CN104216382A - 一种空间小型飞行器编队飞行控制系统 - Google Patents

Abstract

一种空间小型飞行器编队飞行控制系统，包括任务规划模块、队形计算模块、主飞行器控制模块、编队队形控制模块以及从飞行器控制模块，其中：任务规划模块用于向队形计算模块发送使命空间特性和目标特性，队形计算模块确定空间小型飞行器最优编队队形，并将最优编队队形发送给编队队形控制模块，任务规划模块还用于直接向主飞行器发送指令飞行状态，主飞行器控制模块进行飞行控制，得到实际运动状态，编队队形控制模块计算得出从飞行器的指令运动状态，并将计算结果发送给从飞行器控制模块，从飞行器控制模块进行飞行控制，得到实际运动状态。

Description

一种空间小型飞行器编队飞行控制系统

技术领域

本发明涉及一种空间小型飞行器，特别是涉及一种空间小型飞行器编队飞行控制系统。

背景技术

航天器编队飞行是20世纪90年代后期随着计算机技术、新材料、新能源技术的发展而出现的一种新的航天器空间运行模式。在有心力场中多颗轨道周期相同的航天器近距离飞行，彼此之间可形成特定的相对运动轨道，航天器之间互相协同，密切联系，以分布方式构成一颗大的“虚拟卫星”(或称“分布式卫星系统”，“分布式航天器系统”)，从而产生系统理论中所谓的“涌现”现象，性能上远远超过传统的单航天器系统。由于航天器编队飞行在探测、作战等领域有着广阔的应用前景，从诞生之初就获得了世界各航天大国的青睐，成为当今一大热点研究领域。

编队飞行控制技术是实现航天器编队飞行的技术基础。编队飞行控制包括队形保持和队形变换。目前编队飞行控制研究已经遍及歼击机、无人机、卫星等领域。飞行器编队飞行研究的热门主要集中在航天器、飞机等方面，比较有代表性的是关于卫星编队飞行控制的研究以及无人机编队飞行控制研究。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对单枚飞行器执行空间任务能力不足，提出一种空间小型飞行器编队飞行控制系统，实现了多枚空间小型飞行器的协同作战，提升了作战效能。

本发明的技术解决方案是：一种空间小型飞行器编队飞行控制系统，包括任务规划模块、队形计算模块、主飞行器控制模块、编队队形控制模块以及从飞行器控制模块，其中：

任务规划模块用于向队形计算模块实时发送使命空间特性和目标分布特性；所述使命空间特性包括队形保持和队形变换；

队形计算模块根据任务规划模块发送的使命空间特性和目标分布特性，确定空间小型飞行器最优编队队形；并将最优编队队形指令发送给编队队形控制模块；

任务规划模块还用于根据使命目标空间特性和目标分布特性向主飞行器控制模块发送主飞行器的运动状态指令；

主飞行器控制模块根据规划模块发出的运动状态指令，进行对主飞行器的飞行控制，得到实际运动状态；并将主飞行器的实际运动状态发送给编队队形控制模块；

编队队形控制模块用于根据主飞行器控制模块发送的主飞行器实际运动状态以及由队形计算模块发送的最优编队队形和所接收到的从飞行器的运动状态，计算得出从飞行器的运动状态指令；并将计算所得从飞行器的运动状态指令发送给从飞行控制模块；

从飞行器控制模块根据编队飞行控制模块发送的从飞行器的指令运动状态进行飞行控制，得到实际运动状态，并将运动状态反馈给编队队形控制模块。

所述最优编队队形为集中式，所述集中式为以主飞行器为参照点，编队中的每个空间小型飞行器与该参考点的相对位置不变。

所述最优编队队形为分层式，所述分层式为将从飞行器分为若干个次级编队，并在每一个次级编队中设定一个次级主飞行器，然后将各个编队的次级主飞行器与所述主飞行器作为一个编队进行控制。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)通过仿真分析，证明本发明提出的编队飞行控制方法能够实现空间小型飞行器的快速组网编队飞行，进而实现编队队形的集中式与分层式队形保持控制和队形变换控制。

