空间非合作机动目标多约束附着制导方法

1.本发明涉及一种航天器制导方法，尤其涉及一种针对空间非合作机动目标的多约束附着制导方法，属于航天器制导与控制技术领域。


背景技术：

2.随着低轨卫星星座技术的不断发展，空间非合作目标数量日益增长，对空间环境与安全造成了负面影响。为实现非合作目标管控，亟需发展相应的处置技术。接触式处置作为一种重要的处置手段，要求航天器能够附着于目标，其中附着制导技术是实现附着的关键技术之一。考虑到处置任务通常带有从预定方向附着目标的需求，应在制导方法中对附着目标的角度进行约束，即进行定向附着。在目标非合作且具有机动行为时，制导方法还需具备自主性与高效性。因此需要研究能够实现多约束附着的高精度、高自主性制导方法。目前，有关航天器多约束制导方法的研究通常采用轨迹优化结合最优轨迹跟踪、设计带有偏置项的制导律两种方法。前者的优化问题求解效率较低，无法满足制导实时性要求，难以应用在实际工程中；后者则难以同时考虑位置、速度与角度约束，不满足非合作目标附着制导需求。研究带有终端位置、速度与角度约束的多约束自主制导方法，对于非合作目标接触式处置任务的顺利开展具有重要意义。


技术实现要素：

3.本发明公开的空间非合作机动目标多约束附着制导方法要解决的技术问题为：针对空间非合作机动目标附着制导问题，在视线坐标系下简化相对动力学模型，在此基础上构建视线与垂直视线方向的多约束附着制导律，并引入制导参数自适应调节方法与角度约束系数熔断策略，实现空间非合作机动目标多约束附着制导。本发明构建的解析制导律计算效率高，能够同时对附着位置、速度和角度进行约束，并在兼顾附着角度的基础上提高附着位置与速度精度。
4.本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
5.本发明公开的空间非合作机动目标多约束附着制导方法，通过简化视线相对动力学模型，将航天器运动分解为考虑附着角度约束的侧向运动与需要考虑终端位置与速度约束的纵向运动，并分别构建制导律；引入制导参数自适应调节方法，在考虑附着角度约束的同时降低目标机动引起的附着位置与速度误差；在极端情况下定向附着目标困难时，通过优化角度约束系数熔断策略，进一步提高附着位置与速度精度，从而实现空间非合作机动目标多约束附着制导。本发明构建的解析制导律计算效率高，能够同时对附着位置、速度和角度进行约束，并在兼顾附着角度的基础上提高附着位置与速度精度。
6.本发明公开的空间非合作机动目标多约束附着制导方法，包括如下步骤：
7.步骤一、建立视线坐标系下的相对动力学模型，并对相对动力学模型进行简化，将航天器运动分解为垂直视线方向运动与沿视线方向运动，分别称为侧向运动与纵向运动。构建两个方向上的附着制导律：纵向满足终端位置与速度约束，侧向满足附着角度约束。
8.步骤一的具体实现方法为：
9.建立视线坐标系o
p
x
lylzl
：原点位于航天器质心o
p
，o
p
x
l
轴与航天器到目标的视线重合；指向目标飞行器为正；o
pzl
轴垂直追踪及目标共轨平面，且与o
p
x
l
轴垂直，指向上方为正，o
pyl
轴由右手定则给出。
10.在附着任务末段，航天器与目标处于同一轨道平面，在该平面内建立视线坐标系下的相对动力学模型。目标与航天器间相对位置为ρ，ρ又称为视线，为视线坐标系的o
l
x
l
轴，视线ρ与轨道坐标系的o
tyt
轴间的夹角为视线角q。所述轨道坐标系是指原点位于目标质心，o
t
x
t
轴与目标位置矢量重合，方向由地心指向目标；o
tyt
轴在目标轨道面内；o
tzt
轴垂直目标轨道面，指向目标轨道角速度方向，且满足右手定则的非惯性坐标系；
11.ρ0为o
l
x
l
轴的单位矢量，q0为o
lyl
轴的单位矢量，k为o
lzl
