CN107364589A - 基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法。包括：飞行器利用网状捕获载荷捕获失稳目标形成系绳连接；根据目标形状将网状捕获载荷与目标的接触等效为多个系绳连接点；飞行器对目标进行主动绕飞，根据目标姿态运动及系绳伸展方向判断目标上的主系绳连接点，根据主系绳连接点计算所需期望张力，利用系绳张力控制机构输出所需张力，实现对目标的消旋控制，判断连续消旋结束时间阈值T时间内目标角速度ω_t是否小于等于ω_down，若满足则绕飞消旋控制结束，若不满足则维持。本发明解决了飞行器利用网状捕获载荷沿自旋轴方向捕获失稳目标后，利用多系绳连接点对失稳目标的消旋控制难题，为利用网状捕获载荷拖曳移除空间碎片提供了先决条件。

Description

基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法

技术领域

本发明涉及基于系绳连接的柔性组合体控制技术领域，尤其是涉及一种基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法。

背景技术

空间中存在大量由于发生故障或离轨失败导致废弃的卫星、火箭末子级等大型空间碎片，占用了宝贵的轨道资源，威胁正常在轨卫星的安全运行，因此需要对其进行有效地移除。大型空间碎片一般绕其最大惯量轴高速自旋且伴随章动。为提高拖曳移除过程安全，需对大型空间碎片进行消旋控制。

飞行器利用网状捕获载荷捕获后碎片后，它们之间仅有系绳连接，碎片本身不具备控制能力，故仅能由飞行器通过系绳对目标进行消旋。系绳只能产生拉力，故仅能产生垂直系绳方向的力矩，只能对垂直系绳方向的角速度进行阻尼。目前网状捕获载荷采用沿自旋轴方向捕获目标，此时目标自旋角速度主要沿系绳方向，故利用系绳实现对目标的消旋是个难题，其不仅要控制系绳张力大小，还要改变系绳张力方向；同时在消旋过程中，需考虑碎片与网状捕获载荷接触过程的主着力点随目标姿态的动态变化。目前没有发现与本发明类似相关技术的说明或报道，也尚未收集到国内类似的资料。

发明内容

为解决飞行器利用网状捕获载荷沿自旋轴方向捕获失稳目标后的对目标消旋控制问题，本发明的目的在于提出一种基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法。通过飞行器对目标的主动绕飞改变系绳张力作用方向，根据目标姿态运动状态及系绳伸展方向判断目标上主系绳连接点，根据主系绳连接点计算所需期望张力，并利用系绳张力控制机构输出所需张力，实现对失稳目标的消旋控制。

为了达到上述发明目的，本发明为解决其技术问题所采用的技术方案是提供一种基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1，飞行器利用网状捕获载荷捕获目标，并形成可靠的系绳连接。

步骤2，根据目标形状，将网状捕获载荷与目标的接触等效为多个系绳连接点。

步骤3，绕飞消旋控制。

飞行器对目标进行主动绕飞以改变系绳张力作用方向，同时根据目标姿态运动及系绳伸展方向判断目标上的主系绳连接点，根据主系绳连接点计算所需期望张力，并利用系绳张力控制机构输出所需张力，实现对目标的消旋控制，同时判断连续消旋结束时间阈值T时间内目标角速度ω_t是否满足小于等于ω_down，若满足则绕飞消旋控制结束，若不满足则维持绕飞消旋控制。

较佳地，步骤2中将目标形状近似为规则的几何体或多个规则几何体的拼接，将规则几何体或多个几何体拼接后的顶点等效为系绳连接点。

较佳地，所述消旋结束时间阈值T根据消旋后目标角速度ω_t稳定要求设定，角速度消旋阈值ω_down根据目标角速度测量精度设定。

较佳地，步骤3中进一步包括：

步骤3.1，主动绕飞控制。

绕飞姿态控制：采用星敏、陀螺组合定姿方式获得飞行器的滚动轴姿态，利用激光成像雷达获得飞行器对目标的高低角和方位角。基于姿态测量结果获得当前姿态与期望姿态(对目标指向)的偏差，设计姿态控制律获得喷气时间指令，最后由飞行器的推力器输出。

绕飞轨道控制：由激光成像雷达测量飞行器与目标的相对位置。采用编队向量方式规划绕飞期望路径，由此获得当前位置与绕飞期望规划路径的偏差，并设计轨道控制律(前馈系绳张力)获得喷气时间指令，最后由飞行器推力器输出。

