本发明属于航天器控制技术研究领域，具体涉及一种对组合体航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法。
背景技术：
空间在轨服务可以用来延长航天器的使用寿命、增强航天器的性能等，具有重要的经济价值。空间非合作目标，一般是指形态结构、运行状态、特性参数等未知或者在测量、行为上不配合的在轨航天器，包括故障航天器、太空垃圾以及敌对航天器等。航天器的质量参数包括质量、转动惯量和质心位置。由于非合作目标的质量参数未知，导致服务航天器捕获非合作目标后形成的组合体航天器质量参数未知，能否辨识出组合体航天器的质量参数，直接关乎后续空间任务能否准确完成。
航天器的轨道和姿态存在着复杂的耦合关系，主要来自于航天器姿态动力学和轨道动力学之间的耦合关系，以及执行机构安装带来的姿态与轨道控制系统的耦合。航天器姿轨耦合控制具有效率高、机动性强和控制精度高等突出优点。姿态和轨道控制不应该割裂开来，而是应该作为一个整体来对待。
针对组合体航天器的质量参数辨识和姿轨耦合控制，虽然目前已有有效的研究框架，但是现有解决方案仍有提升空间，具体表现为，现有方法先直接设计估计器辨识全部的质量参数，然后再设计控制器对组合体航天器进行姿轨耦合控制，或者是，即使能够同时进行质量参数辨识和姿轨耦合控制，但不能辨识出全部的质量参数。这会导致辨识和控制效率低下，或无法辨识全部的质量参数，最后会影响组合体航天器快速准确地完成后续空间任务。因此，设计一个能够辨识组合体航天器的全部质量参数的姿轨耦合控制器，保证组合体航天器快速准确地完成空间任务，是十分有意义的。
技术实现要素：
本发明的目的是为解决现有方法对质量参数辨识和姿轨耦合控制的效率低下、无法辨识全部质量参数的问题，而提出了一种对组合体航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法。
本发明为解决上述技术问题采取的技术方案是：一种对组合体航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，该方法包括以下步骤：
步骤一、建立组合体航天器的相对姿轨耦合动力学方程；
步骤二、根据步骤一中建立的相对姿轨耦合动力学方程，得到与质量参数估计误差相关的中间变量εj的表达式；
步骤三、选择并存储推力器输出数据和回归矩阵数据；
步骤四、根据是否满足质量参数辨识的充分条件，利用步骤三存储的数据来计算组合体航天器控制系统的控制输入和辨识全部质量参数。
本发明的有益效果是：本发明提出了一种对组合体航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，本发明在利用自适应律估计组合体航天器全部质量参数的同时，还能通过控制器来实现姿轨耦合控制。实验结果表明，本发明提供的方法既可以保证组合体航天器的全部质量参数收敛到真实值，同时还能实现姿态和轨道轨迹跟踪，采用本发明方法可以使组合体航天器的相对位置、相对速度、相对姿态、相对角速度在约1000s时收敛到零，提高了对质量参数辨识和姿轨耦合控制的效率，同时可以辨识出全部质量参数。
附图说明
图1为组合体航天器及执行机构安装示意图；
图中，f1为推力器1产生的力，f2为推力器2产生的力，f3为推力器3产生的力，f4为推力器4产生的力，f5为推力器5产生的力，f6为推力器6产生的力；
图2为组合体航天器跟踪的相对位置图；
图3为组合体航天器跟踪的相对速度图；
图4为组合体航天器跟踪的相对姿态图；
图5为组合体航天器跟踪的相对角速度图；
图6为质量辨识结果图；
图7为转动惯量矩阵中j11在0～1s以及500～1500s的辨识结果图；
图8为转动惯量矩阵中j22在0～1s以及500～1500s的辨识结果图；
图9为转动惯量矩阵中j33在0～1s以及500～1500s的辨识结果图；
图10为转动惯量矩阵中j23在0～1s以及500～1500s的辨识结果图；
图11为转动惯量矩阵中j13在0～1s以及500～1500s的辨识结果图；
图12为转动惯量矩阵中j12在0～1s以及500～1500s的辨识结果图；
图13为质心位置ρx在0～2s以及500～1500s的辨识结果图；
图14为质心位置ρy在0～2s以及500～1500s的辨识结果图；