轴的单位矢量，单位矢量ρ0、q0和k共同构成正交坐标系的三个单位矢量。有ρ关于时间的导数表示为：
[0012][0013]
式中，ω表示目标的轨道角速度，ρ表示目标与航天器的相对距离。
[0014]
由几何关系知
[0015][0016]
式中，r
t
、r
p
分别表示目标与航天器在惯性坐标系下的地心距；μ表示地心引力常数；f
p
表示航天器受到的控制量；m
p
表示航天器质量；δfd为未知但有界的相对摄动加速度。当两航天器距离远小于地心距时，存在近似r
t
≈r
p
，代入式(2)得到
[0017][0018]
结合式(3)与式(1)得到视线坐标系下的侧向运动方程与纵向运动方程
[0019][0020][0021]
式中，aq、a
ρ
分别表示侧向机动加速度与纵向机动加速度；f
dq
、f
dρ
分别表示侧向摄动加速度与纵向摄动加速度；δζ和δυ为系统不确定干扰项，表示如下：
[0022][0023]
式(4)和(5)两个方程分别描述视线角变化与相对距离变化情况；基于式(4)和(5)两个方程，在侧向和纵向两方向分别设计制导律。基于滑模控制理论构建侧向制导律为
[0024][0025]
式中，qd为目标附着角度；kq＝k
q0
+k
q1
为侧向滑模系数，k
q0
为角度约束系数，k
q1
表示为减小系统抖振引入的阻尼系数，k
q1
》0；ηq为侧向切换系数，ηq》0；t
go
为航天器剩余飞行时间
[0026][0027]
式中，ε1、ε2是为了避免滑模面数值结果恒等于零而引入的正值小量。
[0028]
同理，构建纵向制导律
[0029][0030]
式中，k
ρ
为纵向滑模系数，k
ρ
》1；η
ρ
为纵向切换系数，η
ρ
》0。
[0031]
步骤二、通过参数自适应调节方法减小目标机动导致的制导终端误差，保持纵向制导参数不变，设计侧向附着角度约束参数k
q0
随相对距离的变化曲线，使航天器能够适当放松附着角约束，将机动能力向纵向机动倾斜以提高终端位置与速度精度。
[0032]
步骤二的具体实现方法为：
[0033]
参数k
q0
的大小应当随航天器与目标相对距离变化而变化，于是有
[0034]kq0
＝ψ(ρ,δρ)(10)
[0035]
式中，ψ表示参数随相对距离变化函数；ρ代表当前的相对距离；为未来距离，代表相对距离在未来一段时间内的增大或减小趋势。
[0036]
侧向制导律(7)中，kq＝k
q0
+k
q1
，参数kq的大小影响着控制曲线的抖振。当kq数值减小时，切换系数ηq及其对应的符号函数在机动加速度的计算中占比增大，导致振荡增大。当kq数值过小时，系统会在滑模两侧大幅振荡，难以在实际附着任务中应用。因此设计参数kq为常数，此时参数k
q1
是变化的，于是
[0037]kq1
＝k
q-k
q0
＝k
q-ψ(ρ,δρ)(11)
[0038]
在此基础上引入调节系数χ1、χ2，设计函数
[0039]kq0
＝ψ(ρ,δρ)＝χ1gk(ρ)+χ2hk(δρ)(12)
[0040]
式中，χ1+χ2＝kq，且χ1《χ2；χ1《χ2使函数受未来的变化趋势影响更大；gk与hk分别表示ρ项与δρ项曲线。
[0041]
为了提高对航天器与目标相对距离初始变化的敏感性，使制导律在参数不合适的趋势刚刚出现的时候就有所反应，设计曲线为开口向上的二次函数，形状表达式分别为：
[0042][0043][0044]
式中，ρs、δρs分别表示理想相对距离与理想未来距离；ρ
max
、δρ
max
分别表示容许最大相对距离与容许最大未来距离。δρs＝0，ρs、ρ
max
、δρ
max
均为正值。
[0045]
结合上述参数自适应调节方法与步骤一所构建制导律，生成航天器制导指令，并
更新航天器与目标状态。当目标与航天器相对距离超过ρ
max
