本技术涉及航天器控制，尤其涉及一种地月平动点轨道的最优保性能交会控制方法。
背景技术：
1、近几十年来，随着地月空间探索的不断发展，平动点轨道空间任务的快速增加，航天器的故障或失效使得加油、装配和寿命延长等在轨服务技术越来越受到关注。为保证航天器接近交会操作的安全性和有效性，需要高可靠、高精度的控制方法，现有最优控制方法、自抗扰控制方法，强化学习自适应控制方法和模型预测控制方法等。虽然这些方法能够实现相对位置的追踪控制，但是存在以下两点局限。首先，上述方法很少考虑状态约束和控制饱和，在粗糙条件下可能导致闭环系统控制性能下降甚至不稳定；其次，现有的模型预测控制、最优控制等基于优化的控制方法虽然有着高精度、高控制效率等优势，但抗干扰能力不足，并且通常需要求解非线性规划(nlp，nonlinear programming)问题。这使得它对用户来说是隐式的，会消耗大量宝贵的星载计算资源，这是实际航天器所不允许的，导致存在跟踪航天器的控制效率低的问题。
技术实现思路
1、本技术实施例提供了一种地月平动点轨道的最优保性能交会控制方法，可以解决跟踪航天器的控制效率低的问题。
2、第一方面，本技术实施例提供了一种地月平动点轨道的最优保性能交会控制方法，该交会控制方法包括：
3、根据目标航天器在地月系统中运动的速度和跟踪航天器在地月系统中运动的速度，构建目标航天器与跟踪航天器之间的相对运动动力学方程；
4、基于相对运动动力学方程，获取跟踪航天器的误差系统，并根据跟踪航天器的误差系统计算得到跟踪航天器的静态交会控制器；
5、对跟踪航天器在历史运行周期的控制加速度进行采样，获取多个采样控制加速度，并根据跟踪航天器的静态交会控制器和所有采样控制加速度构建代价函数，并基于代价函数构建代价优化问题；代价函数用于描述跟踪航天器被控制时的运动误差，代价优化问题用于对跟踪航天器被控制时的运动误差进行优化；
6、对代价优化问题进行求解，得到跟踪航天器的解析控制器；解析控制器用于对跟踪航天器进行交会时的控制加速度进行控制；
7、根据跟踪航天器的解析控制器和代价函数，计算得到跟踪航天器的最优控制施加时间；
8、构建代价函数的搜索指标，基于搜索指标对代价函数进行线搜索，得到跟踪航天器的控制持续时间；
9、根据跟踪航天器的最优控制施加时间和控制持续时间控制跟踪航天器与目标航天器进行交会。
10、可选的，相对运动动力学方程为：
11、
12、其中，表示对p1进行微分得到的相对位置状态微分矢量，p1表示相对位置状态矢量，p1＝rc-rg，rc表示跟踪航天器在地月系统中运动的位置，rg表示目标航天器在地月系统中运动的位置，表示相对速度状态微分矢量，f2表示系统项，p2表示相对速度状态矢量，p2＝vc-vg，vc表示跟踪航天器在地月系统中运动的速度，vg表示目标航天器在地月系统中运动的速度，b2表示控制增益矩阵，u表示控制加速度。
13、可选的，基于相对运动动力学方程，获取跟踪航天器的误差系统，包括：
14、定义相对位置误差e1，e1＝p1-pd，定义相对速度误差e2，
15、其中，pd表示期望相对位置矢量参考指令，表示期望相对速度矢量参考指令；
16、将相对位置误差e1以及相对速度误差e2代入相对运动动力学方程中，得到跟踪航天器的误差系统：
17、
18、
19、其中，表示相对位置误差状态的微分矢量，表示相对速度误差状态的微分矢量，表示x轴对应的误差系统状态方程的系统项，表示y轴对应的误差系统状态方程的系统项，表示z轴对应的误差系统状态方程的系统项，表示加速度矢量参考指令。
20、可选的，根据跟踪航天器的误差系统计算得到跟踪航天器的静态交会控制器，包括：
21、基于误差系统构建跟踪航天器的辅助变量s＝[s1,s2,s3]t＝λ2e2+λ1e1；
22、其中，s1表示跟踪航天器在x轴的辅助变量，s2表示跟踪航天器在y轴的辅助变量，s3表示跟踪航天器在z轴的辅助变量，λ2表示相对速度误差状态的权重系数矩阵，λ2＝diag{λ2,1,λ2,2,λ2,3}，λ1表示相对位置误差状态的权重系数矩阵，λ1＝diag{λ1,1,λ1,2,λ1,3}，λ2,1表示在x轴相对速度误差状态的权重系数，λ2,2表示在y轴相对速度误差状态的权重系数，λ2,3表示在z轴相对速度误差状态的权重系数，λ1,1表示在x轴相对位置误差状态的权重系数，λ1,2表示在y轴相对位置误差状态的权重系数，λ1,3表示在z轴相对位置误差状态的权重系数；
