CN107450309B - 一种绳系组合体姿态机动协同控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种绳系组合体姿态机动协同控制方法。包括如下步骤：根据拖曳移除任务要求，确定绳系组合体姿态机动的目标姿态,包括组合体、飞行器及废弃卫星三者的目标姿态；设计组合体、飞行器及废弃卫星三者跟踪同一个姿态规划路径及单轴依次机动的协同策略；根据三者姿态机动能力的最小者，确定姿态机动规划路径的角加速度及最大角速度；并采用匀加速‑匀速‑匀减速方式，规划绳系组合体姿态机动路径；设计组合体、飞行器及废弃卫星三者的姿态控制律，实现绳系组合体姿态机动的协同控制。本发明解决了绳系组合体姿态机动过程的协同控制问题，为飞行器利用基于系绳连接的抓捕载荷实现对废弃卫星的拖曳移除提供了有利条件。

Description

一种绳系组合体姿态机动协同控制方法

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，尤其是涉及一种绳系组合体姿态机动协同控制方法。

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，占用了宝贵的轨道资源，且长期留轨增加了与其他卫星碰撞的风险，威胁了正常卫星的安全运行。针对此可采用基于系绳连接的捕获载荷实现对废弃卫星的远距离捕获，并利用绳系拖曳控制技术实现对废弃卫星的移除，对空间环境的可持续发展具有重要意义。

根据轨道动力学原理可知，沿轨道切向进行变轨的效率更高，故飞行器利用基于系绳连接的抓捕载荷捕获废弃卫星形成绳系组合体后，其组合体姿态需要调整到轨道切向以进行拖曳变轨。拖曳变轨至目标轨道后，为了安全释放废弃卫星，其组合体姿态需要调整到轨道径向方向。

与传统飞行器的姿态机动相比，控制对象为绳系组合体，需要解决机动过程中组合体、飞行器及废弃卫星三者的姿态协同控制问题，一方面避免相互之间的控制耦合和干涉，另一方面避免系绳的缠绕。

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

为解决绳系组合体姿态机动的协同控制问题，本发明的目的在于提出一种绳系组合体姿态机动协同控制方法,所述绳系组合体姿态包括组合体姿态、飞行器姿态及废弃卫星姿态，机动过程设计组合体姿态、飞行器姿态及废弃卫星姿态跟踪同一规划路径，且单轴依次机动的协同机动策略，实现绳系组合体姿态机动的协同控制。

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绳系组合体姿态机动协同控制方法，包括如下步骤：

根据拖曳移除任务要求，确定绳系组合体姿态机动的目标姿态，包括组合体的目标姿态、飞行器的目标姿态及废弃卫星的目标姿态；

设计所述组合体的目标姿态、飞行器的目标姿态及废弃卫星的目标姿态三者跟踪同一姿态规划路径，且单轴依次机动的协同机动策略；

根据所述组合体的目标姿态、飞行器的目标姿态及废弃卫星的目标姿态三者机动能力的最小者，确定绳系组合体姿态机动规划路径的角加速度及最大角速度；

根据所述角加速度及最大角速度，采用匀加速-匀速-匀减速方式规划绳系组合体姿态机动路径；

设计绳系组合体姿态机动的组合体姿态控制律、飞行器姿态控制律、废弃卫星姿态控制律，实现绳系组合体姿态机动的协同控制。

较佳地，所述组合体姿态用面内摆角和面外摆角表示，面内摆角为废弃卫星相对飞行器的位置矢量在飞行器轨道平面的投影与飞行器轨道坐标系x轴的夹角，且面内摆角范围为[-π,π]，并废弃卫星在飞行器的下方时，面内摆角为正值，在飞行器上方时，面内摆角为负值；面外摆角为废弃卫星相对飞行器的位置矢量与飞行器轨道平面的夹角，且面外摆角范围为[-π/2,π/2]，并废弃卫星在飞行器飞行方向右侧时，面外摆角为正值，在飞行器飞行方向左侧时，面外摆角为负值。

较佳地，所述飞行器姿态、废弃卫星姿态用滚转角、俯仰角及偏航角表示，且飞行器、废弃卫星沿系绳方向的姿态角为滚转角。

较佳地，设计所述组合体的目标姿态、飞行器的目标姿态及废弃卫星的目标姿态三者跟踪同一姿态规划路径，具体为组合体面内摆角、飞行器俯仰角、废弃卫星俯仰角三者跟踪同一规划路径；组合体面外摆角、飞行器偏航角、废弃卫星偏航角三者跟踪同一规划路径；飞行器的滚转角保持稳定，废弃卫星滚转角不进行控制。