图15为质心位置ρz在0～2s以及500～1500s的辨识结果图。
具体实施方式
具体实施方式一：结合图1说明本实施方式。本实施方式所述的一种对组合体航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，该方法包括以下步骤：
步骤一、建立组合体航天器的相对姿轨耦合动力学方程；
步骤二、根据步骤一中建立的相对姿轨耦合动力学方程，得到与质量参数估计误差相关的中间变量εj的表达式；
步骤三、选择并存储推力器输出数据和回归矩阵数据；
步骤四、根据是否满足质量参数辨识的充分条件，利用步骤三存储的数据来计算组合体航天器控制系统的控制输入和辨识全部质量参数。
具体来说，本发明具备以下创新点：
基于自适应控制法，提供了一种针对捕获非合作目标后形成的组合体航天器的控制方案，该方法不仅能实现姿态和轨道轨迹跟踪，同时还能辨识全部的质量参数。
具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是：所述组合体航天器由服务航天器、机械臂和非合作目标组成。
其它步骤及参数与具体实施方式一相同。
具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一不同的是：所述步骤一的具体过程为：
建立地心惯性坐标系o-xiyizi、组合体航天器本体坐标系op-xpypzp、虚拟坐标系ot-xtytzt和参考坐标系oo-xoyozo；
所述地心惯性坐标系o-xiyizi以地心o为原点，xi轴在赤道面内、并指向春分点，zi轴与地球自转轴重合，并指向北极方向，yi轴与xi轴和zi轴满足右手定则；
所述组合体航天器本体坐标系op-xpypzp以组合体航天器的质心为原点op，xp轴、yp轴和zp轴与服务航天器的惯性主轴重合，xp轴、yp轴和zp轴满足右手定则构成直角坐标系；
所述虚拟坐标系ot-xtytzt以组合体航天器期望的位置为原点ot，xt轴、yt轴和zt轴三轴相互垂直并满足右手定则，xt轴、yt轴和zt轴的指向代表了组合体航天器的期望姿态；
所述参考坐标系oo-xoyozo选取组合体航天器中已知位置的任意一点为原点oo，xo轴、yo轴、zo轴分别与xp轴、yp轴、zp轴平行且指向相同；
为了便于计算，选取图1中oo处为原点；
参考坐标系oo-xoyozo固连于组合体航天器，由原点oo到op形成的矢量ρ＝ooop＝[ρxρyρz]t为组合体航天器质心在参考坐标系中的位置坐标；
利用修正罗德里格参数σ表示组合体航天器由组合体航天器本体坐标系op-xpypzp到虚拟坐标系ot-xtytzt的相对姿态，ω为组合体航天器当前角速度与期望角速度之间的相对角速度在组合体航天器本体坐标系op-xpypzp中的坐标表示，在组合体航天器本体坐标系op-xpypzp中，组合体航天器的相对姿态动力学和运动学方程为：
其中，
中间变量cr的表达式为：
利用p表示组合体航天器当前位置与期望位置的相对位置矢量，v表示组合体航天器当前速度与期望速度的相对速度矢量，在坐标系op-xpypzp中，组合体航天器的相对轨道动力学模型为：
其中，
组合体航天器由安装于服务航天器上的六个推力器驱动。每个推力器能够产生一个平行于组合体航天器本体坐标轴的双向力，图1中箭头方向为力的正方向；
假设服务航天器的形状为长方体，服务航天器的长、宽、高分别为l1、l2、l3，则控制输入u为：
其中，f为推力器产生的力的向量，f＝[f1f2f3f4f5f6]t，控制输入矩阵a(ρ)为：
其中，ρx为组合体航天器质心在参考坐标系的xo轴方向上的分量，ρy为组合体航天器质心在参考坐标系的yo轴方向上的分量，ρz为组合体航天器质心在参考坐标系的zo轴方向上的分量；
选取系统状态
其中，
其它步骤及参数与具体实施方式一至二之一相同。
具体实施方式四：本实施方式与具体实施方式三不同的是：所述步骤二的具体过程为：
定义：对于任意的向量b＝[b1b2b3]t，有
令θ＝[j11j22j33j23j13j12]t表示由组合体航天器转动惯量矩阵中的未知元素组成的向量，θ＝[mθtρt]t为由组合体航天器的未知质量参数组成的向量，ρ为组合体航天器的质心位置坐标，
ψ1θ＝a1f(5)
其中，ψ1为回归矩阵，ψ1＝[n1 n2 n3-h(f)]，n1、n2、n3和h(f)均为中间变量，
