CN106094565B - 一种航天器自主交会控制系统地面仿真试验方法 - Google Patents

一种航天器自主交会控制系统地面仿真试验方法 Download PDF

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Abstract

一种航天器自主交会控制系统地面仿真试验方法，属于航天控制地面仿真领域。步骤为：1)按照验证对象任务参数及地面试验系统参数关系确定基本量纲对应物理量的相似比系数；2)根据相似比系数在计算机仿真中分别建立目标模拟器和追踪模拟器运动的动力学方程；3)将模拟器动力学方程、模拟器(含控制)、运动测量敏感器以及自主交会控制器相连搭建形成地面试验闭环系统；4)控制模拟器跟踪计算机中动力学方程解算出的运动轨迹，在地面试验室再现航天器自主交会运动过程。本发明的试验方法为自主交会控制半物理仿真试验奠定了理论基础，可在地面同时反映出模拟器和追踪航天器的绝对与相对运动特征，可验证全方向自主交会控制任务。

Description

一种航天器自主交会控制系统地面仿真试验方法
技术领域
本发明属于航天控制地面仿真领域，具体涉及一种用于航天器自主交会控制系统地面验证的仿真试验方法。
背景技术
航天器自主交会技术是一项非常复杂的空间技术，需要具有高可靠性和高精度，对航天器控制系统提出了严格的性能要求，为此，科研人员提出了各种创新性控制技术以更加可靠地完成空间自主交会任务。然而在新的技术应用于真实空间任务之前，为了降低任务风险，顺利完成航天任务，必须在地面进行充分的实验，国内外各航天机构都非常重视航天器在地面的仿真试验。
在航天器地面仿真试验过程中，常用的一种手段是半物理仿真方法。半物理仿真是指针对仿真研究内容,将被仿真对象系统的一部分以实物(或物理模型)方式引入仿真回路；被仿真对象系统的其余部分以数学模型描述,并把它转化为仿真计算模型。特别适用于对分系统进行验收和分系统模型效验。因此在开展航天器交会控制系统地面仿真试验时，通常采用的就是半物理仿真方法，本发明所提出的一种航天器自主交会控制系统地面仿真试验方法就是应用于地面半物理仿真系统。
在航天器交会任务过程中，目标航天器与追踪航天器都具有高速的轨道运动特性，同时追踪航天器相对于目标航天器的相对运动速度与航天器本身的绝对运动速度相比具有很小的数量级。目前，在可查阅的文献中可以发现，地面仿真试验都是忽略航天器的绝对轨道运动，假设目标航天器位置固定，只考虑追踪航天器近距离接近目标航天器的相对运动，如中国发明专利申请号：200910243276.1，专利名称《人控交会对接半物理仿真试验系统》，该发明就是将目标模拟器固定于地面一点；中国发明专利申请号：201310547320.4，专利名称《空间飞行器交会对接多自由度半物理仿真方法及其装置》，该发明目标模拟器虽然设计有六个自由度，即可以完成轨道运动，但从发明中装置及方法来看，目标模拟器的运动方式与空间真实轨道运动状态不具有相似性，与目标模拟器位置固定没有本质区别，与本发明方法不相同。对于验证自主交会技术，目标位置固定不动或无规则运动都与真实空间过程差异较大，会导致地面仿真验证结果的可信度降低，为了提高仿真试验的可行度，需要在地面同时再现出航天器的绝对运动与相对运动过程。因此，本发明针对这样一种仿真试验需求，提出一种航天器自主交会控制系统地面仿真试验方法，可在地面同时反映出模拟器和追踪航天器的绝对与相对运动特征，可验证全方向自主交会控制任务。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种航天器自主交会控制系统地面仿真试验方法，运用动力学计算与运动学等效的半物理仿真思想，基于相似理论原理，可实现在地面仿真航天器空间交会过程中的绝对运动过程和相对运动过程，提高地面仿真试验的可行度。