且仍具有快速增大的趋势时，转入步骤三。当航天器与目标相对距离进入预设可接受终端误差范围内时，制导指令停止生成，空间非合作机动目标多约束附着制导任务完成。
[0046]
步骤三、当目标与航天器相对距离超过ρ
max
且仍具有快速增大的趋势时，将所述情况判定为极端情况，针对极端情况提出熔断策略：当极端情况出现时，降低角度约束系数至零，迅速集中航天器的机动能力用于终端位置与速度约束的满足；当复位条件满足时，采用步骤二中的调节方法调节角度约束系数。通过设计参数自适应调节曲线与角度约束系数的熔断策略，实现航天器机动能力的自主合理分配，在兼顾附着角度约束的基础上有效降低目标机动带来的终端位置与速度误差，提高空间非合作机动目标多约束附着制导精度。
[0047]
步骤三的具体实现方法为：
[0048]
当ρ与δρ需要满足式(15)条件时，k
q0
＝0。
[0049][0050]
此时航天器与目标相对距离较大且仍具有快速增大的趋势，因此将这种情况判定为不适合考虑附着角约束的情况，称为极端情况。
[0051]
此时侧向滑模系统sq为
[0052][0053]
航天器在侧向上的制导不考虑角度约束，仅保证航天器飞行方向指向目标，从而使纵向运动中的相对位置与速度收敛，即航天器全部机动能力都用于终端位置与速度约束的满足。
[0054]
当k
q0
＝0时，k
q0
的大小不再随相对距离与速度变化，称为熔断；k
q0
保持为0直到复位条件满足后，重新根据步骤二中式(12)计算k
q0
。
[0055]
定义σk为可接受终端误差，则复位条件为
[0056][0057]
构建熔断策略如公式(18)
[0058][0059]
式中，i表示制导周期序号。
[0060]
通过设计参数自适应调节曲线与如公式(18)所示的熔断策略，实现航天器机动能力的自主合理分配，在兼顾附着角度约束的基础上有效降低目标机动带来的终端位置与速度误差，提高空间非合作机动目标多约束附着制导精度。
[0061]
有益效果：
[0062]
1、针对非合作机动目标附着制导问题，本发明公开的空间非合作机动目标多约束附着制导方法，通过简化视线动力学模型，将多约束制导问题拆分为考虑位置与速度约束的纵向制导律设计、考虑附着角度约束的侧向制导律设计两个问题。以此为基础设计解析制导律，能够在满足实时性要求的同时，实现位置、速度与角度多约束制导任务目标。
[0063]
2、本发明公开的空间非合作机动目标多约束附着制导方法，通过设计参数自适应
调节曲线与角度约束系数的熔断策略，实现航天器机动能力的自主合理分配，在兼顾附着角度约束的基础上有效降低目标机动带来的终端位置与速度误差，提高空间非合作机动目标多约束附着制导精度。
附图说明
[0064]
图1为本发明公开的空间非合作机动目标多约束附着制导方法步骤流程图；
[0065]
图2为制导参数变化曲线示意图；
[0066]
图3为相对坐标系下多角度附着飞行轨迹；
[0067]
图4为相对坐标系下多角度附着飞行轨迹局部放大图；
[0068]
图5为航天器与目标相对距离曲线；
[0069]
图6为航天器与目标相对速度曲线；
[0070]
图7为航天器相对目标视线角曲线。
具体实施方式
[0071]
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合一个实施例和相应附图对发明内容做进一步说明。
[0072]
为验证方法的可行性，以赤道平面内的航天器与目标为例，对航天器附着目标的过程进行仿真。初始时刻目标状态为r
t0
＝[7378,100,0]
t
(单位：km)，v
t0
＝[-0.9962
×
10-4
,7.350,0]
t
(单位：km/s)，目标的机动加速度大小为0.5m/s2，机动方向沿速度法向正向；航天器状态为r
p0
＝[7378,0,0]
t
(单位：km)，v
p0
＝[0,7.350,0]