步骤3.2，系绳张力控制。

飞行器绕飞同时，根据目标姿态运动状态及与系绳伸展方向，判断系绳目标上的主系绳连接点。目标本体相对系绳方向的角速度ω_tf为

式中，ω_ts为目标本体相对飞行器本体角速度；ω_sfl为系绳方向坐标系相对系绳连接坐标系的角速度，且其中φ为系绳伸展方向l与系绳连接坐标系xz平面的夹角，λ为系绳伸展方向l在系绳连接坐标系xz平面的投影与正x向夹角；R_sfl为系绳连接坐标系到系绳方向坐标系的坐标转换矩阵，且R_sfl＝R_z(φ)R_y(-λ)；R_ts为飞行器本体系到目标本体系的坐标转换矩阵。

将目标本体相对系绳的角速度ω_tf分解为沿系绳方向和垂直系绳方向的两个相互正交的角速度，即ω_tf＝ω_τ·τ+ω_n·n，其中τ＝R_tsl为沿系绳伸展方向单位矢量；ω_τ＝ω_tf·τ为沿系绳伸展方向的角速度大小；为垂直系绳伸展方向单位矢量；ω_n＝ω_tf·n为在τ与ω_tf组成的平面内，且与τ正交的角速度矢量大小。

记，网状捕获载荷与目标接触等效的多个系绳连接点为p_ti(i＝1,2,...,n)，系绳连接点p_ti到目标质心的位置矢量为r_pti，则目标的各系绳连接点速度V_rpti为

V_rpti＝ω_tf×r_rpti

若V_rpti在系绳伸展方向τ上的投影V_{rpti_τ}为正(即运动趋势为远离飞行器)，则判定该系绳连接p_ti为有效作用系绳牵挂点。

V_{rpti_τ}＝V_rpti·τ＝ω_n(n×r_pti)·τ

记，V_{rptm_τ}为各系绳连接点速度V_rpti在系绳伸展方向τ上投影的最大值，其对应系绳连接点记为主系绳连接点p_{t_m}，其位置矢量记为r_{pt_m}。根据主系绳连接点计算所需期望张力并利用系绳张力控制机构输出所需张力，实现对目标的消旋控制。则设计消旋过程系绳张力控制律T_tens为

式中，k_tens为角速度阻尼参数；ω_T为目标本体系下角速度ω_t在垂直系绳伸展方向l的投影，且

较佳地，在所述系绳连接系中，原点位于系绳与飞行器的牵挂点，三轴坐标轴与飞行器本体系坐标轴平行。

较佳地，在所述系绳方向系中，原点位于系绳与飞行器的牵挂点，x轴沿系绳伸展方向由飞行器系绳连接点指向目标主系绳连接点，y轴和z轴与系绳连接系以λ、φ作为旋转角经过两次主轴旋转得到y轴和z轴方向一致。

与现有技术相比，本发明的有益效果如下：

本发明提出的基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法，将飞行器利用网状捕获载荷沿自旋轴方向捕获失稳目标后，通过对目标的主动绕飞改变系绳张力作用方向，根据目标姿态运动状态及系绳伸展方向判断目标上主系绳连接点，根据主系绳连接点计算所需期望张力，并利用系绳张力控制机构输出所需张力，实现对失稳目标的消旋控制。提出的方法解决了传统系绳张力控制方法不能满足飞行器利用网状捕获载荷沿自旋轴方向捕获失稳目标后，基于多系绳连接点利用系绳对失稳目标的消旋控制难题，为利用网状捕获载荷拖曳移除空间碎片提供了先决条件。

附图说明

以下将结合附图对本发明作进一步的说明。

图1为本发明基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制流程图；

图2为本发明实施例中网状捕获载荷与废弃卫星接触的等效系绳连接点示意图；

图3为本发明实施例中系绳方向坐标系和系绳连接坐标系的示意图；

图4为本发明实施例中失稳目标三轴角速度仿真结果图；

图5为本发明实施例中飞行器相对目标运动轨迹仿真结果图；

图6为本发明实施例中消旋过程失控目标主系绳连接点编号仿真结果图；

图7为本发明实施中消旋过程系绳张力仿真结果图。

具体实施方式

以下通过较佳实施例对本发明的技术方案进行说明，但下述实施例并不能限制本发明的保护范围。

本发明提供一种基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法，包括如下步骤：

步骤1，飞行器利用网状捕获载荷捕获目标，并形成可靠的系绳连接。

步骤2，根据目标形状，将网状捕获载荷与目标的接触等效为多个系绳连接点。

将目标形体近似为规则的几何体或多个规则几何体的拼接，将规则几何体或多个几何体拼接后的顶点等效为系绳连接点。网状捕获载荷与废弃卫星接触等效系绳连接点如图2所示。废弃卫星本体近似为立方体，将8个顶点作为系绳连接点；废弃卫星太阳帆板近似为薄板，将远离卫星本体的2个顶点作为系绳连接点，该废弃卫星与网状捕获载荷接触的等效系绳连接点为12个。

