CN103970142A - 在轨拖曳的组合体航天器姿轨复合控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了在轨拖曳的组合体航天器姿轨复合控制方法，其包括步骤：对组合体航天器质量特性参数进行在轨辨识；轨道机动期间组合体姿轨复合控制的确定。本发明能够实现大干扰力矩及参数不确定性情况下的废弃空间目标的离轨机动；能用于清理地球轨道的废弃卫星或者空间碎片，为正常运行的卫星提供洁净的运行环境。

Description

在轨拖曳的组合体航天器姿轨复合控制方法

技术领域

本发明涉及航天器在轨服务技术，尤其是组合体姿轨复合控制方法实现废弃卫星在轨拖曳的方法。

背景技术

废弃的卫星或空间碎片占有有限的空间资源，并对在轨运行航天器造成威胁。通过服务航天器捕获将其拖曳至坟墓轨道，恢复干净的空间环境，且服务航天器可重复使用多次，能够清理多颗废弃卫星。

服务航天器捕获目标后，组合体完全交由服务航天器来控制，质量特性较之前发生很大变化：质量和转动惯量增加、质心偏移。由此带来的推力不对称、力矩分配、质量特性参数无法准确获得等问题给组合体控制带来很大困难。

为此需要对组合体进行在轨辨识，辨识的结果为控制器的输入提供依据。辨识算法要求简单可靠，实时性要好，精度高。轨道机动期间受质心偏移且辨识存在误差的影响，轨控发动机作用时对姿态产生较大的干扰力矩，姿态的变化又会引起最终的轨道精度，因此需根据辨识结果合理配置控制周期内的喷气脉宽，并协同处理姿控和轨控系统的指令。设计在轨拖曳的组合体航天器姿轨复合控制方法非常必要，故申请人来提供现有尚无的方法。

发明内容

本发明的目的在于提供在轨拖曳的组合体航天器姿轨复合控制方法，能够实现大干扰力矩及参数不确定性情况下的废弃空间目标的离轨机动。

本发明根据清理地球轨道的废弃卫星或者空间碎片，为正常运行的卫星提供洁净的运行环境理由。先将服务卫星发射至停泊轨道待命,由地面控制它对废弃卫星或空间目标进行追踪、变轨、逼近、悬停,通过机械臂抓捕或者飞网捕获废弃星,抓捕完成后,服务卫星和废弃星联为一体,然后对服务卫星进行变轨机动,将废弃星携带到高轨废弃轨道或者低轨再入轨道,最后服务卫星与废弃卫星分离，完成在轨拖曳任务。服务卫星的在轨拖曳可重复多次使用，能将多颗废弃目标脱离原轨道。

本发明针对轨道机动期间组合体质心偏移大、质量特性参数不确定问题，设计了姿轨系统协同控制方法，实现了废弃卫星或空间目标的离轨操控，满足姿态控制精度及轨道误差的要求，能有效地节约了燃料，提高了服务航天器的使用寿命。

为了达到上述发明目的，本发明的在轨拖曳的组合体航天器姿轨复合控制方法，先对组合体的质量特性参数进行在轨辨识，并将结果作为控制器参数设定的依据，然后针对轨道机动期间干扰力矩大及参数不确定的情况，采用两种不同的姿轨控制，以配合实际的推力器配置，完成空间目标的轨道转移。其包括如下步骤：

步骤一，对组合体航天器质量特性参数进行在轨辨识

通过推力器对组合体进行激励，获取机动过程中陀螺、加速度计的测量输出，采用递推最小二乘法在线辨识出组合体的质量、质心位置；

对组合体的质量特性参数进行在轨辨识，并将结果作为控制器参数设定的依据；由喷气对航天器进行控制，根据作用效果辨识模型参数。在喷气对航天器进行激励过程中，飞轮不参与控制，其转速为0。在机动中，需要采用非平衡作用力，即对星体施加的喷气作用力合力不能为0，且须对航天器姿态信息进行监控，防止本体失稳。因此，可根据机动过程中的历史数据，包括控制器的输出、角速度的测量结果来和加速度计的输出，采用最小二乘法求解，从而辨识出航天器的质量 、质心位置。

步骤二，轨道机动期间组合体姿轨复合控制的确定

利用在线辨识的结果修正控制器，结合推力器的配置，确定姿轨协同、推力矢量融合两种控制。姿态控制采用斜开关线喷气控制，姿轨协同控制为姿态控制回路和轨道控制回路分别使用不同的推力器，推力器不存在共用的情况。姿轨协同控制其轨道转移时间相对较少，但所需燃料相对多些。推力矢量融合控制在于协调所使用推力器，并根据姿态控制回路和轨道控制回路的需要动态地规划推力器所需执行的控制指令，实现姿轨控制，优化控制性能，同时节约燃料。