t
(单位：km/s)，m
p0
＝100kg，航天器推力上限为100n，发动机比冲为350s。
[0073]
如图1所示，本实施例公开的空间非合作机动目标多约束附着制导方法，具体实现步骤如下：
[0074]
步骤一、建立视线坐标系下的相对动力学模型，并对其进行简化，将航天器运动分解为垂直视线方向运动与沿视线方向运动，分别称为侧向运动与纵向运动。设计两个方向上的附着制导律：纵向满足终端位置与速度约束，侧向满足附着角度约束。
[0075]
步骤一的具体实现方法为：
[0076]
首先建立视线坐标系o
p
x
lylzl
：原点位于航天器质心o
p
，o
p
x
l
轴与航天器到目标的视线重合，指向目标飞行器为正；o
pzl
轴垂直追踪及目标共轨平面，且与o
p
x
l
轴垂直，指向上方为正，o
pyl
轴由右手定则给出。
[0077]
在附着任务末段，航天器与目标处于同一轨道平面，在该平面内建立视线坐标系下的相对动力学模型；目标与航天器间相对位置为ρ，ρ又称为视线，为视线坐标系的o
l
x
l
轴，o
l
x
l
轴与轨道坐标系的o
tyt
轴间的夹角为视线角q，o
lyl
轴指向正方向；
[0078]
引入视线方向与它垂直方向的单位矢量ρ0和q0，与视线坐标系的o
lzl
轴的单位矢量k共同构成正交坐标系的三个单位矢量。有ρ关于时间的导数
[0079][0080]
式中，ω表示目标的轨道角速度，ρ表示目标与航天器的相对距离。
[0081]
由几何关系可知
[0082][0083]
式中，r
t
、r
p
分别表示目标与航天器在惯性坐标系下的地心距；μ＝3.986005
×
10
14
m3/s2，表示地心引力常数；f
p
表示航天器受到的控制量；m
p
表示航天器质量；δfd为未知但有界的相对摄动加速度。当两航天器距离远小于地心距时，存在近似r
t
≈r
p
，代入式(20)得到
[0084][0085]
结合式(21)与式(19)得到视线坐标系下的侧向运动方程与纵向运动方程
[0086][0087][0088]
式中，aq、a
ρ
分别表示侧向与纵向机动加速度；f
dq
、f
dρ
分别表示侧向与纵向的摄动加速度；δζ和δυ为系统不确定干扰项
[0089][0090]
式(4)和(5)两个方程分别描述了视线角变化与相对距离变化情况。基于式(4)和(5)两个方程，在侧向和纵向两方向分别设计制导律：基于滑模控制理论设计侧向制导律为
[0091][0092]
式中，qd为目标附着角度，本实施例中取qd分别为-90
°
、0
°
、90
°
、180
°
四个值作为附着角约束条件进行仿真，以表明所述制导方法具有在不同角度约束条件下实现附着的能力。kq＝k
q0
+k
q1
为侧向滑模系数，取kq＝30；k
q0
为角度约束系数，k
q1
表示为减小系统抖振引入的阻尼系数，取k
q1
＝1；ηq为侧向切换系数，取ηq＝0.01；t
go
为航天器剩余飞行时间
[0093][0094]
式中，ε1、ε2是为了避免滑模面数值结果恒等于零而引入的正值小量。
[0095]
同理，设计纵向制导律
[0096][0097]
式中，k
ρ
为纵向滑模系数，取k
ρ
＝10；η
ρ
为纵向切换系数，取η
ρ
＝0.1。
[0098]
步骤二、通过参数自适应调节方法减小目标机动导致的制导终端误差：保持纵向制导参数不变，侧向附着角度约束参数k
q0
随相对距离的变化曲线，使航天器能够适当放松附着角约束，将机动能力向纵向机动倾斜以提高终端位置与速度精度。
[0099]
步骤二的具体实现方法为：
[0100]
参数k
q0
的大小随航天器与目标相对距离变化而变化，于是有
[0101]kq0
＝ψ(ρ,δρ)(28)
[0102]
