mǎn)足以下4點(diǎn)約束：

1）G為對(duì)稱(chēng)的對(duì)角占優(yōu)實(shí)矩陣，即GTG對(duì)稱(chēng)。

2）對(duì)角線(xiàn)上的元素gii（i＝1，2，3，4，5，6）滿(mǎn)足g11＝g22＝g33＝g44＝g55＝g66且gii＞0。

3）非對(duì)角線(xiàn)上的元素gij（i≠j）滿(mǎn)足gij＜0。

結(jié)合上述條件，本文所采用的同步轉(zhuǎn)移矩陣為

根據(jù)式（22）所呈現(xiàn)的規(guī)律可以看出，經(jīng)過(guò)同步轉(zhuǎn)移矩陣轉(zhuǎn)化后的同步誤差包含了3個(gè)誤差，并使其進(jìn)行線(xiàn)性組合，通過(guò)改變式（21）中的元素值，可以得到不同的轉(zhuǎn)移矩陣，因此也就得到不同誤差的線(xiàn)性組合；由于轉(zhuǎn)移矩陣的可變化性，誤差的線(xiàn)性組合也可以多變，如果涉及的誤差越多，則同步性體現(xiàn)越充分，這對(duì)控制效果也會(huì)起到至關(guān)重要的作用。

基于式（19），在航天器的跟蹤誤差e中引入同步誤差ξ，重新設(shè)計(jì)控制律U，以逐步減小ξ直至為零。

定義式中：x和 x分別為航天器實(shí)際狀態(tài)量（3個(gè)位置分量和3個(gè)姿態(tài)角）和實(shí)際速度量（3個(gè)速度分量和3個(gè)角速度分量）；xd和表示其期望值，針對(duì)交會(huì)對(duì)接任務(wù)，有xd＝［0 0 0 0 0 0］T，＝［0 0

0 0 0 0］T；λ為正常數(shù)對(duì)角增益矩陣。

則控制律式（19）變?yōu)?/p>

式中：K1、K2為設(shè)計(jì)的正定增益矩陣；與式（19）對(duì)比可見(jiàn)，式（25）增加了同步項(xiàng)－K2ξ，以確保在相對(duì)姿軌誤差減小的同時(shí)，同步誤差也逐步減小直至為零，達(dá)到姿軌同步控制的目的。

根據(jù)Lyapunov直接法證明以上控制系統(tǒng)的漸進(jìn)穩(wěn)定性，選擇Lyapunov函數(shù)為

對(duì)式（26）求導(dǎo)，可得

如式（27）所示，當(dāng)K1、K2為正定矩陣時(shí)，此時(shí)有 V≤0，根據(jù)Lyapunov穩(wěn)定性判據(jù)證明系統(tǒng)是漸進(jìn)穩(wěn)定的。

4 仿真驗(yàn)證

針對(duì)兩航天器最后逼近段的接近任務(wù)，控制追蹤航天器以確保交會(huì)對(duì)接前兩航天器的相對(duì)位置為零，相對(duì)姿態(tài)角為零，并要求整個(gè)控制過(guò)程中追蹤航天器的相對(duì)線(xiàn)速度和相對(duì)角速度也穩(wěn)定收斂到零。仿真過(guò)程中考慮發(fā)動(dòng)機(jī)安裝誤差造成的推力偏心，給定發(fā)動(dòng)機(jī)沿縱軸安裝，距離質(zhì)心2 000 mm，安裝角誤差為3°。具體仿真條件如表1所示。

表1 仿真條件Table 1 Simulation Conditions

為了說(shuō)明本文所提控制方法性能，選擇PD控制進(jìn)行對(duì)比，采用以下PD控制律：

式中：Kp和Kd為PD控制器的控制增益矩陣，經(jīng)過(guò)大量數(shù)值實(shí)驗(yàn)得到增益矩陣的最優(yōu)結(jié)果為Kp＝15．70×diag（1，1，1，1，1，1）Kd＝5．98×diag（1，1，1，1，1，1）