(2)提高了作战性能，空间小型飞行器的编队飞行可广泛应用于空间协同探测、侦查、中继传输、空间攻防等领域，具有巨大的技术优势和广阔的应用前景。

(3)提升了系统适应性，空间小型飞行器编队构形大小与编队中飞行器数目甚至飞行器所携带的载荷都可以根据任务要求而进行变化，只需在原飞行器基础上适当调整就可以使飞行编队获得新功能或更高性能，从而以较短周期、较低成本和较高可靠性来完成新旧任务更替。

(4)提高了系统的可靠性，由于编队飞行系统由多枚空间小型飞行器组成，且在系统设计阶段考虑冗余度，如果系统中有一颗小型飞行器损坏，只会有与之相关的链路受影响，而整个系统不会消亡，在及时将损坏的个体清除出系统后，通过重构或者是补充新空间小型飞行器即可使系统复原，从而使系统在遭受破坏时更具鲁棒性。

附图说明

图1为本发明的空间小型飞行器相对坐标示意图；

图2a为本发明的空间小型飞行器集中式编队飞行图；

图2b为本发明的空间小型飞行器分层式编队飞行图；

图3为本发明的空间小型飞行器编队飞行控制框图；

具体实施方式

以下结合附图对本发明予以说明。

编队的飞行器因任务要求往往要保持其在队列中的相对位置基本不变。一般的保持策略是编队中的每个空间小型飞行器保持与队列中参考点的相对位置不变，本发明采用以主飞行器为约定点的保持策略，也称为跟随保持。在空间小型飞行器数量较少时，采用集中式控制，即编队中的各个空间小飞行器相对于主飞行器的位置不变，图2a为一台主飞行器和两台从飞行器组成的编队飞行示意图，图中，两台从飞行器相对于一台主飞行器的位置不变；当空间小型飞行器的数量较多时，应用集中式的控制方法显得十分繁琐，而且队形变换时容易发生混乱，故采用分层式控制，即将从飞行器分为若干个次级编队，并在每一个次级编队中设定一个次级主飞行器，然后将各个编队的次级主飞行器与所述主飞行器作为一个编队进行控制，即次级主飞行器相对于主飞行器的位置不变，次级编队中的从飞行器相对于次级主飞行器的位置不变，进而实现整个编队的有效控制。图2b所示即为空间小型飞行器分层式编队飞行示意图，其中，包括一个主飞行器、两个次级主飞行器1、2，主飞行器与两个次级主飞行器构成一个飞行编队，其中一个次级主飞行器与另外两个从飞行器组成一个次级飞行编队。

图1所示为以一台主飞行器及两台从属飞行器组成的集中式队形保持控制模型，其中，主坐标系O₁-X₁Y₁Z₁，该主坐标系为航天领域常用的J2000坐标系，坐标原点位于地心，X轴方向为春分点方向(春分点方向是指太阳沿黄道从天赤道由南向北通过天赤道那一点为春分点)，Z轴方向为沿地球自转轴指向北，Y轴与X轴和Z轴构成右旋坐标系；以下主从飞行器的坐标位置均以此主坐标系作为参照；定义相对坐标系o_r-x_ry_rz_r，坐标系原点位于主飞行器质心，o_rx_r轴指向主飞行器的速度方向，o_ry_r竖直向上，o_rz_r轴与之构成右手坐标系。

图3为编队飞行控制系统示意图，编队队形控制过程如下：首先，任务规划模块向空间小型飞行器编队队形计算模块提供编队的使命空间特性及目标分布特性，本发明的使命空间特性包括编队队形保持和编队队形变换等，目标分布特性包括对地面目标观测时地面目标的地理经纬度、对空间目标观测时空间目标的相对位置等目标分布特性；并用于根据使命目标空间特性和目标分布特性直接向主飞行器发送指令飞行状态，即空间位置、速度、弹道倾角和弹道偏角变化率，进而直接约束主飞行器的飞行状态。