式中，ψ表示参数随相对距离变化函数；为未来距离，代表相对距离在未来一段时间内的增大或减小趋势，本实施例中选取时间间隔dt在数值上等于制导周期。
[0103]
侧向制导律式(25)中，参数kq的大小影响着控制曲线的抖振。当kq数值减小时，切换系数ηq及其对应的符号函数在机动加速度的计算中占比增大，导致振荡增大。当kq数值过小时，系统会在滑模两侧大幅振荡，难以在实际附着任务中应用。因此设计参数kq为常数，此时参数k
q1
是变化的，于是有
[0104]kq1
＝k
q-k
q0
＝k
q-ψ(ρ,δρ)(29)
[0105]
在此基础上引入调节系数χ1、χ2，设计函数
[0106]kq0
＝ψ(ρ,δρ)＝χ1gk(ρ)+χ2hk(δρ)(30)
[0107]
式中，χ1+χ2＝kq，且χ1《χ2，使函数受未来的变化趋势影响更大；gk与hk分别表示ρ项与δρ项曲线。
[0108]
为了提高对航天器与目标相对距离初始变化的敏感性，使制导律在参数不合适的趋势刚刚出现的时候就有所反应，设计曲线为开口向上的二次函数形状，如图2所示，数学表达分别为
[0109][0110][0111]
式中，ρs、δρs分别表示理想相对距离与理想未来距离；ρ
max
、δρ
max
分别表示容许最大相对距离与容许最大未来距离。对于δρ，当其为正值时航天器开始远离目标，系统状态开始发散，因此取δρs＝0。
[0112]
取制导周期δt＝0.5s，结合上述参数自适应调节方法与步骤一所述制导律，在每周期内生成航天器制导指令，更新航天器与目标状态，记录状态量得到飞行轨迹。当目标与航天器相对距离超过ρ
max
且仍具有快速增大的趋势时，转入步骤三。当航天器与目标相对距离进入0.1m内时，制导指令停止生成，状态量更新与记录结束，空间非合作机动目标多约束附着制导任务完成。
[0113]
步骤三、当目标与航天器相对距离超过ρ
max
且仍具有快速增大的趋势时，将这种情况判定为极端情况，针对极端情况提出熔断策略：当极端情况出现时，降低角度约束系数至零，迅速集中航天器的机动能力用于终端位置与速度约束的满足；当复位条件满足时，采用步骤二中的调节方法调节角度约束系数。通过设计参数自适应调节曲线与角度约束系数的熔断策略，实现航天器机动能力的自主合理分配，在兼顾附着角度约束的基础上有效降低目标机动带来的终端位置与速度误差，提高空间非合作机动目标多约束附着制导精度。
[0114]
步骤三的具体实现方法为：
[0115]
当ρ与δρ满足式(15)条件时，k
q0
＝0。
[0116][0117]
此时航天器与目标相对距离较大且仍具有快速增大的趋势，因此将这种情况判定为不适合考虑附着角约束的情况，称为极端情况。
[0118]
此时侧向滑模系统sq为
[0119][0120]
航天器在侧向上的制导不考虑角度约束，仅保证航天器飞行方向指向目标，从而帮助纵向运动中的相对位置与速度收敛，即航天器全部机动能力都用于终端位置与速度约束的满足。
[0121]
当k
q0
＝0时，k
q0
的大小不再随相对距离与速度变化，称为熔断；k
q0
保持为0直到复位条件满足后，重新根据步骤二中式(30)计算k
q0
。
[0122]
定义σk为可接受终端误差，取σk＝0.1m，复位条件为
[0123][0124]
熔断策略
[0125][0126]
式中，i表示制导周期序号。
[0127]
在-90
°
、0
°
、90
°
、180
°
四种附着角约束条件下的相对坐标飞行轨迹如图3所示，图4为图3中虚线框部分的局部放大图。以附着角度约束为90
°
为例，相对距离曲线如图5所示，相对速度曲线如图6所示，视线角度变化如图7所示。终端时刻位置误差为0.10m，速度误差为0.06m/s，角度误差为0.76
°
，满足附着多约束条件。仿真表明所设计的解析制导律能够实现多种角度约束下的机动目标附着，该制导方法适用于非合作机动目标的多约束附着任务。
