高静;金玉华;杨晓锋
【摘 要】In the process of satellite proximity observation and fault diagnosis, the vehicle was required to be close enough to the satellite. From the perspective of anti-collision, the flyby demand of biased proportional navigation was proposed. Aiming at this demand and based on relative motion model and the relationship between expected bias-distance and line of sight rate in 2-D plane, the bias term was reconstructed in 3-D space, and a biased proportional navigation guidance law with terminal bias-distance constraint was designed. The guidance law was applied to the two planes of the line-of-sight coordinate respectively to achieve the biased control and then realize the bias of random direction of the plane perpendicular to the line of sight. Finally, six-degree-of-freedom mathematical simulations are implemented for the intersection methods of along the rail with low velocity and inverse the rail with high velocity. Simu-lation results of the two intersection methods demonstrate that the miss distances are both less than 0.5m, the vehicle is guided to the target's flyby p
oint successfully, and the attitude is stabilized in biased terminal guidance control process. The proposed control method provides a feasible method for proximity observation at a flyby point near the target.%在空间航天器近距离观测和故障诊断过程中,要求距离航天器足够近.从防碰撞角度出发,提出了偏置导引近距离飞跃的要求.针对此要求,在相对运动模型的基础上,根据二维平面内期望的偏置距离与视线转率之间的关系,扩展到三维空间中重新构造偏置项,推出了一种具有终端偏置距离约束的偏置比例导引律,在视线坐标系的两平面内分别应用该导引律进行偏置控制来实现垂直于视线的平面内任意方向的偏置.最后对顺轨低速和逆轨高速两种不同交会方式进行了六自由度数学仿真,仿真结果表明,两种交会方式的脱靶量误差均小于0.5m,能成功将飞行器导引到目标近旁飞跃点,且在偏置末制导过程中稳定了飞行器的姿态,从而验证了偏置制导控制的可行性,为对目标近距离观测提供了一种新的方法.我感到了阳光
【期刊名称】《中国惯性技术学报》
【年(卷),期】2017(025)006
【总页数】6页(P815-820)
【关键词】蔡星辰航天器近距离观测;故障诊断;防碰撞;偏置导引;偏置制导控制
【作 者】高静;金玉华;杨晓锋
【作者单位】中国航天科工二院,北京 100854;中国航天科工二院,北京 100854;中国航天科工二院二部,北京 100854
【正文语种】中 文
【中图分类】V448
随着现代科技的发展，近旁飞跃观察目标已成为重要的作战方式之一。对于合作目标来说，可以近距离观测其飞行状态，提供其运行状况、故障类别等信息[1]。
为了实现对空间目标的清晰观测，要求飞行器从目标附近掠过，因而提出了偏置制导控制技术，根据观测的需要控制飞行器与目标之间的最短距离，来观测目标外部结构及故障情况，以满足日益发展的科研需求。
偏置比例导引（Biased Proportional Navigation，BPN）是比例导引的一种改进形式，它
