CN107529388B - 一种非合作目标组合体航天器姿态控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种非合作目标组合体航天器姿态控制方法，其包括步骤为：对组合体航天器的坐标系重定义；对组合体转动惯量在轨辨识；组合体航天器姿态控制的算法；本发明用转动惯量在轨辨识算法实时性好，辨识精度高，易于工程实现，为控制器设计提供可靠的参数依据；针对参数不确定及外干扰力矩大问题，利用自适应滑模控制器通过合适的初始参数，实现组合体航天器的姿态稳定控制。

Description

一种非合作目标组合体航天器姿态控制方法

技术领域

本发明涉及航天器姿态控制技术，具体地说是空间非合作目标在轨操作方法。

背景技术

随着对空间研究和应用能力的提高，对空间在轨操作技术的需求日益迫切，各航天大国都已意识其重要性，均围绕未来的在轨操作体系开展了相应的研究计划，这些研究可用于清除轨道垃圾、在轨维修等任务。研究的目标包括燃料耗尽的卫星、空间碎片、废弃卫星等，这些目标航天器与主动航天器形成的组合体不像空间站这类大型组合体可以通过地面实验方法事先获得其参数，因此在轨服务背景下的组合体航天器控制方法的研究有很大价值和意义。

在轨操作飞行器捕获非合作目标后，构型及质量特性参数较之前发生很大变化，由此给组合体控制带来很大困难。首先，对目标航天器认识的不确定，以及航天器在轨运行带来的一些载荷或构型的变化等造成这些质量特性参数不能通过地面实验手段计算得到。其次，空间目标航天器往往具有一定的运动速度，对接或捕获后组合体的动量会发生突变，有可能引起基座的失稳。因此要实现组合体的姿态稳定控制，必须对不确定的质量特性参数进行有效地估计，同时采用对参数不确定有较好适应性和对干扰有较好鲁棒性的控制方法，可在动力学模型存在一定误差的情况下仍然完成姿态的稳定控制。

发明内容

本发明的目的在于提供一种非合作目标组合体航天器姿态控制方法，它能够在对目标航天器认识不清楚以及参数慢时变、外干扰较大的情况下实现组合体的姿态稳定控制，控制算法具有较好的鲁棒性，控制精度和稳态精度较高。

为了达到上述发明目的，本发明的一种非合作目标组合体航天器姿态控制方法，其包括如下步骤：

步骤一，对组合体航天器的坐标系重定义

对接抓捕目标航天器后，组合体的主惯量轴需要重新定义，一般选取主动航天器的执行机构装配系为组合体的本体系。

步骤二，对组合体转动惯量在轨辨识

利用控制力矩陀螺，采用卡尔曼滤波算法，获得转动惯量在轨辨识数据；组合体的质量特性参数辨识的基本原则是，燃料消耗和对姿态轨道产生的影响最小化原则。且基于实际情况，主动航天器具有较强的控制输出能力，一般装有控制力矩陀螺。辨识的基本流程是，利用控制力矩陀螺激励组合体，测得系统输入(控制力矩陀螺的角动量、内外框架转角)和输出(姿态测量)，按照卡尔曼滤波算法，从这些数据建立映射系统本质属性的数学模型，确定航天器转动惯量参数。

步骤三，组合体航天器姿态控制的算法

利用转动惯量参数辨识数据，作为自适应滑模控制算法的初始输入。

考虑参数不确定性及非参数不确定性，利用自适应滑模控制律，使得整个系统全局一致最终有界稳定。自适应滑模控制律首先要建立一个切换面使得约束在切换面内的系统产生期望的运动；然后再要选择控制规则并满足切换面稳定条件确保系统轨迹趋于切换面并在相交后保留在切换面上。设计出的控制律保证了系统渐近稳定。

本发明采用的方法，其优点和有益效果是：对非合作目标组合体航天器的转动惯量参数实现在轨辨识，针对参数不确定及外干扰力矩大等问题，利用自适应滑模控制律实现组合体航天器的姿态稳定控制。

附图说明

图1是本发明组合体坐标系示意图；

图2是本发明中组合体转动惯量在轨辨识示意图。

具体实施方式

以下将结合附图和实施例对本发明方法的步骤作进一步的描述。

步骤一，对组合体航天器的坐标系重定义

如图1所示，是组合体坐标系示意图。主动航天器通过抓捕机构与目标航天器连接形成组合体，组合体的控制由主动航天器执行机构来完成。组合体的主惯量轴需要重新定义，一般选取主动航天器的执行机构装配系为组合体的本体系。

本体坐标系O_bX_bY_bZ_b：对接模式下O_bX_b轴指向飞行方向，O_bZ_b轴指向地心，O_bY_b由右手定则确定。本体坐标系作为组合体上的几何参考基准，其他星体固连坐标系均以此为参考；