空间小型飞行器编队队形计算模块根据任务规划模块提供的使命空间特性和目标分布特性，确定当前任务下的最优队形，不同阶段对应不同的空间小型飞行器编队最优队形；在编队队形保持的使命空间特性下，假设其最优队形为与主飞行器保持一定空间位置关系的队形，从飞行器与主飞行器之间位置关系(期望间距)为(X_i,Y_i,Z_i)＝K_i(X₁,Y₁,Z₁)+(ΔX_i,ΔY_i,ΔZ_i)，其中(X_i,Y_i,Z_i)为第i枚从飞行器的位置，(X₁,Y₁,Z₁)为主飞行器的位置，K_i为第i枚(i从2开始)从飞行器与主飞行器的坐标系转换矩阵。坐标系转换矩阵K、位置增量(ΔX_i,ΔY_i,ΔZ_i)与飞行器通讯距离、机动能力、控制精度等参数相关，随任务要求变化而变化。例如飞行器根据任务需求需要保持菱形进攻队形，且由主飞行器作为进攻箭头尖端，组网通讯距离为10km，防碰撞半径为4km，考虑控制误差1km，组网通讯距离余量1km，综合以上约束条件，则从飞行器2、3、4与主飞行器之间的坐标系转换矩阵和位置增量分别为：

①主从飞行器共用一个坐标系则坐标系转换矩阵为：

$K_i=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& 1& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]$

②位置增量(ΔX₂,ΔY₂,ΔZ₂)(ΔX₃,ΔY₃,ΔZ₃)(ΔX₄,ΔY₄,ΔZ₄)分别为，(-4，0，-3)，(-4，0，3)、(-8，0，0)。

主飞行器控制模块接收任务规划模块的指令运动状态，进行稳定飞行控制，得到实际的运动状态；若输入值与输出值相差较大时，主飞行器可以通过PD控制方法进行姿态控制，目的是使主飞行器运动状态与指令运动状态一致。

主飞行器控制模块输出的主飞行器实际运动状态，即空间位置(X₁,Y₁,Z₁)、速度V₁、弹道倾角θ₁和弹道偏角ψ_v1等，与队形计算模块给出的空间小型飞行器编队队形，即空间小型飞行器间期望距离以及上一次接收到的从飞行器的实际运动状态，同时输入至空间小型飞行器编队队形控制器模块中，该模块得到为实现编队队形控制所需要的从飞行器新的指令运动状态；

该新的指令运动状态加入到从飞行器控制模块中，得到从飞行器的实际运动状态，即空间位置(X_i,Y_i,Z_i)、速度V_i、弹道倾角θ_i和弹道偏角ψ_vi等，将新的指令运动状态反馈到编队队形控制器模块中作为下一次计算的基础，最终实现所要求的编队队形，进而完成空间小型飞行器编队飞行控制任务。

下面以集中式队形保持控制任务为例，对空间小型飞行器协同组网编队飞行控制方法实施过程进行说明(以定义的主坐标系为参照)：

(1)根据任务确定主飞行器运动状态

①初始速度：V_l＝6700m/s；

②初始位置：X_l0＝-10000m，Y_l0＝110000m，Z_l0＝-19000m；

③弹道偏角的变化规律为：其中：弹道偏角的初值为：振幅为频率为

④弹道倾角的变化规律为： $\mathrm{\θ}\left(t\right)={\mathrm{\θ}}_{l0}+A_{\mathrm{\θ}}\sin \left(F_{\mathrm{\θ}}t\right){\mathrm{\θ}}_l\left(t\right)={\mathrm{\θ}}_{l0}{+A}_{{\mathrm{\θ}}_l}\sin \left(F_{{\mathrm{\θ}}_l}t\right),$ 其中：弹道倾角的初值为：θ_l0＝30°，振幅为频率为