本发明的技术解决方案是：一种航天器自主交会控制系统地面仿真试验方法，步骤如下：
(1)按照验证对象任务参数及地面试验系统参数关系确定基本量纲对应物理量的相似比系数；
(2)根据相似比系数在计算机仿真中分别建立目标模拟器和追踪模拟器运动的动力学方程；
(3)将目标模拟器动力学方程、追踪模拟器动力学方程、含控制器的模拟器、运动测量敏感器以及自主交会控制器相连搭建形成地面试验闭环系统；
(4)控制模拟器跟踪计算机中动力学方程解算出的运动轨迹，在地面试验室再现航天器自主交会运动过程；
所述步骤(1)中
验证对象任务参数包括：目标航天器运行轨道半长轴a，追踪航天器相对目标航天器初始相对距离d，自主交会任务完成所需时间t1；
地面试验系统参数包括：地面正方形试验场地边长l，地面允许试验最大时长t2；
基本量纲对应物理量包括：地心惯性轨道坐标系的长度量纲LI，,Hill坐标系的长度量纲LH，时间量纲T，其中地心惯性轨道坐标系的原点在地心，指向近地点方向为X轴，垂直于轨道平面指向北极方向为Z轴，Y轴与X、Z构成右手坐标系；Hill坐标系的原点在目标航天器质心，XY平面为目标航天器轨道面，X轴沿轨道周向指向目标航天器运动方向，Z轴沿轨道面正法方法，Y轴与X、Z构成右手坐标系；
基本量纲对应物理量的相似比系数指的是地面试验对应物理量与空间航天器运动涉及物理量的比值，确定原则如下：
地心惯性坐标系长度量纲的相似比系数Hill坐标系长度量纲的相似比系数时间量纲的相似比系数
所述步骤(2)中
目标模拟器动力学方程：
初始条件：
位置：zt0＝0，速度：
其中，μ是地心引力常数，xt、yt、zt是目标模拟器在地面惯性坐标系中的位置，xt0、yt0、是目标模拟器的初始位置和速度，Xt0、Yt0、是自主交会任务开始时刻目标航天器地心惯性轨道坐标系中的初始位置和速度；
追踪模拟器动力学方程：
其中
其中，xt、yt、zt是目标模拟器在地面惯性坐标系中的位置，xc、yc、zc是追踪模拟器在地面惯性坐标系中的位置,xct、yct、zct是追踪模拟器在地面Hill坐标系相对目标模拟器的位置，k是相对运动常数k＝μ-2p-3,p是目标航天器运行轨道的半通径，是目标航天器轨道角速度，a是目标航天器运行轨道的半长轴，e是目标航天器运行轨道的偏心率， 是应用开普勒方程计算的目标航天器运行轨道的真近点角，是目标航天器运行轨道的平近点角，t和tp分别是目标模拟器当前运行时刻和经过模拟近地点的时刻，是目标航天器轨道角加速度，用差分方式计算得到，ax、ay、az是航天器自主交会控制系统输出的控制推力加速度在Hill坐标系下的三个分量，
初始条件：
其中,
Xct0、Yct0、Zct0、是自主交会任务开始时刻Hill坐标系中追踪航天器相对目标航天器的相对位置和相对速度；
所述步骤(3)中
所述步骤中目标模拟器动力学方程指的是步骤(2)中的目标模拟器动力学方程；
所述步骤中追踪模拟器动力学方程指的是步骤(2)中的追踪模拟器动力学方程；
含控制器的模拟器指的是在地面用以代表航天器的运动机构，可以是地面气浮台、移动基座或者其他可以在地面实验室内实现三维空间运动的机构，模拟器的控制器是指可以控制模拟机构跟踪三维空间轨迹的运动控制系统；
运动测量敏感器指的是用于测量目标模拟器在地面惯性坐标系中的运行位置和速度、追踪模拟器在地面惯性坐标系中的运行位置和速度、在地面Hill坐标系中追踪模拟器相对目标模拟器的位置和速度，以及系统运行时间；
自主交会控制器指的是追踪航天器的轨道控制系统，根据测量敏感器测量得到的地面Hill坐标系中追踪模拟器相对目标模拟器的位置xct、yct、zct和速度通过相似比反算得到空间目标航天器相对追踪航天器在Hill坐标系中相对位置以及相对速度 反馈给自主交会控制器，根据制定的控制策略确定轨道控制加速度大小，给出步骤(2)追踪模拟器动力学方程中ax、ay、az，使追踪航天器完成与目标航天器的交会任务；