結(jié)合工程實(shí)際經(jīng)驗(yàn)，設(shè)定追蹤航天器可提供的最大控制力和力矩分別為fmax≤50N和τmax≤

以保證所需控制輸出不超過(guò)給定的最大輸出。結(jié)合初始條件，采用四階龍格－庫(kù)塔進(jìn)行數(shù)值仿真。

仿真結(jié)果如圖1～圖3所示，分別給出了在PD控制和同步控制下航天器間相對(duì)位置、相對(duì)姿態(tài)、相對(duì)線(xiàn)速度、相對(duì)角速度以及主動(dòng)航天器的控制力和控制力矩變化曲線(xiàn)。圖1（a）、圖2（a）中x、y和z分別表示在追蹤坐標(biāo)系中航天器相對(duì)位置分量，作為下標(biāo)時(shí)，x、y和z表示沿追蹤航天器本體系坐標(biāo)軸方向；φ、θ和ψ分別表示在追蹤坐標(biāo)系中航天器相對(duì)姿態(tài)分量；v、ω分別表示航天器相對(duì)線(xiàn)速度和角速度；F、M分別表示作用在追蹤航天器上的控制力和力矩。

圖1 PD控制時(shí)航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)及控制力與力矩的變化曲線(xiàn)Fig．1 Variation curves of relative motion state，control force and control torque with PD control

由以上結(jié)果可見(jiàn)，若參數(shù)設(shè)計(jì)合理，PD控制和本文設(shè)計(jì)的非線(xiàn)性同步控制都可以實(shí)現(xiàn)接近段姿軌耦合控制，并最終達(dá)到給定的理想狀態(tài)。但是，PD控制超調(diào)量較大，有小幅振蕩，穩(wěn)定周期較長(zhǎng)（100s），且明顯地線(xiàn)速度和角速度的控制不同步（線(xiàn)速度100s達(dá)到穩(wěn)態(tài)，而角速度50s達(dá)到穩(wěn)態(tài)）。而本文所設(shè)計(jì)的非線(xiàn)性同步控制律，可以彌補(bǔ)PD控制的不足，穩(wěn)定周期明顯縮短（45s），相對(duì)位置和姿態(tài)的控制無(wú)超調(diào)，線(xiàn)速度和角速度控制不發(fā)生振蕩，控制過(guò)程更加平穩(wěn)，同時(shí)也滿(mǎn)足了姿態(tài)軌道同步控制的要求。

圖1（e）和圖2（e）、圖1（f）和圖2（f）分別表示兩種控制方法下所需要的控制力和控制力矩。對(duì)比可見(jiàn)，雖然兩種控制方法在整個(gè)控制過(guò)程中所需要最大控制力差別不是很大，但非線(xiàn)性同步控制所需的控制力相對(duì)較快地衰減并趨于零，因此從能量消耗的角度分析，非線(xiàn)性同步控制更省燃料。

實(shí)際工程中需要考慮測(cè)量系統(tǒng)的誤差，為了檢驗(yàn)測(cè)量誤差對(duì)控制效果的影響，假設(shè)初始相對(duì)位置測(cè)量誤差為±3m，相對(duì)姿態(tài)測(cè)量誤差為±5°，誤差分布為白噪聲，利用本文方法也進(jìn)行了仿真計(jì)算，結(jié)果如圖3所示。結(jié)果表明，在有測(cè)量誤差的情況下，所設(shè)計(jì)的控制律可以有效抑制誤差，實(shí)現(xiàn)快速穩(wěn)定同步收斂，驗(yàn)證了方法的可用性。

圖2 同步控制時(shí)航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)及控制力與力矩變化曲線(xiàn)Fig．2 Variation curves of relative motion state，control force and control torque with synchronization control

5 結(jié) 論

1）軌道和姿態(tài)運(yùn)動(dòng)用統(tǒng)一形式表述，形式簡(jiǎn)單，便于耦合分析和控制器設(shè)計(jì)。

2）航天器近距離相對(duì)運(yùn)動(dòng)姿軌耦合主要表現(xiàn)在：軌控推力偏心引起相對(duì)姿態(tài)變化，引力梯度力矩引起相對(duì)速度和位置變化，追蹤器本體姿態(tài)、目標(biāo)本體姿態(tài)以及相對(duì)姿態(tài)變化引起相對(duì)速度和位置變化。