⑤飞行器跟随弹道控制系统的惯性时间常数为(主从飞行器均为此参数)：

λ_v＝1.21

λ_θ＝2.65

${\mathrm{\λ}}_{{\mathrm{\ψ}}_v}=1.26$

(2)根据任务确定最优编队队形(队形确定过程详见空间小型飞行器编队队形计算模块描述内容示例)

①主飞行器与从飞行器1的期望间距：

$\left[\begin{array}{c}{x_1}^{*}\\ {y_1}^{*}\\ {z_1}^{*}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}-40000m\\ 0m\\ -30000m\end{array}\right]$

②主飞行器与从飞行器2的期望间距：

$\left[\begin{array}{c}{x_2}^{*}\\ {y_2}^{*}\\ {z_2}^{*}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}-40000m\\ 0m\\ 30000m\end{array}\right]$

③主飞行器与从飞行器3的期望间距：

$\left[\begin{array}{c}{x_3}^{*}\\ {y_3}^{*}\\ {z_3}^{*}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}-80000m\\ 0m\\ 0m\end{array}\right]$

(3)主飞行器的飞行控制

按照规划模块的指令要求，对主飞行器进行飞行控制，运动方程如下：

${\stackrel{.}{X}}_1=V_1\cos {\mathrm{\θ}}_1\cos {\mathrm{\ψ}}_{v1}$

${\stackrel{.}{Y}}_1=V_1\sin {\mathrm{\θ}}_1$

${\stackrel{.}{Z}}_1=-V_1\cos {\mathrm{\θ}}_1\sin {\mathrm{\ψ}}_{v1}$

(4)编队队形控制模块计算飞行器相对位置关系

根据计算一枚从飞行器与主飞行器有如下关系(其余飞行器计算过程参照此过程，)，其中 $\left[\begin{array}{c}{X}_2\\ Y_2\\ Z_2\end{array}\right]$ 为所选取的该从飞行器的空间坐标位置， $\left[\begin{array}{c}{X}_1\\ Y_1\\ Z_1\end{array}\right]$ 为主飞行器的空间坐标位置；

$\left[\begin{array}{c}{X}_2\\ Y_2\\ Z_2\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{X}_1\\ Y_1\\ Z_1\end{array}\right]+T_2\left({\mathrm{\ψ}}_{v1}\right)T_1\left({\mathrm{\θ}}_1\right)\left[\begin{array}{c}{x}^{*}\\ y^{*}\\ z^{*}\end{array}\right]$

其中：

$T_1(.)=\left[\begin{array}{ccc}\cos (-.)& \sin (-.)& 0\\ -\sin (-.)& \cos (-.)& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}\cos (.)& -\sin (.)& 0\\ \sin (.)& \cos (.)& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]$

$T_2(.)=\left[\begin{array}{ccc}\cos (-.)& 0& -\sin (-.)\\ 0& 1& 0\\ \sin (-.)& 0& \cos (-.)\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}\cos (.)& 0& \sin (.)\\ 0& 1& 0\\ -\sin (.)& 0& \cos (.)\end{array}\right]$

则相对位置偏差为：

$e=\left[\begin{array}{c}{X}_2-X_1\\ Y_2-Y_1\\ Z_2-Z_1\end{array}\right]-T_2\left({\mathrm{\ψ}}_{v1}\right)T_1\left({\mathrm{\θ}}_1\right)\left[\begin{array}{c}{x}^{*}\\ y^{*}\\ z^{*}\end{array}\right]$

$\stackrel{..}{e}=\left[\begin{array}{c}{\stackrel{.}{V}}_2\cos {\mathrm{\θ}}_2\cos {\mathrm{\ψ}}_{v2}-V_2\sin {\mathrm{\θ}}_2{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}_2\cos {\mathrm{\ψ}}_{v2}-V_2\cos {\mathrm{\θ}}_2\sin {\mathrm{\ψ}}_{v2}{\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}}_{v2}\\ {\stackrel{.}{V}}_2\sin {\mathrm{\θ}}_2+V_2\cos {\mathrm{\θ}}_2{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}_2\\ -{\stackrel{.}{V}}_2\cos {\mathrm{\θ}}_2\sin {\mathrm{\ψ}}_{v2}+V_2\sin {\mathrm{\θ}}_2{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}_2\sin {\mathrm{\ψ}}_{v2}-V_2\cos {\mathrm{\θ}}_2\cos {\mathrm{\ψ}}_{v2}{\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}}_{v2}\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{\stackrel{..}{X}}_1\\ {\stackrel{..}{Y}}_1\\ {\stackrel{..}{Z}}_1\end{array}\right]$