23、基于辅助变量获取跟踪航天器的映射函数值；
24、根据映射函数值计算得到跟踪航天器的静态交会控制器。
25、可选的，基于辅助变量获取跟踪航天器的映射函数值，包括：
26、通过公式：
27、
28、计算跟踪航天器的映射函数值εj；
29、其中，j＝1,2,3，当j＝1时，ε1表示跟踪航天器在x轴的映射函数值，θ1表示x轴对应的正常数，μ1表示x轴对应的统一状态变量，α1(t)表示跟踪航天器在第t个时刻在x轴的性能函数，当j＝2时，ε2表示跟踪航天器在y轴的映射函数值，θ2表示y轴对应的正常数，μ2表示y轴对应的统一状态变量，α2(t)表示跟踪航天器在第t个时刻在y轴的性能函数，当j＝3时，ε3表示跟踪航天器在z轴的映射函数值，θ3表示z轴对应的正常数，μ3表示z轴对应的统一状态变量，α3(t)表示跟踪航天器在第t个时刻在z轴的性能函数，t＝1,2,...,t，t表示跟踪航天器的当前轨道周期的最后一个时刻。
30、可选的，静态交会控制器为：
31、
32、其中，u0表示跟踪航天器的静态控制加速度，表示跟踪航天器在x轴的静态控制加速度，表示跟踪航天器在y轴的静态控制加速度，表示跟踪航天器在z轴的静态控制加速度，k表示正的控制增益。
33、可选的，代价函数为：
34、
35、
36、
37、其中，j1表示代价函数值，ti表示第i次采样的时间，i＝1,2,...,i，i表示对跟踪航天器在历史运行周期的最后一次采样，ti表示预测时域长度，l1(e(t))表示增量代价函数，l2(e(t))表示终端代价函数，q1和q2均表示权重矩阵，e(t)表示跟踪航天器在第t个时刻的跟踪误差，其误差系统方程为：
38、
39、其中，e表示误差状态，f()表示误差系统状态方程的系统项，pd表示期望位置，b表示控制矩阵，ub(t)表示解析预测控制器，τi表示待确定的最优控制施加时刻，λi表示待确定的控制持续时长，ua(t)表示默认控制器：
40、
41、其中，u0(t)表示跟踪航天器在第t个时刻的静态控制加速度，ui-1(t)表示根据跟踪航天器的前i-1个采样控制加速度计算的控制律，tsp表示采样间隔，tsp＝ti+1-ti；
42、代价优化问题为：
43、
44、
45、其中，表示待求解的解析控制器，r6表示维度，表示代价函数j1相对非负的控制持续时间λ+的一阶微分，γd表示与代价函数相关的负常数或负变量，r＝diag{r1,r2,r3}，r表示控制权重矩阵，r1表示x轴上的控制权重，r2表示y轴上的控制权重，r3表示z轴上的控制权重。
46、可选的，解析控制器为：
47、
48、其中，ρ表示伴随变量。
49、可选的，根据跟踪航天器的解析控制器和代价函数，计算得到跟踪航天器的最优控制施加时间，包括：
50、通过公式：
51、
52、计算跟踪航天器的最优控制施加时间τi。
53、可选的，搜索指标为：
54、
55、其中，ei-1表示第i-1次采样的相对误差状态，ei表示第i次采样的相对误差状态，li()表示第i次采样的增量代价函数，j1表示代价函数，ti表示第i次采样的时间，ti-1表示第i-1次采样的时间，i＝1,2,...,i，i表示最后一次采样，t表示第t个时刻，t＝1,2,...,t，t表示跟踪航天器的当前轨道周期的最后一个时刻，δj1表示代价函数的变化值：
56、
57、其中，表示解析控制器，λi表示待确定的控制持续时长，表示代价函数j1相对非负的控制持续时间λ+的一阶微分。
58、第二方面，本技术实施例提供了一种地月平动点轨道的最优保性能交会控制装置，包括：
59、构建模块，根据目标航天器在地月系统中运动的速度和跟踪航天器在地月系统中运动的速度，构建目标航天器与跟踪航天器之间的相对运动动力学方程；
60、第一计算模块，基于相对运动动力学方程，获取跟踪航天器的误差系统，并根据跟踪航天器的误差系统计算得到跟踪航天器的静态交会控制器；