是在比例导引的基础上添加一个偏置项来满足不同的约束条件。目前大部分的偏置比例导引律设计都是针对直接命中目标，且在导引过程中提出不同约束条件如控制终端角度[3]、终端时间[9]、视场角[10]等，只有很少的偏置导引律应用于将飞行器导引到目标附近特定的近旁飞跃点。陆毓峰[11]等针对红外导引头只能跟踪目标尾焰中心从而造成未命中目标的问题提出了一种能实现超前偏置的比例导引律，该导引律可以使命中点前移一段距离，增大毁伤效率。王珂[12]在考虑弹目相对距离的估计误差和视线转率测量噪声的条件下在二维平面内设计了一种偏置导引律，实现了不干扰目标在交会末端对目标的观测，但在满足视线转率的要求值附近时，轨控发动机会发生频繁对开的情况，导致燃料浪费，因此其观测目标的数量受限。 本文对偏置比例末制导控制进行优化，首先研究了轨道和姿态控制发动机的推力特性及姿轨控发动机的相互影响，进而在视线坐标系的两平面内分别应用偏置比例导引进行偏置控制，提出一种能够实现垂直于视线的平面内任意方向偏置的改进偏置比例导引律，并给出了一种姿态控制律，最后在三维空间内分析了飞行器的偏置比例导引末制导过程。
1 发动机模型
男生的第一次的重要性轨控发动机布局如图1所示，4台轨控发动机沿周向均匀分布，其中1、3用来调整飞行器弹体系Y1轴方向上的运动，2、4用来调整飞行器弹体系 Z1轴方向上的运动。
轨控发动机产生的力和力矩在弹体坐标系中分量形式为
其中：lg为轨控发动机推力作用点到轴向的距离（力臂）；ljz、ljy分别为沿弹体执行系Z1和Y1方向的径向质心漂移；lzh为轴向质心漂移；P1x、P2x、P3x、P4x、P2y、P4y、P1z、P3z均为推力偏心。
姿控发动机布局如图2所示，姿控发动机的输入信号为六个开关指令，输出为弹体坐标系中的三个方向的控制力矩和力。
图1 轨控布局（从尾部看）Fig.1 Divert thruster layout(viewed from tail)
图2 姿控布局（从尾部看）Fig.2 Attitude-control layout (viewed from tail)
由图2可得：
其中：lx、ly、lz分别是姿控力在弹体系 X1、Y1、Z1轴上的力臂。微秒
由以上分析可知，在设计姿态控制律时要考虑到轨控发动机产生的干扰力矩，同时在设计制导律时也要考虑到姿控发动机产生的干扰力。
轨控发动机推力上升和下降过程如图3所示，则轨控发动机的推力由推力曲线可得式(3)：
图3 轨控发动机推力曲线图Fig.3 Thrust curve of divert thruster
式中：发动机稳态推力为Fgmax；td是延时时间；tr是上升时间；tf是下降时间。
姿控发动机推力工作曲线同轨控发动机，见图 3。
本文为提高轨控发动机燃料消耗效率，在考虑到当前轨控发动机的上个周期开关指令和上两个周期的开关指令状态基础上，通过动态调节3个发动机阈值确定当前发动机的开关状态。
2 偏置比例导引末制导律
2.1 三维偏置比例导引律设计
已知零控脱靶量h可以近似表示为
式中：r˙为接近速度；tgo为剩余时间；ω为视线转率。
近旁飞越的需求是希望有固定的脱靶量D，若要最终实现飞行器以h=D从目标近旁飞过，则根据式(4)应有：
给据邮件将r = -r˙tgo 代入式(5)可得：
所以二维偏置制导律的形式为
其中：N为比例导引系数。
然而，以式(6)为偏置量，当r逐渐降低时，biasω会逐渐增大，当r小于某一值时，biasω会剧烈增加，而导致指令加速度也剧烈增大。因而，在某一固定距离rend前，应停止对视线转率的制导控制。
以上的分析均在二维平面内，而真实的观测过程发生在三维空间内，对目标的近旁飞跃过程也应置于三维空间中分析。
飞行器和目标的相对运动方程通常建立在视线坐标系内，即
传统的三维偏置比例导引律应该在两个相互垂直的平面内分别设计，实际上，通常在一个平面内使用普通的比例导引律，而在想要偏置的平面内使用偏置比例导引。如图4所示，在无偏置情况下飞行器在o点，目标在T点，本文根据三维相对运动方程可以在视线坐标系的两平面内分别应用偏置比例导引进行偏置控制，如此可实现在垂直于视线的平面内任意方向的偏置，使飞行器偏置到o′点，即
图4 两通道BPN的控制效果示意图Fig.4 Control effect of two-channel BPN
其中：
vy和 vz分别是飞行器和目标的相对速度在视线坐标系Ylos轴和Zlos轴方向的分量；hy和hz分别是飞行器相对目标在视线坐标系Ylos轴和Zlos轴方向的期望偏置距离。
北京联合大学学报对于非机动目标，比例导引律的目的是使ω趋于0，因而相应地，三维偏置比例导引律可以使yω、zω分别趋于Biasyω和Biaszω，即
因此，当hy > 0，hz < 0时，yω、zω分别趋向于一个大于0的小量，即最后视线倾角和视线偏角均向正向发散。同理，当hy < 0，hz > 0时，最后视线倾角和视线偏角均向负向发散。
2.2 姿态控制律
本文采用变结构控制器完成俯仰、偏航和滚转三通道的控制。
令姿态控制指令有：
其中：qε是视线倾角；qβ是视线偏角。
由于姿控发动机推力的非线性，不可能完全跟踪控制指令，只能将二者之差限制在一定的范围。以俯仰通道为例，由式(3)可知，俯仰通道的姿态由2号、5号姿控发动机控制，定义俯仰控制器的开关函数：
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