步骤3，绕飞消旋控制。

飞行器对目标进行主动绕飞以改变系绳张力作用方向，同时根据目标姿态运动及系绳伸展方向判断目标上的主系绳连接点，根据主系绳连接点计算所需期望张力，并利用系绳张力控制机构输出所需张力，实现对目标的消旋控制，同时判断连续消旋结束时间阈值T时间内目标角速度ω_t是否满足小于等于ω_down，若满足则绕飞消旋控制结束，若不满足则维持绕飞消旋控制。

所述消旋结束时间阈值T根据消旋后目标角速度ω_t稳定要求设定，角速度消旋阈值ω_down根据目标角速度测量精度设定。

步骤3中进一步包括如下步骤：

步骤3.1，主动绕飞控制。

绕飞姿态控制：采用星敏、陀螺组合定姿方式获得飞行器的滚动轴姿态，利用激光成像雷达获得飞行器对目标的高低角和方位角。基于姿态测量结果获得当前姿态与期望姿态(对目标指向)的偏差，设计姿态控制律获得喷气时间指令，最后由飞行器的推力器输出。

绕飞轨道控制：由激光成像雷达测量飞行器与目标的相对位置。采用编队向量方式规划绕飞期望路径，由此获得当前位置与绕飞期望规划路径的偏差，并设计轨道控制律(前馈系绳张力)获得喷气时间指令，最后由飞行器推力器输出。

步骤3.2，系绳张力控制。

飞行器绕飞过程中，根据目标姿态运动状态及与系绳伸展方向，判断系绳目标上的主系绳连接点，根据主系绳连接点计算所需期望张力并利用系绳张力控制机构输出所需张力，实现对目标的消旋控制。

为方便绕飞过程目标上有效系绳连接点判断，定义系绳连接坐标系和系绳方向坐标系。系绳连接坐标系o_lsx_lsy_lsz_ls：原点o_ls位于系绳连接点p_s，三轴坐标轴与飞行器本体系坐标轴平行，如图3所示。

系绳方向坐标系o_fsx_fsy_fsz_fs：原点o_fs位于系绳连接点p_s，x_fs轴沿系绳伸展方向由系绳连接点p_s指向目标系绳连接点p_t，y_fs轴和z_fs轴与系绳连接坐标系以λ、φ作为旋转角经过两次主轴旋转得到y轴和 z轴方向一致，其中φ为系绳伸展方向l与x_lsz_ls平面的夹角，λ为系绳伸展方向l在x_lsz_ls平面的投影与x_ls向夹角，如图3所示。两次主轴旋转得到坐标旋转矩阵R_sfl＝R_z(φ)R_y(-λ)。

由此可得目标本体相对系绳方向的角速度ω_tf为

式中，ω_ts为目标本体相对飞行器本体的角速度；ω_sfl为系绳方向系相对系绳连接系的角速度，且R_ts飞行器本体系到目标本体系的坐标转换矩阵。

将目标本体相对系绳的角速度ω_tf分解为沿系绳方向和垂直系绳方向的两个相互正交的角速度，即ω_tf＝ω_τ·τ+ω_n·n，其中τ＝R_tsl为沿系绳伸展方向单位矢量；ω_τ＝ω_tf·τ为沿系绳伸展方向的角速度大小；为垂直系绳伸展方向单位矢量；ω_n＝ω_tf·n为在τ与ω_tf组成的平面内，且与τ正交的角速度矢量大小。

记，网状捕获载荷与目标接触等效的多个系绳连接点为p_ti(i＝1,2,...,n)，系绳连接点p_ti到目标质心的位置矢量为r_pti，则目标的各系绳连接点速度V_rpti为

V_rpti＝ω_tf×r_rpti

若V_rpti在系绳伸展方向τ上的投影V_{rpti_τ}为正(即运动趋势为远离飞行器)，则判定该系绳连接p_ti为有效作用系绳牵挂点。

V_{rpti_τ}＝V_rpti·τ＝ω_n(n×r_pti)·τ

记，V_{rptm_τ}为各系绳连接点速度V_rpti在系绳伸展方向τ上投影的最大值，其对应系绳连接点记为主系绳连接点p_{t_m}，其位置矢量记为r_{pt_m}，则根据主系绳连接点设计消旋过程系绳张力控制律T_tens为