所述步骤(4)中
解算计算机中动力学方程指的是运用常微分方程数值算法计算步骤(2)中的目标模拟器、追踪模拟器动力学方程，其中动力学方程中目标模拟器位置和速度信息、追踪模拟器位置和速度信息、追踪模拟器相对目标模拟器的相对位置和速度信息以及运行时间由步骤(3)中的测量敏感器给出，追踪航天器自主交会轨道控制系统的推力加速度由步骤(3)中的自主交会控制器给出，解算出的运动轨迹包括目标模拟器在地面惯性坐标系中的运行位置和速度，追踪模拟器在地面惯性坐标系中的运行位置和速度；
控制模拟器跟踪运动轨迹指的是设计跟踪控制策略使地面模拟航天器的运动机构完成对动力学计算轨迹的跟踪，实现与空间航天器自主交会运动过程的等效，进而再现航天器自主交会运动过程。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)克服了现有仿真方法中只能将目标模拟器固定的不足，可实现在地面同时反映出模拟器和追踪航天器的绝对与相对运动特征，从而提高地面仿真试验可靠性；
(2)可用于验证全方向自主交会控制任务，如绕飞交会过程；
(3)可适用于各类仿真试验模拟器，如地面气浮台、移动基座或者其他可以在地面实验室内实现三维空间运动的机构，步骤清晰，试验过程方便。
附图说明
图1为本发明方法的流程框图；
图2为本发明方法仿真系统结构框图；
图3为本发明实施例1中模拟器地面绝对运动轨迹平面仿真图；
图4为本发明实施例1中目标航天器位置曲线(上)和目标模拟器位置曲线(下)图；
图5为本发明实施例1中航天器相对位置曲线(上)和模拟器相对位置曲线(下)图；
图6为本发明实施例2中模拟器地面绝对运动轨迹平面仿真图；
具体实施方式
如图1所示，为本发明的流程框图，步骤为：(1)确定系统参数以及基本量纲相似比系数；(2)在计算机仿真环境中建立模拟器动力学方程；(3)搭建闭环半物理仿真试验系统；(4)控制模拟器跟踪期望轨迹完成航天器自主交会仿真验证。
如图2所示，为本发明的仿真系统结构框图，由动力学模型计算仿真计算机、模拟器运动机构(含控制器)、运动测量敏感器、航天器自主交会控制器相连，构成一个闭环仿真系统。
实施例1
本实施例意在通过仿真说明地面模拟器在本发明提出的方法下运行状态情况。
目标航天器轨道半长轴a＝6907900m，轨道偏心率e＝0.1，初始真近地点角f0＝0.5rad，追踪航天器相对目标航天器初始位置Xct0＝-140m，Yct0＝-140m，Zct0＝20m,初始速度 地面试验场地边长l＝40m，基本量刚相似比系数：λt＝1/10，即意味着目标模拟器运动距离尺度是目标航天器的1/500000倍，地面模拟器相对运动距离尺度是空间航天器相对运动的1/10倍，地面试验时间是空间真实时间的1/10倍。
航天器自主交会控制器取反馈线性化加极点配置的形式：
由此可以得到模拟器地面绝对运动平面轨迹如图3所示，以及目标航天器位置曲线、目标模拟器位置曲线如图4所示，航天器相对位置曲线、模拟器相对位置曲线如图5所示。从图3中可以看出追踪模拟器在地面试验室场地内完成了自主交会过程，从图4、图5可以看出地面模拟器的运动轨迹从长度和时间上都符合初始设定的相似比例系数。
实施例2
本实例意在说明在本发明提出的仿真试验方法下，可以验证全方位自主交会任务过程。
实例2的验证对象任务参数，地面试验系统参数以及基本量纲对应物理量的相似比系数与实例1相同，设计螺旋线绕飞参考轨迹：
并设计反馈线性化跟踪控制器：
由此可以得到模拟器地面绝对运动平面轨迹如图6所示,从图中可以看出地面模拟器再现了空间航天器自主绕飞交会任务过程。