61、采样模块，对跟踪航天器在历史运行周期的控制加速度进行采样，获取多个采样控制加速度，并根据跟踪航天器的静态交会控制器和所有采样控制加速度构建代价函数，并基于代价函数构建代价优化问题；代价函数用于描述跟踪航天器被控制时的运动误差，代价优化问题用于对跟踪航天器被控制时的运动误差进行优化；
62、求解模块，对代价优化问题进行求解，得到跟踪航天器的解析控制器；解析控制器用于对跟踪航天器进行交会时的控制加速度进行控制；
63、第二计算模块，根据跟踪航天器的解析控制器和代价函数，计算得到跟踪航天器的最优控制施加时间；
64、线搜索模块，构建代价函数的搜索指标，基于搜索指标对代价函数进行线搜索，得到跟踪航天器的控制持续时间；
65、交会模块，根据跟踪航天器的最优控制施加时间和控制持续时间控制跟踪航天器与目标航天器进行交会。
66、第三方面，本技术实施例提供了一种终端设备，包括存储器、处理器以及存储在存储器中并可在处理器上运行的计算机程序，该处理器执行上述计算机程序时实现上述的地月平动点轨道的最优保性能交会控制方法。
67、第四方面，本技术实施例提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现上述的地月平动点轨道的最优保性能交会控制方法。
68、本技术的上述方案有如下的有益效果：
69、在本技术的实施例中，通过根据目标航天器在地月系统中运动的速度和跟踪航天器在地月系统中运动的速度，构建目标航天器与跟踪航天器之间的相对运动动力学方程，然后基于相对运动动力学方程，获取跟踪航天器的误差系统，并根据跟踪航天器的误差系统计算得到跟踪航天器的静态交会控制器，再对跟踪航天器在历史运行周期的控制加速度进行采样，获取多个采样控制加速度，并根据跟踪航天器的静态交会控制器和所有采样控制加速度构建代价函数，并基于代价函数构建代价优化问题，然后对代价优化问题进行求解，得到跟踪航天器的解析控制器，再根据跟踪航天器的解析控制器和代价函数，计算得到跟踪航天器的最优控制施加时间，然后构建代价函数的搜索指标，基于搜索指标对代价函数进行线搜索，得到跟踪航天器的控制持续时间，最后根据跟踪航天器的最优控制施加时间和控制持续时间控制跟踪航天器与目标航天器进行交会。其中，基于相对运动动力学方程得到的跟踪航天器的静态交会控制器符合实际运动状况，具有合理性，通过对代价优化问题进行求解，能够对跟踪航天器运动的误差进行优化，进而提高解析控制器的跟踪性能，同时降低了运算的复杂程度，在提高获取最优控制时间和控制持续时间的效率的同时提高最优控制时间和控制持续时间的精确性，根据精确性高的最优控制施加时间和控制持续时间对跟踪航天器进行控制，能够有效提高跟踪航天器的跟踪性能和控制效率。
70、本技术的其它有益效果将在随后的具体实施方式部分予以详细说明。
1.一种地月平动点轨道的最优保性能交会控制方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的最优保性能交会控制方法，其特征在于，所述相对运动动力学方程为：
3.根据权利要求2所述的最优保性能交会控制方法，其特征在于，所述基于所述相对运动动力学方程，获取所述跟踪航天器的误差系统，包括：
4.根据权利要求3所述的最优保性能交会控制方法，其特征在于，所述根据所述跟踪航天器的误差系统计算得到所述跟踪航天器的静态交会控制器，包括：
5.根据权利要求4所述的最优保性能交会控制方法，其特征在于，所述基于所述辅助变量获取所述跟踪航天器的映射函数值，包括：
6.根据权利要求4所述的最优保性能交会控制方法，其特征在于，所述静态交会控制器为：
7.根据权利要求6所述的最优保性能交会控制方法，其特征在于，所述代价函数为：
8.根据权利要求7所述的最优保性能交会控制方法，其特征在于，所述解析控制器为：
9.根据权利要求8所述的最优保性能交会控制方法，其特征在于，所述根据所述跟踪航天器的解析控制器和所述代价函数，计算得到所述跟踪航天器的最优控制施加时间，包括：
10.根据权利要求1所述的最优保性能交会控制方法，其特征在于，所述搜索指标为：