[0128]
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.空间非合作机动目标多约束附着制导方法，其特征在于：包括如下步骤，步骤一、建立视线坐标系下的相对动力学模型，并对相对动力学模型进行简化，将航天器运动分解为垂直视线方向运动与沿视线方向运动，分别称为侧向运动与纵向运动；构建两个方向上的附着制导律：纵向满足终端位置与速度约束，侧向满足附着角度约束；步骤二、通过参数自适应调节方法减小目标机动导致的制导终端误差，保持纵向制导参数不变，设计侧向附着角度约束参数k
q0
随相对距离的变化曲线，使航天器能够适当放松附着角约束，将机动能力向纵向机动倾斜以提高终端位置与速度精度；步骤三、当目标与航天器相对距离超过ρ
max
且仍具有快速增大的趋势时，将所述情况判定为极端情况，针对极端情况提出熔断策略：当极端情况出现时，降低角度约束系数至零，迅速集中航天器的机动能力用于终端位置与速度约束的满足；当复位条件满足时，采用步骤二中的调节方法调节角度约束系数；通过设计参数自适应调节曲线与角度约束系数的熔断策略，实现航天器机动能力的自主合理分配，在兼顾附着角度约束的基础上有效降低目标机动带来的终端位置与速度误差，提高空间非合作机动目标多约束附着制导精度。2.如权利要求1所述的空间非合作机动目标多约束附着制导方法，其特征在于：步骤一的具体实现方法为，建立视线坐标系o
p
x
l
y
l
z
l
：原点位于航天器质心o
p
，o
p
x
l
轴与航天器到目标的视线重合；指向目标飞行器为正；o
p
z
l
轴垂直追踪及目标共轨平面，且与o
p
x
l
轴垂直，指向上方为正，o
p
y
l
轴由右手定则给出；在附着任务末段，航天器与目标处于同一轨道平面，在该平面内建立视线坐标系下的相对动力学模型；目标与航天器间相对位置为ρ，ρ又称为视线，为视线坐标系的o
l
x
l
轴，视线ρ与轨道坐标系的o
t
y
t
轴间的夹角为视线角q；所述轨道坐标系是指原点位于目标质心，o
t
x
t
轴与目标位置矢量重合，方向由地心指向目标；o
t
y
t
轴在目标轨道面内；o
t
z
t
轴垂直目标轨道面，指向目标轨道角速度方向，且满足右手定则的非惯性坐标系；ρ0为o
l
x
l
轴的单位矢量，q0为o
l
y
l
轴的单位矢量，k为o
l
z
l
轴的单位矢量，单位矢量ρ0、q0和k共同构成正交坐标系的三个单位矢量；有ρ关于时间的导数表示为：式中，ω表示目标的轨道角速度，ρ表示目标与航天器的相对距离；由几何关系知式中，r
t
、r
p
分别表示目标与航天器在惯性坐标系下的地心距；μ表示地心引力常数；f
p
表示航天器受到的控制量；m
p
表示航天器质量；δf
d
为未知但有界的相对摄动加速度；当两航天器距离远小于地心距时，存在近似r
t
≈r
p
，代入式(2)得到结合式(3)与式(1)得到视线坐标系下的侧向运动方程与纵向运动方程
式中，a
q
、a
ρ
分别表示侧向机动加速度与纵向机动加速度；f
dq
、f
dρ
分别表示侧向摄动加速度与纵向摄动加速度；δζ和δυ为系统不确定干扰项，表示如下：式(4)和(5)两个方程分别描述视线角变化与相对距离变化情况；基于式(4)和(5)两个方程，在侧向和纵向两方向分别设计制导律；基于滑模控制理论构建侧向制导律为式中，q
d
为目标附着角度；k
q
＝k
q0
+k
q1
为侧向滑模系数，k
q0
为角度约束系数，k
q1
表示为减小系统抖振引入的阻尼系数，k
q1
>0；η
q
为侧向切换系数，η
q
>0；t
go
为航天器剩余飞行时间式中，ε1、ε2是为了避免滑模面数值结果恒等于零而引入的正值小量；同理，构建纵向制导律式中，k
ρ
为纵向滑模系数，k
ρ
>1；η