较佳地，确定绳系组合体姿态机动规划路径的角加速度及最大角速度的计算方法包括：

计算组合体姿态机动的角加速度，采用哑铃模型计算组合体的质量特性，并做出如下假设：①将飞行器和废弃卫星均视为质点；②将系绳视为无拉伸、无压缩和无弯曲变形的理想直杆，不考虑其质量；

则组合体的转动惯量为

其中

m_s、m_t为飞行器、废弃卫星的质量，l_st为飞行器质心到废弃卫星质心的距离：组合体面内、外摆角机动的角加速度大小为

其中F_th为飞行器推力器的推力大小，

为F_th的力臂；

计算飞行器俯仰角、偏航角的机动角加速度，飞行器俯仰角、偏航角的机动角加速度分别为

其中l_sy、l_sz为飞行器y轴、z轴的控制力臂，J_sy、J_sz为飞行器y轴、z轴的主惯量；

计算废弃卫星俯仰角、偏航角的机动角加速度：废弃卫星俯仰角、偏航角的机动角加速度分别为

其中F_ten为机动过程中系绳张力大小，l_ty、l_tz为系绳张力F_ten作用于废弃卫星y轴、z轴的控制力臂，J_sy、J_sz为废弃卫星y轴、z轴的主惯量；

确定绳系组合体姿态机动规划路径的角加速度及最大角速度；绳系组合体姿态机动过程中，取组合体面内摆角、飞行器及废弃卫星俯仰角的机动加速度a_λ及最大机动角速度ω_f-max分别为a_λ＝0.8·min{a_c,a_sy,a_ty}，ω_λ-max＝10·a_λ；组合体面外摆角、飞行器及废弃卫星偏航角的机动加速度a_γ及最大机动角速度ω_γ-max分别为a_γ＝0.8·min{a_c,a_sz,a_tz}，ω_γ-max＝10·a_γ；

较佳地，所述设计绳系组合体姿态机动的组合体姿态控制律、飞行器姿态控制律、废弃卫星姿态控制律包括：

设计组合体姿态控制律：通过激光成像雷达的测量信息并结合飞行器的三轴姿态，获得组合体面内摆角与面外摆角的测量信息，结合绳系组合体姿态机动规划路径，获得面内摆角偏差和面外摆角偏差信息，设计PD控制律获得组合体期望控制力矩；

设计飞行器姿态控制律：采用星敏、陀螺组合定姿方式获得飞行器的三轴姿态信息，结合绳系组合体姿态机动规划路径，获得飞行器当前姿态与期望规划姿态的偏差信息，设计PD控制律获得飞行器期望的控制力矩；

设计废弃卫星姿态控制律：绳系组合体姿态机动过程中，废弃卫星姿态不进行主动控制，利用系绳张力实现废弃卫星姿态的被动稳定；且通过飞行器的系绳张力控制装置实现系绳恒定张力保持，同时基于系绳长度变化，飞行器沿系绳方向推力器间歇工作，以保持飞行器与目标之间相对距离在约束范围，所述约束范围为20～60米。

与现有技术相比，本发明的有益效果如下：

本发明提出的绳系组合体姿态机动协同控制方法，通过设计机动过程中组合体姿态、飞行器姿态及废弃卫星姿态三者跟同一规划路径，且单轴依次机动的协同机动策略，实现绳系组合体姿态机动的协同控制，提出的方法解决了绳系组合体姿态机动过程的协同控制问题，为利基于系绳连接的抓捕载荷实现对废弃卫星的拖曳移除提供了有利条件。

