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(duì)接。航天器在空間實(shí)現(xiàn)交會(huì)對(duì)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(duì)速度、相對(duì)位置、相對(duì)姿態(tài)以及相對(duì)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(gè)方向?qū)嵤┡c空間站的交會(huì)對(duì)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(huì)對(duì)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(huì)對(duì)接過程可分為發(fā)射、調(diào)相（地面導(dǎo)引）、遠(yuǎn)距離交會(huì)、近距離交會(huì)、對(duì)接停泊等幾個(gè)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(huì)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(duì)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(huì)對(duì)接必須解決逼近段追蹤航天器相對(duì)位姿高精度的自主控制問題。然而，一方面交會(huì)對(duì)接過程對(duì)航天器相對(duì)位姿控制的動(dòng)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(dòng)力學(xué)模型中的不確定因素往往會(huì)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(huì)對(duì)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(huì)對(duì)接設(shè)計(jì)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(huì)操作;Di Cairano， S將模型預(yù)測控制應(yīng)用于航天器交會(huì)對(duì)接逼近段的軌道平面機(jī)動(dòng);Singla， P在考慮未建模動(dòng)態(tài)、參數(shù)擾動(dòng)和實(shí)際位姿測量誤差的情況下，針對(duì)航天器交會(huì)對(duì)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(huì)?？繛檠芯勘尘?，利用反饋線性化設(shè)計(jì)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(jì)的非線性調(diào)節(jié)器來控制航天器在接近翻滾目標(biāo)時(shí)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(gè)高通濾波器來估計(jì)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(duì)位姿跟蹤誤差的半全局漸進(jìn)收斂;Naasz， B. J針對(duì)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(duì)接到一個(gè)旋轉(zhuǎn)/翻轉(zhuǎn)平臺(tái)設(shè)計(jì)了模型預(yù)測控制律;Guglieri， G為航天器交會(huì)對(duì)接地面試驗(yàn)系統(tǒng)的GNC設(shè)計(jì)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(dòng)力學(xué)模型，為航天器近距離交會(huì)對(duì)接設(shè)計(jì)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(gè)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(gè)坐標(biāo)變換矩陣將軌道動(dòng)力學(xué)模型和姿態(tài)動(dòng)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(jì)了耦合控制方案;Chen， W. Y分別為軌道和姿態(tài)設(shè)計(jì)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(duì)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(duì)運(yùn)動(dòng)對(duì)動(dòng)態(tài)性能的高精度要求，設(shè)計(jì)了一種滾動(dòng)優(yōu)化有限時(shí)域最優(yōu)控制求解方法;Wang， J. Y設(shè)計(jì)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(dòng)條件下的魯棒性，并基于六自由度模型，設(shè)計(jì)了魯棒自適應(yīng)滑?？刂坡?Wang， X. K針對(duì)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(jì)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(huì)任務(wù)中的追蹤航天器設(shè)計(jì)了自適應(yīng)反步（Back Stepping）控制律;Zhao， X為航天器交會(huì)對(duì)接逼近段設(shè)計(jì)了多滑?？刂疲∕ulti-Slide-Mode Control， MSMC），以降低能量消耗;Sun， L針對(duì)空間非合作目標(biāo)交會(huì)中追蹤航天器的位姿同步跟蹤問題，基于六自由度耦合動(dòng)力學(xué)模型設(shè)計(jì)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(jì)自適應(yīng)方法在線估計(jì)追蹤航天器的參數(shù)不確定性和動(dòng)態(tài)耦合影響;Wan， N為推力有限的近地軌道交會(huì)對(duì)接設(shè)計(jì)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(duì)航天器交會(huì)對(duì)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(duì)導(dǎo)航、空間多目標(biāo)協(xié)同以及航天器自主交會(huì)對(duì)接等航天領(lǐng)域有著極其重要的研究價(jià)值;同時(shí)，實(shí)現(xiàn)航天器交會(huì)對(duì)接逼近段高精度的自抗擾控制對(duì)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(dòng)再現(xiàn)提出的挑戰(zhàn)性新課題。