ρ
为纵向切换系数，η
ρ
>0。3.如权利要求2所述的空间非合作机动目标多约束附着制导方法，其特征在于：步骤二的具体实现方法为：参数k
q0
的大小应当随航天器与目标相对距离变化而变化，于是有k
q0
＝ψ(ρ,δρ)(10)式中，ψ表示参数随相对距离变化函数；ρ代表当前的相对距离；为未来距离，代表相对距离在未来一段时间内的增大或减小趋势；侧向制导律(7)中，k
q
＝k
q0
+k
q1
，参数k
q
的大小影响着控制曲线的抖振；当k
q
数值减小时，切换系数η
q
及其对应的符号函数在机动加速度的计算中占比增大，导致振荡增大；当k
q
数值过小时，系统会在滑模两侧大幅振荡，难以在实际附着任务中应用；因此设计参数k
q
为常数，此时参数k
q1
是变化的，于是k
q1
＝k
q-k
q0
＝k
q-ψ(ρ,δρ)(11)在此基础上引入调节系数χ1、χ2，设计函数k
q0
＝ψ(ρ,δρ)＝χ1g
k
(ρ)+χ2h
k
(δρ)(12)式中，χ1+χ2＝k
q
，且χ1<χ2；χ1<χ2使函数受未来的变化趋势影响更大；g
k
与h
k
分别表示ρ项与δρ项曲线；设计曲线为开口向上的二次函数形状表达式分别为
式中，ρ
s
、δρ
s
分别表示理想相对距离与理想未来距离；ρ
max
、δρ
max
分别表示容许最大相对距离与容许最大未来距离；δρ
s
＝0，ρ
s
、ρ
max
、δρ
max
均为正值；结合上述参数自适应调节方法与步骤一所构建制导律，生成航天器制导指令，并更新航天器与目标状态；当目标与航天器相对距离超过ρ
max
且仍具有快速增大的趋势时，转入步骤三；当航天器与目标相对距离进入预设可接受终端误差范围内时，制导指令停止生成，空间非合作机动目标多约束附着制导任务完成。4.如权利要求3所述的空间非合作机动目标多约束附着制导方法，其特征在于：步骤三的具体实现方法为，当ρ与δρ需要满足式(15)条件时，k
q0
＝0；此时航天器与目标相对距离较大且仍具有快速增大的趋势，因此将这种情况判定为不适合考虑附着角约束的情况，称为极端情况；此时侧向滑模系统s
q
为航天器在侧向上的制导不考虑角度约束，仅保证航天器飞行方向指向目标，从而使纵向运动中的相对位置与速度收敛，即航天器全部机动能力都用于终端位置与速度约束的满足；当k
q0
＝0时，k
q0
的大小不再随相对距离与速度变化，称为熔断；k
q0
保持为0直到复位条件满足后，重新根据步骤二中式(12)计算k
q0
；定义σ
k
为可接受终端误差，则复位条件为构建熔断策略如公式(18)式中，i表示制导周期序号；通过设计参数自适应调节曲线与如公式(18)所示的熔断策略，实现航天器机动能力的自主合理分配，在兼顾附着角度约束的基础上有效降低目标机动带来的终端位置与速度误
差，提高空间非合作机动目标多约束附着制导精度。

技术总结
本发明公开的空间非合作机动目标多约束附着制导方法，属于航天器制导与控制技术领域。本发明实现方法为：建立视线坐标系下的相对动力学模型，通过简化视线相对动力学模型，将航天器运动分解为考虑附着角度约束的侧向运动与需要考虑终端位置与速度约束的纵向运动，并分别构建制导律；引入制导参数自适应调节方法，在考虑附着角度约束的同时降低目标机动引起的附着位置与速度误差；在极端情况下定向附着目标困难时，通过优化角度约束系数熔断策略，提高附着位置与速度精度，实现空间非合作机动目标多约束附着制导。本发明构建的解析制导律计算效率高，能够同时对附着位置、速度和角度进行约束，并在兼顾附着角度的基础上提高附着位置与速度精度。高附着位置与速度精度。高附着位置与速度精度。


技术研发人员：梁子璇 黄美伊 崔平远 朱圣英 徐瑞 龙嘉腾
受保护的技术使用者：北京理工大学
技术研发日：2023.05.30
技术公布日：2023/8/6