附图说明

以下将结合附图对本发明作进一步的说明。

图1为本发明绳系组合体姿态机动协同控制流程图；

图2为本发明实施例中面内摆角与面外摆角示意图；

图3为本发明实施例中组合体姿态仿真结果图；

图4为本发明实施例中飞行器姿态仿真结果图；

图5为本发明实施例中废弃卫星仿真结果图；

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。

本发明提供一种绳系组合体姿态机动协同控制方法，请参考图1所示的本发明绳系组合体姿态机动协同控制流程图，所述方法包括如下步骤：

步骤1，根据拖曳移除任务要求，确定绳系组合体姿态机动的目标姿态，包括组合体的目标姿态、飞行器的目标姿态及废弃卫星的目标姿态。

组合体姿态用面内摆角和面外摆角表示。如图2所示，图2为本发明实施例中面内摆角与面外摆角示意图。其中o_osx_osy_osz_os表示飞行器的轨道坐标系，l_ts为废弃卫星相对飞行器在轨道坐标系o_osx_osy_osz_os内的位置矢量。定义l_ts与轨道平面x_oso_osz_os的夹角为组合体的面外摆角，记为β，且β∈[-π/2,π/2]，并废弃卫星在飞行器飞行方向右侧时，β取正；左侧时，β取负。l_ts在x_oso_osz_os平面的投影与o_osx_os轴的夹角为组合体的面内摆角，记为α，且α∈[-π,π]，并废弃卫星在飞行器的下方时，α取正；上方时，α取负。

飞行器姿态及废弃卫星姿态用滚转角、俯仰角及偏航角表示，定义飞行器、废弃卫星沿系绳方向为本体x轴。飞行器及废弃卫星相对轨道坐标系绕本体x轴转动的姿态角称为滚转角

绕本体y轴转动的姿态角称为俯仰角θ，绕本体z轴转动的姿态角称为偏航角ψ。

以GEO轨道的废弃卫星拖曳至坟墓轨道为例，绳系组合体建立拖曳变轨姿态时，组合体的目标姿态为α＝0、β＝0；飞行器的目标姿态为

(沿系绳方向姿态保持稳定)、θ_s＝0、ψ_s＝0；废弃卫星的目标姿态为

(沿系绳方向姿态不做要求)、θ_t＝0、ψ_t＝0。则绳系组合体建立拖曳分离姿时，组合体的目标姿态为α＝-90°、β＝0；飞行器的目标姿态为

(沿系绳方向姿态保持稳定)、θ_s＝-90°、ψ_s＝0；废弃卫星的目标姿态为

(沿系绳方向姿态不做要求)、θ_t＝-90°、ψ_t＝0。

步骤2，设计所述组合体的目标姿态、飞行器的目标姿态及废弃卫星的目标姿态三者跟踪同一姿态规划路径，且单轴依次机动的协同机动策略。

绳系组合体机动过程中，组合体面内摆角α、飞行器俯仰角θ_s、废弃卫星俯仰角θ_t三者跟踪同一规划路径；组合体面外摆角β、飞行器偏航角ψ_s、废弃卫星偏航角ψ_t三者跟踪同一规划路径；飞行器的滚转角

保持稳定，废弃卫星滚转角不进行控制；组合体可先面内摆角机动后面外摆角机动，也可先面外摆角机动后面内摆角机动。

步骤3，根据所述组合体的目标姿态、飞行器的目标姿态及废弃卫星的目标姿态三者机动能力的最小者，确定绳系组合体姿态机动规划路径的角加速度及最大角速度。

步骤3中进一步包括如下步骤：

步骤3.1，计算组合体姿态机动的角加速度。

则组合体的转动惯量为

其中

m_s、m_t为飞行器、废弃卫星的质量，l_st为飞行器质心到废弃卫星质心的距离。

则组合体面内、外摆角机动的角加速度大小为

其中F_th为飞行器推力器的推力大小，

为F_th的力臂。

步骤3.2，计算飞行器俯仰角、偏航角的机动角加速度。

飞行器俯仰角、偏航角的机动角加速度分别为

其中l_sy、l_sz为飞行器y轴、 z轴的控制力臂，J_sy、J_sz为飞行器y轴、z轴的主惯量。

步骤3.3，计算废弃卫星俯仰角、偏航角的机动角加速度。

废弃卫星俯仰角、偏航角的机动角加速度分别为

其中F_ten为机动过程中系绳张力大小，l_ty、l_tz为系绳张力F_ten作用于废弃卫星y轴、z轴的控制力臂，J_sy、J_sz为废弃卫星y轴、 z轴的主惯量。

