航天器交會對接逼近段控制研究進(jìn)展

朱曉光

隨著航天技術(shù)的飛速發(fā)展，載人和無人飛船頻繁往返于空間站，航天器需要更加靈活快速的實(shí)施對接。航天器在空間實(shí)現(xiàn)交會對接是由航天器制導(dǎo)、導(dǎo)航和控制（Guidance， Navigation and Control， GNC）系統(tǒng)完成的，GNC的主要任務(wù)是高精度測量航天器之間的相對速度、相對位置、相對姿態(tài)以及相對姿態(tài)角速度，并控制航天器完成姿態(tài)的調(diào)整和軌道的切換。未來我國的神舟飛船將從多個方向?qū)嵤┡c空間站的交會對接。因此，進(jìn)一步研究與發(fā)展航天器沿不同軌跡的自主交會對接技術(shù)是未來太空領(lǐng)域工程應(yīng)用的必然趨勢。

航天器的自主交會對接過程可分為發(fā)射、調(diào)相（地面導(dǎo)引）、遠(yuǎn)距離交會、近距離交會、對接停泊等幾個階段，不同的階段要求的航天器控制精度不同，而近距離交會的最終逼近段控制精度要求較高。在最終逼近段，要完成準(zhǔn)確可靠地對接需要位置和姿態(tài)的精確調(diào)節(jié)，以及兩合作航天器間的協(xié)同配合來共同完成。換言之，航天器自主交會對接必須解決逼近段追蹤航天器相對位姿高精度的自主控制問題。然而，一方面交會對接過程對航天器相對位姿控制的動態(tài)特性要求較高;另一方面，復(fù)雜的空間運(yùn)行環(huán)境和航天器動力學(xué)模型中的不確定因素往往會影響其控制精度，因此需要應(yīng)用新的控制算法來解決交會對接中航天器位置和姿態(tài)控制的誤差精度和魯棒性問題。

1 國外研究現(xiàn)狀

Kluever， C. A為航天器沿固定軸的終端平面交會對接設(shè)計了反饋控制方案;Saponara， M將基于優(yōu)化的模型預(yù)測控制應(yīng)用于火星樣品回收任務(wù)中的航天器自主交會操作;Di Cairano， S將模型預(yù)測控制應(yīng)用于航天器交會對接逼近段的軌道平面機(jī)動;Singla， P在考慮未建模動態(tài)、參數(shù)擾動和實(shí)際位姿測量誤差的情況下，針對航天器交會對接控制問題，給出了一種輸出反饋結(jié)構(gòu)的模型參考自適應(yīng)控制方法;Subbarao， K和Sam， W以空間自由漂浮機(jī)器人和服務(wù)的漂浮物體交會停靠為研究背景，利用反饋線性化設(shè)計控制律使當(dāng)前和期望姿態(tài)之間的誤差為零，再通過自適應(yīng)干擾觀測矩陣來修正由重力梯度和其他未知干擾引起的干擾力矩，其穩(wěn)定性通過Lyapunov方程和Matrosov定理證明;Stansbery， D， T基于六自由度模型，提出了一種用狀態(tài)依賴的Riccati方程設(shè)計的非線性調(diào)節(jié)器來控制航天器在接近翻滾目標(biāo)時的位置和姿態(tài);Pan， H. Z在航天器平移速度和角速度測量缺失的情況下，用一個高通濾波器來估計航天器的速度和角速度，并給出了一種Lyapunov框架的非線性輸出反饋控制，以保證航天器相對位姿跟蹤誤差的半全局漸進(jìn)收斂;Naasz， B. J針對微小衛(wèi)星力矩輸出受限的情況，整合了基于LQR平均方程組的姿態(tài)控制器和基于軌道要素反饋的軌道控制器;Park， H在考慮避障的情況下，為航天器對接到一個旋轉(zhuǎn)/翻轉(zhuǎn)平臺設(shè)計了模型預(yù)測控制律;Guglieri， G為航天器交會對接地面試驗(yàn)系統(tǒng)的GNC設(shè)計了比例微分綜合控制器和脈沖寬度調(diào)制器來控制推進(jìn)器跟蹤預(yù)定的軌跡和速度;Lee， D基于六自由度動力學(xué)模型，為航天器近距離交會對接設(shè)計了非線性輸出跟蹤控制，將輸出反饋控制和狀態(tài)反饋控制組成一個閉環(huán)的控制結(jié)構(gòu)以滿足其魯棒性要求。

2 國內(nèi)研究現(xiàn)狀

彭冬亮通過一個坐標(biāo)變換矩陣將軌道動力學(xué)模型和姿態(tài)動力學(xué)模型結(jié)合起來，建立了姿軌一體化數(shù)學(xué)模型，并設(shè)計了耦合控制方案;Chen， W. Y分別為軌道和姿態(tài)設(shè)計線性H∞和非線性H∞控制器，并采用一種協(xié)調(diào)邏輯來避免軌道控制和姿態(tài)控制的沖突;朱志斌針對航天器在近距離沿目標(biāo)航天器快速繞飛的情況，考慮到相對運(yùn)動對動態(tài)性能的高精度要求，設(shè)計了一種滾動優(yōu)化有限時域最優(yōu)控制求解方法;Wang， J. Y設(shè)計了一種模型無關(guān)的類PD魯棒控制器，證明了閉環(huán)系統(tǒng)存在外部擾動條件下的魯棒性，并基于六自由度模型，設(shè)計了魯棒自適應(yīng)滑模控制律;Wang， X. K針對多飛行器位姿協(xié)同控制問題，提出了一種特定根樹結(jié)構(gòu)的分布式控制策略，并設(shè)計了全局漸進(jìn)收斂的輸出反饋調(diào)節(jié)器;Zhang， F基于六自由度模型，為空間交會任務(wù)中的追蹤航天器設(shè)計了自適應(yīng)反步（Back Stepping）控制律;Zhao， X為航天器交會對接逼近段設(shè)計了多滑模控制（Multi-Slide-Mode Control， MSMC），以降低能量消耗;Sun， L針對空間非合作目標(biāo)交會中追蹤航天器的位姿同步跟蹤問題，基于六自由度耦合動力學(xué)模型設(shè)計了魯棒自適應(yīng)控制器，采用梯度自適應(yīng)方法和一種范數(shù)估計自適應(yīng)方法在線估計追蹤航天器的參數(shù)不確定性和動態(tài)耦合影響;Wan， N為推力有限的近地軌道交會對接設(shè)計了基于狀態(tài)觀測器的魯棒控制，保證能量消耗最小。

3 小結(jié)與展望

綜上所述，針對航天器交會對接逼近段控制算法問題，國內(nèi)外的學(xué)者從不同的角度提出了諸多理論上可行的方法和策略，其中基于位姿耦合數(shù)學(xué)模型控制算法的研究與應(yīng)用，在航天器相對導(dǎo)航、空間多目標(biāo)協(xié)同以及航天器自主交會對接等航天領(lǐng)域有著極其重要的研究價值;同時，實(shí)現(xiàn)航天器交會對接逼近段高精度的自抗擾控制對于提高航天器的性能，任務(wù)可靠性以及擴(kuò)展空間應(yīng)用方面具有重要的現(xiàn)實(shí)意義，也是我國面向空間合作目標(biāo)跨尺度運(yùn)動再現(xiàn)提出的挑戰(zhàn)性新課題。