$-\frac{d{T_2}^2\left({\mathrm{\ψ}}_{v1}\right)}{d{{\mathrm{\ψ}}_{v1}}^2}{\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}}_{v1}^2{T}_1\left({\mathrm{\θ}}_1\right)\left[\begin{array}{c}{x}^{*}\\ y^{*}\\ z^{*}\end{array}\right]-2\frac{d{T}_2\left({\mathrm{\ψ}}_{v1}\right)}{d{\mathrm{\ψ}}_{v1}}{\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}}_{v1}\frac{d{T}_1\left({\mathrm{\θ}}_1\right)}{d{\mathrm{\θ}}_1}{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}_1\left[\begin{array}{c}{x}^{*}\\ y^{*}\\ z^{*}\end{array}\right]-T_2\left({\mathrm{\ψ}}_{v1}\right)\frac{d{T_1}^2\left({\mathrm{\θ}}_1\right)}{d{{\mathrm{\θ}}_1}^2}{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}_1^2\left[\begin{array}{c}{x}^{*}\\ y^{*}\\ z^{*}\end{array}\right]$

根据每个从飞行器期望间距要求，计算每个从飞行器的相对位置偏差值。

(5)对从飞行器进行飞行控制

为了保持飞行队形，即保持主飞行器与从飞行器的期望间距，则要使相对位置偏差e为0。

选定PD控制律：

$\stackrel{..}{e}+k_1\stackrel{.}{e}+k_{2}e=0$

而

其中， $-{\mathrm{\λ}}_v(v_{c2}-v_2)={\stackrel{.}{v}}_2;-{\mathrm{\λ}}_{\mathrm{\θ}}({\mathrm{\θ}}_{c2}-{\mathrm{\θ}}_2)={\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}_2;-{\mathrm{\λ}}_{\mathrm{\ψv}}({\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{vc}2}-{\mathrm{\ψ}}_{v2})={\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}}_{v2};$

其中：

$f_1=-\left[\begin{array}{c}{\stackrel{..}{X}}_1\\ {\stackrel{..}{Y}}_1\\ {\stackrel{..}{Z}}_1\end{array}\right]-G_r\left[\begin{array}{c}{V}_2\\ {\mathrm{\θ}}_2\\ {\mathrm{\ψ}}_{v2}\end{array}\right]-\frac{d{T_2}^2\left({\mathrm{\ψ}}_{v1}\right)}{d{{\mathrm{\ψ}}_{v1}}^2}{\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}}_{v1}^2{T}_1\left({\mathrm{\θ}}_1\right)\left[\begin{array}{c}{x}^{*}\\ y^{*}\\ z^{*}\end{array}\right]$

$-2\frac{d{T}_2\left({\mathrm{\ψ}}_{v1}\right)}{d{\mathrm{\ψ}}_{v1}}{\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}}_{v1}\frac{d{T}_1\left({\mathrm{\θ}}_1\right)}{d{\mathrm{\θ}}_1}{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}_1\left[\begin{array}{c}{x}^{*}\\ y^{*}\\ z^{*}\end{array}\right]-T_2\left({\mathrm{\ψ}}_{v1}\right)\frac{d{T_1}^2\left({\mathrm{\θ}}_1\right)}{d{{\mathrm{\θ}}_1}^2}{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}_1^2\left[\begin{array}{c}{x}^{*}\\ y^{*}\\ z^{*}\end{array}\right]$