且有
令
其中，ψ1,j为回归矩阵ψ1在tj时刻的取值，εj为中间变量。εj为ε在tj时刻的取值。
其他步骤及参数与具体实施方式一至三之一相同。
具体实施方式五：本实施方式与具体实施方式四不同的是：所述步骤三的具体过程为：
若当前时刻回归矩阵数据ψ1与tj时刻对应的回归矩阵数据ψ1,j存在差异，并满足如下不等式：
其中，||·||为范数，κ为一个给定的正数，则将此时记为tj 1时刻，并将当前时刻回归矩阵数据和推力器输出数据作为tj 1时刻的数据对(ψ1,j 1,fj 1)存入到堆栈
若当前时刻满足(7)中的条件，就记为tj 1时刻并存储相关数据；若当前时刻不满足(7)中的条件，则等待下一时刻的到来，若下一时刻满足(7)式，则将下一时刻记为tj 1；若下一时刻还不满足(7)，计算再下一时刻能否记为tj 1。即，当满足(7)时，下角标 1。
其它步骤及参数与具体实施方式一至四之一相同。
具体实施方式六：本实施方式与具体实施方式五不同的是：所述堆栈
其它步骤及参数与具体实施方式一至五之一相同。
具体实施方式七：本实施方式与具体实施方式六不同的是：所述步骤四的具体过程为：
设计组合体航天器的虚拟控制为
当满足质量参数辨识的充分条件时，利用步骤三中存储的数据，组合体航天器跟踪位置和姿态轨迹的控制输入为：
其中，k2为正定矩阵，
其中，
通过以下自适应律来辨识全部的质量参数：
其中，中间变量ψ2＝[ν1 n2' n3'-h(f)]，γ和k3均为正定矩阵；
当不满足质量参数辨识的充分条件时，采用以下自适应律辨识全部质量参数；
其中，
当经过实时验证满足质量参数辨识的充分条件后，将自适应律(10)切换为(9)。
其它步骤及参数与具体实施方式一至六之一相同。
具体实施方式八：本实施方式与具体实施方式七不同的是：所述质量参数辨识的充分条件为：
rank(ω)＝10，其中，中间变量矩阵
当满足该充分条件时，所有的质量参数都能够被辨识出来。备注：航天器在常规的机动中，均能满足上述充分条件。
其它步骤及参数与具体实施方式一至七之一相同。
具体实施方式九：本实施方式与具体实施方式八不同的是：所述坐标系ot-xtytzt到坐标系op-xpypzp的旋转矩阵
其它步骤及参数与具体实施方式一至八之一相同。
采用以下实施例验证本发明的有益效果：
实施例一：
本实施例一种对组合体航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法是按照具体实施方式制备的：
组合体航天器真实的质量、转动惯量、质心位置为：m＝1000kg，
根据步骤一至四，可以得到组合体航天器的控制输入和自适应律。通过图2-5可以看到组合体航天器的相对位置、相对速度、相对姿态、相对角速度在约1000s时收敛到零，即组合体航天器实现了对参考轨迹的跟踪。
同时，通过图6-15可以看到组合体航天器的质量、转动惯量、质心位置均收敛到真实值，即实现了全部质量参数辨识。
本发明的上述算例仅为详细地说明本发明的计算模型和计算流程，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。
1.一种对组合体航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
步骤一、建立组合体航天器的相对姿轨耦合动力学方程；
步骤二、根据步骤一中建立的相对姿轨耦合动力学方程，得到与质量参数估计误差相关的中间变量εj的表达式；
步骤三、选择并存储推力器输出数据和回归矩阵数据；
步骤四、根据是否满足质量参数辨识的充分条件，利用步骤三存储的数据来计算组合体航天器控制系统的控制输入和辨识全部质量参数。
2.根据权利要求1所述的一种对组合体航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，其特征在于，所述组合体航天器由服务航天器、机械臂和非合作目标组成。
3.根据权利要求2所述的一种对组合体航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，其特征在于，所述步骤一的具体过程为：
建立地心惯性坐标系o-xiyizi、组合体航天器本体坐标系op-xpypzp、虚拟坐标系ot-xtytzt和参考坐标系oo-xoyozo；