步骤3.4，确定绳系组合体姿态机动规划路径的角加速度及最大角速度。

绳系组合体姿态机动过程中，取组合体面内摆角、飞行器及废弃卫星俯仰角的机动加速度a_λ及最大机动角速度ω_f-max分别为a_λ＝0.8·min{a_c,a_sy,a_ty}，ω_λ-max＝10·a_λ；组合体面外摆角、飞行器及废弃卫星偏航角的机动加速度a_γ及最大机动角速度ω_γ-max分别为a_γ＝0.8·min{a_c,a_sz,a_tz}，ω_γ-max＝10·a_γ。

步骤4，根据步骤3中确定的所述角加速度及最大角速度，采用匀加速-匀速-匀减速方式规划绳系组合体姿态机动路径。

组合体面内摆角、飞行器及废弃卫星俯仰角的规划路径λ为

式中，λ_int、λ_inf分别为路径规划的初始值、目标值。

组合体面内摆角、飞行器及废弃卫星偏航角的规划路径γ为

式中，γ_int、γ_inf分别为路径规划的初始值、目标值。

步骤5，设计绳系组合体姿态机动的组合体姿态控制律、飞行器姿态控制律、废弃卫星姿态控制律，实现绳系组合体姿态机动的协同控制。

步骤5中进一步包括如下步骤：

步骤5.1，设计组合体姿态控制律。

通过激光成像雷达的测量信息并结合飞行器的三轴姿态，获得组合体面内、外摆角的测量信息：α、

及

结合绳系组合体姿态机动规划路径：λ、

及γ、

获得面内、外摆角的偏差信息：Δα＝α-λ、

及Δβ＝β-γ、

设计PD控制律获得面内、外摆角控制期望的控制力矩为：

及

其中k_p-α、k_d-α及k_p-β、k_d-β为反馈增益。

步骤5.2，设计飞行器姿态控制律。

采用星敏、陀螺组合定姿的方式获得飞行器的三轴姿态信息：

θ_s、

及ψ_s、

结合绳系组合体姿态机动规划路径：λ、

及γ、

以及机动过程对飞行器滚转角的要求，获得飞行器当前姿态与期望规划姿态的偏差：

Δθ_s＝θ_s-λ、

及Δψ_s＝ψ_s-γ、

设计PD控制律获得飞行器期望的控制力矩：

及

其中

k_p-θ、k_d-θ及k_p-ψ、k_d-ψ为反馈增益。

步骤5.3，设计废弃卫星姿态控制律。

绳系组合体姿态机动过程中，废弃卫星姿态不进行主动控制，利用系绳张力实现废弃卫星姿态的被动稳定；且通过飞行器的系绳张力控制装置实现系绳恒定张力保持，同时基于系绳长度变化，飞行器沿系绳方向推力器间歇工作，以保持飞行器与目标之间相对距离在约束范围，所述约束范围为20～60米。

下面给出一组仿真算例，以验证绳系组合体姿态机动协同控制方法。某废弃卫星处于GEO轨道，组合体初始姿态：[60；0]°，飞行器初始姿态：[0；60；0]°，废弃卫星初始姿态：[0；60；0]°。绳系组合体建立拖曳变轨姿态，即组合体目标姿态：[0；0]°，飞行器目标姿态：[0；0；0]°，废弃卫星目标姿态：[不要求；0；0]°。绳系组合体姿态机动规划路径的角加速度0.03°/s²,最大角速度0.3°/s。绳系组合体机动过程中，保持系绳张力 10N。仿真结果图见图3、图4及图5。其中图3为本发明实施例中组合体姿态仿真结果图。图4为本发明实施例中飞行器姿态仿真结果图。图5为本发明实施例中废弃卫星仿真结果图。

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 (6)