$G_r=\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{\λ}}_v\cos {\mathrm{\θ}}_2\cos {\mathrm{\ψ}}_{v2}& -{\mathrm{\λ}}_{\mathrm{\θ}}{V}_2\sin {\mathrm{\θ}}_2\cos {\mathrm{\ψ}}_{v2}& -{\mathrm{\λ}}_{{\mathrm{\ψ}}_v}{V}_2\cos {\mathrm{\θ}}_2\sin {\mathrm{\ψ}}_{v2}\\ {\mathrm{\λ}}_v\sin {\mathrm{\θ}}_2& {\mathrm{\λ}}_{\mathrm{\θ}}{V}_2\cos {\mathrm{\θ}}_2& 0\\ -{\mathrm{\λ}}_v\cos {\mathrm{\θ}}_2\sin {\mathrm{\ψ}}_{v2}& {\mathrm{\λ}}_{\mathrm{\θ}}{V}_2\sin {\mathrm{\θ}}_2\sin {\mathrm{\ψ}}_{v2}& -{\mathrm{\λ}}_{{\mathrm{\ψ}}_v}{V}_2\cos {\mathrm{\θ}}_2\cos {\mathrm{\ψ}}_{v2}\end{array}\right]$

$u=\left[\begin{array}{c}{V}_{c2}\\ {\mathrm{\θ}}_{c2}\\ {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{vc}2}\end{array}\right]$

则：

$-k_1\stackrel{.}{e}-k_{2}e=f_1+G_{r}u$

进而有控制量：

$u=G_r^{-1}(-f_1-k_1\stackrel{.}{e}-k_{2}e)$

表1公式推导过程中所涉及到参数的含义：

按照以上过程对空间小型飞行器编队飞行过程进行仿真分析，仿真结果如图3所示，可以看出，队形保持控制比较理想，各个空间小型飞行器的弹道曲线比较平滑，而且速度变化范围不大，能够满足控制要求。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术，本发明的保护范围并不局限于上述具体方式，根据本发明的基本技术构思，本领域技术人员无需经过创造性劳动，即可联想到的实施方式，都属于本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种空间小型飞行器编队飞行控制系统，其特征在于：包括任务规划模块、队形计算模块、主飞行器控制模块、编队队形控制模块以及从飞行器控制模块，其中：

任务规划模块用于向队形计算模块实时发送使命目标的空间特性和目标分布特性，所述使命目标空间特性为编队队形保持或编队队形变换；

队形计算模块根据规划模块发送的使命空间特性和目标分布特性，确定空间小型飞行器当前最优编队队形；并将最优编队队形发送给编队队形控制模块；

任务规划模块还用于根据使命目标空间特性和目标分布特性向主飞行器控制模块发送主飞行器的运动状态指令；

主飞行器控制模块根据任务划模块发出的运动状态指令，进行对主飞行器的飞行控制，得到实际运动状态；并将主飞行器的实际运动状态发送给编队队形控制模块；

编队队形控制模块用于根据主飞行器控制模块发送的主飞行器实际运动状态以及由队形计算模块发送的最优编队队形和所接收到的从飞行器的运动状态，计算得出从飞行器的运动状态指令；并将计算所得从飞行器的运动状态指令发送给从飞行控制模块；

从飞行器控制模块根据编队飞行控制模块发送的从飞行器的指令运动状态进行飞行控制，得到实际运动状态，并将运动状态反馈给编队队形控制模块。

2.根据权利要求1所述的一种空间小型飞行器编队飞行控制系统，其特征在于：所述最优编队队形为集中式，所述集中式为以主飞行器为参照点，编队中的每个空间小型飞行器与该参考点的相对位置不变。

3.根据权利要求1所述的一种空间小型飞行器编队飞行控制系统，其特征在于：所述最优编队队形为分层式，所述分层式为将从飞行器分为若干个次级编队，并在每一个次级编队中设定一个次级主飞行器，然后将各个编队的次级主飞行器与所述主飞行器作为一个编队进行控制。