Claims (1)

1.一种航天器自主交会控制系统地面仿真试验方法，其特征在于步骤如下：
(1)按照验证对象任务参数及地面试验系统参数关系确定基本量纲对应物理量的相似比系数；
所述步骤中验证对象任务参数包括：目标航天器运行轨道半长轴a，追踪航天器相对目标航天器初始相对距离d，自主交会任务完成所需时间t1；
所述步骤中地面试验系统参数包括：地面正方形试验场地边长l，地面允许试验最大时长t2；
所述基本量纲对应物理量包括：地心惯性轨道坐标系的长度量纲LI,Hill坐标系的长度量纲LH，时间量纲T，其中地心惯性轨道坐标系的原点在地心，指向近地点方向为X轴，垂直于轨道平面指向北极方向为Z轴，Y轴与X、Z构成右手坐标系，Hill坐标系的原点在目标航天器质心，XY平面为目标航天器轨道面，X轴沿轨道周向指向目标航天器运动方向，Z轴沿轨道面正法方法，Y轴与X、Z构成右手坐标系；
所述基本量纲对应物理量的相似比系数指的是地面试验对应物理量与空间航天器运动涉及物理量的比值，确定原则如下：
地心惯性坐标系长度量纲的相似比系数Hill坐标系长度量纲的相似比系数时间量纲的相似比系数
(2)根据相似比系数在计算机仿真中分别建立目标模拟器和追踪模拟器运动的动力学方程；
所述步骤中目标模拟器动力学方程：
初始条件：
位置：zt0＝0，速度：
其中，μ是地心引力常数，xt、yt、zt是目标模拟器在地面惯性坐标系中的位置，xt0、yt0、是目标模拟器的初始位置和速度，Xt0、Yt0、是自主交会任务开始时刻目标航天器地心惯性轨道坐标系中的初始位置和速度；
所述步骤中追踪模拟器动力学方程：
其中
其中，xt、yt、zt是目标模拟器在地面惯性坐标系中的位置，xc、yc、zc是追踪模拟器在地面惯性坐标系中的位置,xct、yct、zct是追踪模拟器在地面Hill坐标系相对目标模拟器的位置，k是相对运动常数k＝μ-2p-3,p是目标航天器运行轨道的半通径，是目标航天器轨道角速度，a是目标航天器运行轨道的半长轴，e是目标航天器运行轨道的偏心率， 是应用开普勒方程计算的目标航天器运行轨道的真近点角，是目标航天器运行轨道的平近点角，t和tp分别是目标模拟器当前运行时刻和经过模拟近地点的时刻，是目标航天器轨道角加速度，用差分方式计算得到，ax、ay、az是航天器自主交会控制系统输出的控制推力加速度在Hill坐标系下的三个分量，
初始条件：
zc0＝zt0
其中,
Xct0、Yct0、Zct0、是自主交会任务开始时刻Hill坐标系中追踪航天器相对目标航天器的相对位置和相对速度；
(3)将目标模拟器动力学方程、追踪模拟器动力学方程、含控制器的模拟器、运动测量敏感器以及自主交会控制器相连搭建形成地面试验闭环系统；
所述步骤中目标模拟器动力学方程指的是步骤(2)中的目标模拟器动力学方程；
所述步骤中追踪模拟器动力学方程指的是步骤(2)中的追踪模拟器动力学方程；
所述步骤中含控制器的模拟器指的是在地面用以代表航天器的运动机构，可以是地面气浮台、移动基座或者其他可以在地面实验室内实现三维空间运动的机构，模拟器的控制器是指可以控制模拟机构跟踪三维空间轨迹的运动控制系统；
所述步骤中运动测量敏感器指的是用于测量目标模拟器在地面惯性坐标系中的运行位置和速度、追踪模拟器在地面惯性坐标系中的运行位置和速度、在地面Hill坐标系中追踪模拟器相对目标模拟器的位置和速度，以及系统运行时间；
所述步骤中自主交会控制器指的是追踪航天器的轨道控制系统，根据测量敏感器测量得到的地面Hill坐标系中追踪模拟器相对目标模拟器的位置xct、yct、zct和速度通过相似比反算得到空间目标航天器相对追踪航天器在Hill坐标系中相对位置以及相对速度 反馈给自主交会控制器，根据制定的控制策略确定轨道控制加速度大小，给出步骤(2)追踪模拟器动力学方程中ax、ay、az，使追踪航天器完成与目标航天器的交会任务；
(4)控制模拟器跟踪计算机中动力学方程解算出的运动轨迹，在地面试验室再现航天器自主交会运动过程；
所述步骤中解算计算机中动力学方程指的是运用常微分方程数值算法计算步骤(2)中的目标模拟器、追踪模拟器动力学方程，其中动力学方程中目标模拟器位置和速度信息、追踪模拟器位置和速度信息、追踪模拟器相对目标模拟器的相对位置和速度信息以及运行时间由步骤(3)中的测量敏感器给出，追踪航天器自主交会轨道控制系统的推力加速度由步骤(3)中的自主交会控制器给出，解算出的运动轨迹包括目标模拟器在地面惯性坐标系中的运行位置和速度，追踪模拟器在地面惯性坐标系中的运行位置和速度；
所述步骤中控制模拟器跟踪运动轨迹指的是设计跟踪控制策略使地面模拟航天器的运动机构完成对动力学计算轨迹的跟踪，实现与空间航天器自主交会运动过程的等效，进而再现航天器自主交会运动过程。
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