3）設(shè)計(jì)了非線(xiàn)性同步控制律，可用于相對(duì)運(yùn)動(dòng)姿軌耦合同步控制并有效抑制測(cè)量誤差的影響，相較于PD控制，該控制律穩(wěn)定周期明顯縮短且無(wú)超調(diào)，使相對(duì)運(yùn)動(dòng)控制過(guò)程更加平穩(wěn)。

本文的建模和控制研究都是基于理想情況，沒(méi)有考慮攝動(dòng)影響和外界干擾，與實(shí)際情況還有出入，進(jìn)一步的研究中將考慮這些因素的影響。

圖3 考慮測(cè)量誤差的航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)及控制力與力矩變化曲線(xiàn)Fig．3 Variation curves of relative motion state，control force and control torque with measurement errors

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Synchronization control of relative motion for spacecraft with screw theory－based description

ZHU Zhanxia1，2，＊ ，MA Jiajin1，2，F(xiàn)AN Ruishan1，2
1．College of Astronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China 2．National Key Laboratory of Aerospace Flight Dynamics，Xi’an 710072，China

For the approaching operations with intensity coupling between position and attitudes，precise synchronization control of relative translation and rotation is one of the essentials to be solved．Traditionally，translation and rotation motion are modeled and controlled separately，in which the coupling between relative position and attitudes is ignored，so the control period is long and the synchronization cannot be guaranteed．This paper investigates the synchronization control problem of spacecraft relative motion．A six－degree－of－freedom relative motion model is proposed using the dual－number representation of screw theory，which can not only describe the coupling effect between the translational movement and the rotational one，but also make the model of translation and rotation in the same style to the benefits of designing controller easy．The causes of couple forming are presented after analyzing the coupling term of the relative motion model．A synchronization error constructed by the relative translation and rotation is introduced．A synchronization control law is designed based on nonlinear feedback to eliminate the error，and its stability is proved by Lyapunov methods．Choosing the final approaching phase of docking and rendezvous to make numerical simulation，the results demonstrate the validity of the proposed method by comparing with PD controller．Meanwhile，it is proved that the proposed method can achieve synchronous convergence of the attitudes and orbit control，which has important implications for the required attitudes and orbit synchronization operations．

approaching operation；screw theory；dual－number；coupling between translation and attitudes；synchronization control

2015－09－03；Revised：2015－11－16；Accepted：2015－12－07；Published online：2015－12－22 15：00

URL：www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20151222．1500．010．html

s：National Natural Science Foundation of China（11472213）；Aeronautical Science Foundation of China

V448．21

A

1000－6893（2016）09－2788－11

10．7527／S1000－6893．2015．0334

2015－09－03；退修日期：2015－11－16；錄用日期：2015－12－07；網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間：2015－12－22 15：00

www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20151222．1500．010．html

國(guó)家自然科學(xué)基金 （11472213）；航空科學(xué)基金

＊通訊作者．Tel．：029－88493685 E－mail：zhuzhanxia＠nwpu．edu．cn

朱戰(zhàn)霞，馬家瑨，樊瑞山．基于螺旋理論描述的空間相對(duì)運(yùn)動(dòng)姿軌同步控制［J］．航空學(xué)報(bào)，2016，37（9）：27882－798．ZHU Z X，MA J J，F(xiàn)AN R S．Synchronization control of relative motion for spacecraft with screw theoryb－ased description［J］．Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2016，37（9）：27882－798．

朱戰(zhàn)霞 女，博士，教授，博士生導(dǎo)師。主要研究方向：飛行器飛行動(dòng)力學(xué)與控制，航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)與控制。

Tel：029－88493685

E－mail：zhuzhanxia＠nwpu．edu．cn

馬家瑨 男，碩士研究生。主要研究方向：飛行力學(xué)與控制。E－mail：alex＿five＠163．com

樊瑞山 男，碩士研究生。主要研究方向：飛行力學(xué)與控制。E－mail：nwpufrs＠163．com

＊Corresponding author．Tel．：029－88493685 E－mail：zhuzhanxia＠nwpu．edu．cn