质心坐标系O_cmX_cmY_cmZ_cm：原点位于组合体系统质心(在本体坐标系中的位置用矢量r_cm表示)，各轴指向与本体坐标系相同；

加速度计测量坐标系O_aX_aY_aZ_a：为加速度计测量的参考坐标系(原点在本体系中的位置用矢量r_a表示)。

步骤二，对组合体转动惯量在轨辨识

如图2所示，是组合体转动惯量在轨辨识示意图。

转动惯量使用卡尔曼滤波方法进行在线辨识。设被估计的矢量为：

递推方程为：x_new＝x_old+K(Δω_m-Δω_p)＝x_old+K(Δω_m-Hx_old)

式中K为6×3的增益矩阵，Δω_m为一定时间内测量的角速率变化量，Δω_p为相同时间内预测的角速率变化量，

第i个控制力矩陀螺内框架转动产生的力矩为：

式中h为控制力矩陀螺的角动量值，θ_i为第i个控制力矩陀螺内框架角度，φ_i为外框架角度。同样，第i个控制力矩陀螺外框架转动产生的力矩为：

对于内外框架，由以上可得

式中θ_f、φ_f分别为时间段[0，t_i]内外框架的末态角度，θ₀、φ₀分别为时间段[0，t_i]内外框架的初始角度。

然后使用卡尔曼滤波算法递推估计参数值：

K＝PH^TM^-1

M＝HPH^T+R

P_new＝P_old-P_oldH^TM^-1HP_old

式中，R为测量噪声协方差阵，P为误差协方差阵。

步骤三，组合体航天器姿态控制的算法

航天器刚体姿态运动的动力学数学模型为：

其中，ω∈IR³为航天器惯性角速度，J＝J^T为航天器惯量矩阵，ε∈IR³和ε₀∈IR为航天器本体系相对惯性系的姿态四元数，且满足I代表一个3×3单位矩阵，并将模型描述成如下形式：

x(t)＝(A+δA(t，x))x(t)+(B+δB(t，x))u(t)+C(t，x)v(t)+f(t，x)

其中，x(t)∈Rⁿ为状态变量，u(t)∈R^m为控制量，v(t)∈R^l为外部干扰，A、B及C(t，x)分别代表系统的状态阵、输入阵和时变干扰阵，δA(t，x)、δB(t，x)及f(t，x)分别代表线性不确定部分、非线性部分及输入不确定部分。将不确定部分集合，系统可写为：

x(t)＝Ax(t)+B(u(t)+e(t，x))

定义n-m维切换空间Ω：

Ω＝{x：σ_i(x)□S_ix＝0，S_i∈R^m×n，i＝(1，…，m)，x∈Rⁿ}

式中及σ(x)＝[σ₁，…，σ_m]^T。

设计滑模控制规则为：

u＝-(SB)^-1Kσ+u_eqnom+u_N

其中，K∈R^m×m为正定矩阵，u_eqnom为系统(4-3)的等效控制，即不确定部分e(t，x)为零时的控制输入，等效控制u_eqnom为：

u_eqnom＝-(SB)^-1SAx

等效控制决定了切换面内系统的运动。u_N代表抑制系统不确定性的非线性反馈控制，并迫使系统轨迹趋于切换面直到与之相交：

其中，

式中η为一个有界域，起到消弱抖震的作用，取很小的正值，q₀及q₁为正自适应增益。可以通过选择合适的q₀及q₁值调节参数自适应变化率。理论上，自适应增益越大，参数自调节速率越快。实际上，参数增益会受到控制输入有限和其他条件的约束。ψ₀和ψ₁为控制器选择的常值。

Claims (1)

1.一种非合作目标组合体航天器姿态控制方法，其特征在于包括如下步骤：

步骤一，对组合体航天器的坐标系重定义

对接抓捕目标航天器后，组合体的主惯量轴需要重新定义，一般选取主动航天器的执行机构装配系为组合体的本体系；

步骤二，对组合体转动惯量在轨辨识

利用控制力矩陀螺，采用卡尔曼滤波算法，获得转动惯量在轨辨识数据；

转动惯量在轨辨识是利用控制力矩陀螺激励组合体，测得控制力矩陀螺的角动量、内外框架转角、姿态动力学模型并输入到卡尔曼滤波的算法，建立数学模型，确定航天器转动惯量参数；

步骤三，组合体航天器姿态控制的算法

利用转动惯量参数辨识数据，作为自适应滑模控制算法的初始输入；考虑参数及非参数的确定性，利用自适应滑模控制律先建立一个切换面，后选择一个控制规则，使控制律稳定。