● 摘要
随着空间站组建、载人航天任务以及在轨服务任务的发展和需要，自主交会对接技术的重要性日渐凸显。考虑到追踪航天器的推力作用点偏离质心会引起轨道控制和姿态控制之间的耦合，且受控系统中转动惯量和偏心距的不确定性及未知干扰等因素的影响，都会给空间交会对接控制器设计带来很大挑战。
本文研究追踪航天器接近空间合作目标时相对位置和姿态的高精度协同控制问题，建立考虑追踪航天器推力作用点偏移影响的航天交会对接姿轨耦合六自由度误差模型，在此基础上分别设计模型参数精确已知、模型参数未知以及模型参数未知且存在未知干扰时的非线性控制器，保证相对位置和姿态跟踪误差的渐近收敛性，并通过仿真验证控制器的有效性。
本文所完成的主要工作是：
1．在交会对接动力学建模相关研究的基础上，基于航天器二体动力学和姿态运动学关系得到追踪航天器相对于目标航天器的位置和姿态动力学方程，考虑追踪航天器位置控制力偏离质心对姿态的影响，建立了六自由度相对运动姿轨耦合动力学误差模型。
2．在航天器姿轨耦合动力学模型精确已知的条件下，设计了基于输入输出稳定性理论的非线性反馈控制器，证明了闭环系统渐近稳定性，并进行了仿真验证。
3．对于姿轨耦合动力学模型中存在追踪航天器惯性矩阵不确定性且推力作用点与质心间存在未知偏移的情况，推导出系统相对运动动力学与未知参数间的线性关系，据此设计了基于计算力矩法的自适应控制器，证明了闭环系统能够渐近跟踪期望的相对运动参考轨迹，并用仿真验证了控制方法的有效性。
4．对于追踪航天器惯量矩阵参数和推力作用点偏移均未知，且系统受到未知干扰的情形，提出了变结构控制方案，使得闭环系统对模型不确定和未知干扰具有鲁棒性。并通过仿真验证了该控制方案的可行性。