本發明涉及飛行器控制領域，特別是一種軌控推力偏離質心下的lqg相對軌控方法。
背景技術：
1、現有的航天器還未有軌控推力偏離質心下相對軌控的相關技術，常規在軌衛星或飛行器的推進系統基本設計為各軸軌控合力均基本經過飛行器質心的軌控推力器組合狀態。
2、由于飛行器無法保證各軸軌控推力矢量均過質心附近，由于軌控合力偏離質心位置較大，將產生不可忽視的干擾力矩，對飛行器的姿態控制產生干擾，因此在飛行器進行相對軌控時需對該干擾進行有效控制，不對飛行器整體姿軌控產生安全影響，以確保軌控帶來的干擾為小量，確保相對軌控時的姿軌控精度。
技術實現思路
1、本發明解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供了一種軌控推力偏離質心下的lqg相對軌控方法，對于軌控推力偏離質心下的相對軌控需求，考慮相對軌控期間軌控干擾力矩和姿態控制力矩情況，實現相對軌控期間的飛行器穩定控制。
2、本發明的技術解決方案是：一種軌控推力偏離質心下的lqg相對軌控方法，包括：
3、步驟1：根據各軸姿控力矩和各軸相對軌控推力產生的干擾力矩，得到各軸軌控脈寬限幅量；
4、步驟2：計算相對狀態偏差量，基于相對狀態偏差量和lqg控制律矩陣，計算當前控制周期需施加的各軸軌控加速度原始量，再基于各軸軌控加速度原始量，結合當前飛行器質量以及軌控推力組合的各軸合力標量，得到各軸軌控脈寬原始量；
5、步驟3：根據所述各軸軌控脈寬限幅量和固有的推進系統最小控制脈寬量，對所述各軸軌控脈寬原始量進行限幅，得到各軸相對軌控脈寬實際執行量，將該執行量分配給各相應軌控推力器。
6、進一步，步驟1中，各軸軌控脈寬限幅量，具體為：
7、
8、其中，表示各軸軌控脈寬限幅量，i,j∈{x,y,z}為相同軸力矩的姿軌控推力器組合，為各軸姿控力矩矢量內最大絕對值量，為各軸相對軌控推力產生的干擾力矩矢量內最大絕對值量，tcyc為控制周期，λ為余量系數，取λ＞1，為對x進行向下取整運算，min{x,y}為對x和y兩個數值進行比較取最小值運算。
9、進一步，步驟2中，各軸軌控脈寬原始量，具體為：
10、
11、其中，為各軸軌控脈寬原始量，為各軸軌控加速度原始量，m為當前飛行器質量，foc_i為軌控推力組合的各軸合力標量，tcyc為控制周期，round(·)為四舍五入運算。
12、進一步，步驟3中，各軸相對軌控脈寬實際執行量，具體為：
13、
14、其中，為各軸相對軌控脈寬實際執行量，為各軸軌控脈寬原始量，為推進系統最小控制脈寬量，為各軸軌控脈寬限幅量；sgn(x)為符號函數。
15、進一步，所述各軸姿控力矩，根據各軸姿控推力器組合形式，由組合內各姿控推力器的推力矢量和安裝位置矢量計算得到，具體為：
16、
17、其中，表示各軸姿控力矩，i∈{x,y,z}，x表示滾動軸、y表示俯仰軸，z表示偏航軸，nac_i為姿控組合內推力器的數量，×表示矢量積。
18、進一步，所述各軸相對軌控推力產生的干擾力矩，根據各軸軌控推力器組合形式，由組合內各軌控推力器的推力矢量和安裝位置矢量計算得到，具體為：
19、
20、其中，表示各軸相對軌控推力產生的干擾力矩，i∈{x,y,z}，x表示滾動軸、y表示俯仰軸，z表示偏航軸，noc_i為軌控組合內推力器的數量，×表示矢量積。
21、進一步，所述相對狀態偏差量，由本控制周期追蹤飛行器與目標飛行器的實際相對位置速度與期望的相對位置速度計算得到，具體為：
22、
23、其中，為實際相對位置矢量，為實際相對速度矢量；為期望相對位置矢量，為期望相對速度矢量。
24、進一步，所述各軸軌控加速度原始量，計算方式具體為：
25、
26、其中，k為3*6的lqg控制律矩陣，為相對狀態偏差量。
27、本發明還提供一種星上計算終端，包括存儲器、處理器和存儲于存儲器上并可在處理器上運行的計算機程序，處理器執行計算機程序時實現如前所述方法的步驟。
28、本發明還提供一種計算機程序產品，其特征在于：所述計算機程序產品被處理器執行時實現如前所述方法的步驟。
29、本發明與現有技術相比的優點在于：
30、(1)本發明創新性地提出一種解決軌控推力偏離質心情況下的對飛行器穩定控制的技術方案，通過考慮相對軌控期間軌控干擾力矩和姿態控制力矩情況，給出各軸軌控推力脈寬限幅量，將通過lqg控制律基于相對狀態偏差量計算出的軌控原始量進行限幅后輸出給各軌控推力器執行，能夠有效實現軌控推力偏離質心下的穩定相對軌控；
31、(2)本發明能夠實現不同軌控推力組合模式下的相對軌控。
32、(3)本發明的相對軌控方法非常便于實施和工程應用。
1.一種軌控推力偏離質心下的lqg相對軌控方法，其特征在于，包括：
2.根據權利要求1所述的軌控推力偏離質心下的lqg相對軌控方法，其特征在于：步驟1中，各軸軌控脈寬限幅量，具體為：
3.根據權利要求1所述的軌控推力偏離質心下的lqg相對軌控方法，其特征在于：步驟2中，各軸軌控脈寬原始量，具體為：
4.根據權利要求1所述的軌控推力偏離質心下的lqg相對軌控方法，其特征在于：步驟3中，各軸相對軌控脈寬實際執行量，具體為：
5.根據權利要求1所述的軌控推力偏離質心下的lqg相對軌控方法，其特征在于：所述各軸姿控力矩，根據各軸姿控推力器組合形式，由組合內各姿控推力器的推力矢量和安裝位置矢量計算得到，具體為：
6.根據權利要求1所述的軌控推力偏離質心下的lqg相對軌控方法，其特征在于：所述各軸相對軌控推力產生的干擾力矩，根據各軸軌控推力器組合形式，由組合內各軌控推力器的推力矢量和安裝位置矢量計算得到，具體為：
7.根據權利要求1所述的軌控推力偏離質心下的lqg相對軌控方法，其特征在于：所述相對狀態偏差量，由本控制周期追蹤飛行器與目標飛行器的實際相對位置速度與期望的相對位置速度計算得到，具體為：
8.根據權利要求1所述的軌控推力偏離質心下的lqg相對軌控方法，其特征在于：所述各軸軌控加速度原始量，計算方式具體為：
9.一種星上計算終端，其特征在于：包括存儲器、處理器和存儲于存儲器上并可在處理器上運行的計算機程序，處理器執行計算機程序時實現如權利要求1～8任一項所述方法的步驟。
10.一種計算機程序產品，其特征在于：所述計算機程序產品被處理器執行時實現如權利要求1～8任一所述方法的步驟。