式中，k_tens为角速度阻尼参数；ω_T为目标横向角速度，即目标本体系下角速度ω_t在垂直系绳伸展方向l的投影，且

下面给出一组仿真算例，以验证基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法。某大型空间碎片处于GEO轨道，三轴角速度[15,4,4]°/s。飞行器对废弃卫星绕飞半径53.5m，绕飞角速度0.36°/s。角速度消旋阈值1°/s，消旋结束时间阈值300s。飞行器系绳连接点位置[1.7,0.05,0.05]m，网状捕获载荷与目标接触的等效系绳连接点位置：连接点1：[1.6,1.6,-1.6]m、连接点2：[1.6,1.6,1.6]m、连接点3：[1.6,-1.6,1.6]m、连接点4：[1.6,-1.6,-1.6]m、连接点5：[-1.6,1.6,-1.6]m、连接点6：[-1.6,1.6,1.6]m、连接点7：[-1.6,-1.6,1.6]m、连接点8：[-1.6,-1.6,-1.6]m。结果图见图4、图5、图6及图7。

上述仅为本发明的具体实施例，该实施例只为更清楚的说明本发明所用，而并非对本发明的限定，任何本领域的技术人员能思之的变化，都应落在保护范围内。

Claims (5)

1.基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法，其特征在于，包括：

步骤1，飞行器利用网状捕获载荷捕获目标，并形成系绳连接；

步骤2，根据目标形状，将网状捕获载荷与目标的接触等效为多个系绳连接点；

步骤3，绕飞消旋控制，包括：飞行器对目标进行主动绕飞以改变系绳张力作用方向，同时根据目标姿态运动及系绳伸展方向判断目标上的主系绳连接点，根据主系绳连接点计算所需期望张力，并利用系绳张力控制机构输出所需张力，实现对目标的消旋控制，同时判断连续消旋结束时间阈值T时间内目标角速度ω_t是否满足小于等于ω_down，若满足则绕飞消旋控制结束，若不满足则维持绕飞消旋控制。

2.如权利要求1所述的基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法，其特征在于，所述步骤2包括：将目标形状近似为规则几何体或多个规则几何体的拼接，将近似后的规则几何体或多个几何体拼接后的顶点等效为系绳连接点。

3.如权利要求1所述的基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法，其特征在于，步骤3包括：步骤3.1，主动绕飞控制；步骤3.2，系绳张力控制。

4.如权利要求3所述的基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法，其特征在于，步骤3.1包括：

绕飞姿态控制：采用星敏、陀螺组合定姿方式获得飞行器滚动轴姿态，利用激光成像雷达获得飞行器对目标的高低角和方位角；基于姿态测量结果获得当前姿态与期望姿态对目标指向的偏差，设计姿态控制律获得喷气时间指令，由飞行器的推力器输出；

绕飞轨道控制：由激光成像雷达测量飞行器与目标的相对位置；采用编队向量方式规划绕飞期望路径，由此获得当前位置与绕飞期望规划路径的偏差，并设计轨道控制律获得喷气时间指令，由飞行器推力器输出。

5.如权利要求3所述的基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法，其特征在于，步骤3.2包括：

飞行器绕飞同时，根据目标姿态运动状态及与系绳伸展方向，判断系绳目标上的主系绳连接点；

目标本体相对系绳方向的角速度其中ω_ts为目标本体相对飞行器本体角速度；ω_sfl为系绳方向系相对系绳连接系角速度；R_ts为飞行器本体系到目标本体系的转换矩阵；R_sfl为系绳连接系到系绳方向系的转换矩阵；

将角速度ω_tf分解为两个相互正交角速度，即ω_tf＝ω_τ·τ+ω_n·n，其中τ＝R_tsl为目标本体系下绳伸展方向的单位矢量；ω_τ＝ω_tf·τ为沿系绳伸展方向的角速度大小；为垂直系绳伸展方向单位矢量；ω_n＝ω_tf·n为在τ与ω_tf组成的平面内，且与τ正交的角速度矢量大小；

记网状捕获载荷与目标接触等效的多个系绳连接点为p_ti，i＝1,2,...,n，，系绳连接点p_ti到目标质心的位置矢量为r_pti，则目标的各系绳连接点速度为V_rpti＝ω_tf×r_rpti。

若V_rpti在系绳伸展方向上的投影V_{rpti_τ}＝ω_n(n×r_pti)·τ为正，则判定该系绳连接p_ti为有效作用系绳牵挂点；

记V_{rptm_τ}为各系绳连接点速度V_rpti在系绳伸展方向τ上投影的最大值，其对应系绳连接点记为主系绳连接点p_{t_m}，其位置矢量记为r_{pt_m}；则根据主系绳连接点计算所需期望张力并利用系绳张力控制机构输出所需张力，实现对目标的消旋控制；设计消旋过程系绳张力控制律T_tens为

式中，k_tens为角速度阻尼参数；ω_T为目标本体系下角速度ω_t在垂直系绳伸展方向的投影，且