本发明采用的方法，其优点和有益效果是：

能够实现大干扰力矩及参数不确定性情况下的废弃空间目标的离轨机动；能用于清理地球轨道的废弃卫星或者空间碎片，为正常运行的卫星提供洁净的运行环境。

附图说明

以下将结合附图和实施例对本发明作进一步说明。

图1是本发明中在轨拖曳示意图；

图2是本发明中组合体参数辨识方法原理图；

图3是本发明中姿轨协同控制方案原理图；

图4是本发明中推力矢量融合方案原理图；

图5是本发明中斜开关线控制律设计图；

具体实施方式

如图1所示，是服务航天器对目标航天器的在轨拖曳示意图。

服务航天器接管组合体控制，使用服务航天器本体坐标系作为组合体本体系，即在轨拖曳过程中轴指向飞行方向，轴指向地心，由右手定则确定。

本发明的方法步骤描述如下：

步骤一，对组合体航天器质量特性参数进行在轨辨识

如图2所示，是组合体参数辨识方法原理图。组合体的质量特性参数辨识是利用航天器姿态控制系统运行过程中测得的系统输入（控制力矩）和输出（姿态测量），按照确定的辨识方法，从这些数据建立映射系统本质属性的数学模型，并确定航天器转动惯量等未知参数，同时修正受质量特性参数影响的控制器，改善系统的控制性能。

根据加速度计测量模型为：

其中，

式中，为其安装在的位置处加速度计测量值，为航天器质心的线速度，为质心位置矢量（在本体中的表示），为第个推力器的矢量方向，为推力器的标称值大小，为航天器的质量。

对上式进行处理，有

将上式写成最小二乘法的形式：

其中，

因此，系数矩阵可根据控制器的输出、角速度的测量结果来确定，直接通过加速度计测出。因此，类似于上节的方法，可根据机动过程中的历史数据，采用辨识算法求解，从而辨识出航天器的质量、质心位置。

步骤二，轨道机动期间组合体姿轨复合控制的确定

如图3所示，是姿轨协同控制方案原理图。姿轨协同控制方案中，由推力矢量为+X方向的发动机产生持续的推力，根据辨识的质心位置，设置控制周期内的喷气脉宽；其余发动机为姿控系统提供力矩。

如图4所示，是推力矢量融合方案原理图。推力矢量融合方案中，复用的发动机既为轨道转移提供推力同时也为姿态控制提供力矩。姿态控制系统的指令和轨道控制系统的指令被融合为同一的脉宽指令发送给推进系统，直接完成所有发动机在每个控制周期内电磁阀的开闭控制。而所有受控发动机喷气的矢量和正好满足姿态控制和轨道控制两个回路的要求。考虑到发射系统任务过程中质心变化显著，轨控可产生较大的干扰力矩，因此每个控制周期姿控脉冲预留0.2s，分配给轨控的时间为0.2s。

轨道机动中的姿态控制采用斜开关线喷气控制方案。考虑设计尽量统一的控制律有利于简化GNC系统算法的复杂程度，减轻星载计算机运算压力。同时推力器提供25N推力，最小脉冲时间10ms，所能提供的最小力矩能够保证较大的角冲量。因此设计两档开关线，可满足轨控期间姿态控制的任务要求。

如图5所示相平面中，II、VI象限的不喷气区域设计目的是利用“角速度偏差与角度偏差异号且较大”这一特性使状态自然漂移完成极限环，减少喷气的同时起到了防止角速度超调的作用。其不喷气区域的边缘由角速度决定，选为2deg/s。

Claims (3)

1.在轨拖曳的组合体航天器姿轨复合控制方法，其特征在于包括如下步骤：

步骤一，对组合体航天器质量特性参数进行在轨辨识

通过推力器对组合体进行激励，获取机动过程中陀螺、加速度计的测量输出，采用递推最小二乘法在线辨识出组合体的质量、质心位置；

步骤二，轨道机动期间组合体姿轨复合控制的确定

利用在线辨识的结果修正控制器，结合推力器的配置，确定姿轨协同、推力矢量融合两种控制。

2.根据权利要求1所述的在轨拖曳的组合体航天器姿轨复合控制方法，其特征在于：所述的步骤一中，机动过程中飞轮未参与，推力器采用非平衡作用力，对航天器施加的作用力合力非零，单个推力器依次作用。

3.根据权利要求1所述的航天器在轨拖曳期间组合体姿轨复合控制方法，其特征在于：所述的步骤二中，根据实际推力器配置，来选择姿轨协同控制或推力矢量融合控制。