所述地心惯性坐标系o-xiyizi以地心o为原点，xi轴在赤道面内、并指向春分点，zi轴与地球自转轴重合，并指向北极方向，yi轴与xi轴和zi轴满足右手定则；
所述组合体航天器本体坐标系op-xpypzp以组合体航天器的质心为原点op，xp轴、yp轴和zp轴与服务航天器的惯性主轴重合，xp轴、yp轴和zp轴满足右手定则构成直角坐标系；
所述虚拟坐标系ot-xtytzt以组合体航天器期望的位置为原点ot，xt轴、yt轴和zt轴三轴相互垂直并满足右手定则，xt轴、yt轴和zt轴的指向代表了组合体航天器的期望姿态；
所述参考坐标系oo-xoyozo选取组合体航天器中已知位置的任意一点为原点oo，xo轴、yo轴、zo轴分别与xp轴、yp轴、zp轴平行且指向相同；
利用修正罗德里格参数σ表示组合体航天器由组合体航天器本体坐标系op-xpypzp到虚拟坐标系ot-xtytzt的相对姿态，ω为组合体航天器当前角速度与期望角速度之间的相对角速度在组合体航天器本体坐标系op-xpypzp中的坐标表示，在组合体航天器本体坐标系op-xpypzp中，组合体航天器的相对姿态动力学和运动学方程为：
其中，
中间变量cr的表达式为：
利用p表示组合体航天器当前位置与期望位置的相对位置矢量，v表示组合体航天器当前速度与期望速度的相对速度矢量，在坐标系op-xpypzp中，组合体航天器的相对轨道动力学模型为：
其中，
假设服务航天器的形状为长方体，服务航天器的长、宽、高分别为l1、l2、l3，则控制输入u为：
其中，f为推力器产生的力的向量，f＝[f1f2f3f4f5f6]t，控制输入矩阵a(ρ)为：
其中，ρx为组合体航天器质心在参考坐标系的xo轴方向上的分量，ρy为组合体航天器质心在参考坐标系的yo轴方向上的分量，ρz为组合体航天器质心在参考坐标系的zo轴方向上的分量；
选取系统状态
其中，
4.根据权利要求3所述的一种对组合体航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，其特征在于，所述步骤二的具体过程为：
定义：对于任意的向量b＝[b1b2b3]t，有
令θ＝[j11j22j33j23j13j12]t表示由组合体航天器转动惯量矩阵中的未知元素组成的向量，θ＝[mθtρt]t为由组合体航天器的未知质量参数组成的向量，ρ为组合体航天器的质心位置坐标，
ψ1θ＝a1f(5)
其中，ψ1为回归矩阵，ψ1＝[n1 n2 n3-h(f)]，n1、n2、n3和h(f)均为中间变量，
且有
令
其中，ψ1,j为回归矩阵ψ1在tj时刻的取值，εj为中间变量。
5.根据权利要求4所述的一种对组合体航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，其特征在于，所述步骤三的具体过程为：
若当前时刻回归矩阵数据ψ1与tj时刻对应的回归矩阵数据ψ1,j存在差异，并满足如下不等式：
其中，||·||为范数，κ为一个给定的正数，则将此时记为tj 1时刻，并将当前时刻回归矩阵数据和推力器输出数据作为tj 1时刻的数据对(ψ1,j 1,fj 1)存入到堆栈
6.根据权利要求5所述的一种对组合体航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，其特征在于，所述堆栈
7.根据权利要求6所述的一种对组合体航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，其特征在于，所述步骤四的具体过程为：
设计组合体航天器的虚拟控制为
当满足质量参数辨识的充分条件时，利用步骤三中存储的数据，组合体航天器跟踪位置和姿态轨迹的控制输入为：
其中，k2为正定矩阵，
其中，
通过以下自适应律来辨识全部的质量参数：
其中，中间变量ψ2＝[ν1 n2' n3'-h(f)]，γ和k3均为正定矩阵；
当不满足质量参数辨识的充分条件时，采用以下自适应律辨识全部质量参数；
其中，
8.根据权利要求7所述的一种对组合体航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，其特征在于，所述质量参数辨识的充分条件为：
rank(ω)＝10，其中，中间变量矩阵