1.一种绳系组合体姿态机动协同控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

根据拖曳移除任务要求，确定绳系组合体姿态机动的目标姿态，包括组合体的目标姿态、飞行器的目标姿态及废弃卫星的目标姿态；

设计所述组合体的目标姿态、飞行器的目标姿态及废弃卫星的目标姿态三者跟踪同一姿态规划路径，且单轴依次机动的协同机动策略；

根据所述组合体的目标姿态、飞行器的目标姿态及废弃卫星的目标姿态三者机动能力的最小者，确定绳系组合体姿态机动规划路径的角加速度及最大角速度；

根据所述角加速度及最大角速度，采用匀加速-匀速-匀减速方式规划绳系组合体姿态机动路径；

设计绳系组合体姿态机动的组合体姿态控制律、飞行器姿态控制律、废弃卫星姿态控制律，实现绳系组合体姿态机动的协同控制。

2.如权利要求1所述的绳系组合体姿态机动协同控制方法，其特征在于，所述组合体姿态用面内摆角和面外摆角表示，面内摆角为废弃卫星相对飞行器的位置矢量在飞行器轨道平面的投影与飞行器轨道坐标系x轴的夹角，且面内摆角范围为[-π,π]，并废弃卫星在飞行器的下方时，面内摆角为正值，在飞行器上方时，面内摆角为负值；面外摆角为废弃卫星相对飞行器的位置矢量与飞行器轨道平面的夹角，且面外摆角范围为[-π/2,π/2]，并废弃卫星在飞行器飞行方向右侧时，面外摆角为正值，在飞行器飞行方向左侧时，面外摆角为负值。

3.如权利要求1所述的绳系组合体姿态机动协同控制方法，其特征在于，所述飞行器姿态、废弃卫星姿态用滚转角、俯仰角及偏航角表示，且飞行器、废弃卫星沿系绳方向的姿态角为滚转角。

4.如权利要求1所述的绳系组合体姿态机动协同控制方法，其特征在于，设计所述组合体的目标姿态、飞行器的目标姿态及废弃卫星的目标姿态三者跟踪同一姿态规划路径，具体为组合体面内摆角、飞行器俯仰角、废弃卫星俯仰角三者跟踪同一规划路径；组合体面外摆角、飞行器偏航角、废弃卫星偏航角三者跟踪同一规划路径；飞行器的滚转角保持稳定，废弃卫星滚转角不进行控制。

5.如权利要求1所述的绳系组合体姿态机动协同控制方法，其特征在于，确定绳系组合体姿态机动规划路径的角加速度及最大角速度的计算方法包括：

计算组合体姿态机动的角加速度，组合体面内、外摆角机动的角加速度为：

其中F_th为飞行器的推力大小，

为F_th的力臂，

为组合体主惯量；

计算飞行器俯仰角、偏航角的机动角加速度，飞行器俯仰角、偏航角的机动角加速度为：

计算废弃卫星俯仰角、偏航角的机动角加速度，废弃卫星俯仰角、偏航角的机动角加速度为：

其中F_ten为机动过程中系绳张力大小；

确定绳系组合体姿态机动规划路径的角加速度及最大角速度，组合体面内摆角、飞行器及废弃卫星俯仰角的机动加速度a_λ及最大机动角速度ω_f-max为：a_λ＝0.8min{a_c,a_sy,a_ty}，ω_λ-max＝10a_λ；

组合体面外摆角、飞行器及废弃卫星偏航角的机动加速度a_γ及最大机动角速度ω_γ-max为：a_γ＝0.8min{a_c,a_sz,a_tz}，ω_γ-max＝10a_γ；

其中m_s为飞行器的质量，m_t为废弃卫星的质量，l_st为飞行器质心到废弃卫星质心的距离，l_sy、l_sz分别为飞行器y轴、z轴的控制力臂，J_sy，J_sz分为飞行器y轴、z轴的主惯量。

6.如权利要求1所述的一种绳系组合体姿态机动协同控制方法，其特征在于，所述设计绳系组合体姿态机动的组合体姿态控制律、飞行器姿态控制律、废弃卫星姿态控制律包括：

设计组合体姿态控制律：通过激光成像雷达的测量信息并结合飞行器的三轴姿态，获得组合体面内摆角与面外摆角的测量信息，结合绳系组合体姿态机动规划路径，获得面内摆角偏差和面外摆角偏差信息，设计PD控制律获得组合体期望控制力矩；

设计飞行器姿态控制律：采用星敏、陀螺组合定姿方式获得飞行器的三轴姿态信息，结合绳系组合体姿态机动规划路径，获得飞行器当前姿态与期望规划姿态的偏差信息，设计PD控制律获得飞行器期望的控制力矩；

设计废弃卫星姿态控制律：绳系组合体姿态机动过程中，废弃卫星姿态不进行主动控制，利用系绳张力实现废弃卫星姿态的被动稳定；且通过飞行器的系绳张力控制装置实现系绳恒定张力保持，同时基于系绳长度变化，飞行器沿系绳方向推力器间歇工作，以保持飞行器与目标之间相对距离在约束范围，所述约束范围为20～60米。

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