CN109164703A - 一种空间目标碰撞冲击的主动被动混合控制方法 - Google Patents

一种空间目标碰撞冲击的主动被动混合控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种空间目标碰撞冲击的主动被动混合控制方法，该方法针对空间目标碰撞冲击问题，采用仿生结构被控制和主动控制方法结合的混合控制方法，控制冲击碰撞对基座的扰动；首先，采用被动控制方法，通过减振机构的形变以及非线性阻尼减缓冲击；其次采用主动控制方法消除减缓后的外界扰动。本发明结合仿生结构的非线性阻尼抑制碰撞冲击对航天器基座的影响，再通过主动控制即可消除碰撞冲击对基座的扰动。

Description

一种空间目标碰撞冲击的主动被动混合控制方法
技术领域
本发明属于空间目标控制领域，具体涉及一种空间目标碰撞冲击的主动被动混合控制方法。
背景技术
随着空间开发利用活动的增加，空间碎片的数量急剧增多。而空间轨道的资源是有限的，如果不清理空间碎片，待其数量增大到一定程度后，已有碎片之间的碰撞会使产生碎片的速度大于清理的速度，从而引起“凯斯勒”效应，空间将不能再被利用。因此空间碎片的清理是亟待解决的任务。由于大量空间碎片具有旋转特性，不可避免会出现碰撞冲击等。因此需要针对空间碎片振动冲击控制问题，提出高效可行的解决方法。
发明内容
本发明的目的在于针对上述现有技术中的问题，提供了一种空间目标碰撞冲击的主动被动混合控制方法。
本发明采用如下技术方案来实现的：
一种空间目标碰撞冲击的主动被动混合控制方法，该方法针对空间目标碰撞冲击问题，采用仿生结构被控制和主动控制方法结合的混合控制方法；首先，采用被动控制方法，通过减振机构的形变以及非线性阻尼减缓冲击；其次采用主动控制方法消除减缓后的外界扰动。
本发明进一步的改进在于，根据生物界普遍存在的X构型结构特征，设计的一种具有非线性阻尼特征的减振机构，该减振机构由多段X型结构组成，每个X型结构由两根杆组成，杆件之间的摩擦以及结构形变能够有效减缓扰动碰撞冲击对航天器的影响。
本发明进一步的改进在于，具体包括如下步骤：
步骤一：建立基于仿生结构的振动冲击被动控制动力学模型；
过程的整个动力学构型为六自由度构型，在单自由度碰撞冲击混合控制模型中，F(t)为碰撞干扰力，m1终端机构质量，m2是航天器质量，y1是终端机构的位置，y2是经过X构型减震之后，航天器的位置，l为X构型每一部分的长度；θ0为X构型中与卫星直接连接的杆与卫星之间的夹角；n为减震机构中X构型的数目；为X构型接受外力后稳定的位置与初始位置的夹角；x为X构型接受外力后稳定的位置与初始位置在纵向的差，由机构的形变关系得到公式(1)：
由公式(1)可知
其中-90deg＜φ＜θ0；
由拉格朗日动力学建模方法可知，在不考虑主动控制的情况下，整个系统的动能表达式如下：
其中，与分别为终端机构与航天器本体的运动速度；
在此假定被动减振装置的质量相比主航天器小很多，则整个系统的势能如下：
其中，k为纵向弹簧的劲度系数；kb为横向弹簧的劲度系数；x0为纵向弹簧的初始长度；xb为横向弹簧的初始长度；
而整个系统的虚功如下，其中nx＝3n+1为X构型中的接缝数量；c为旋转摩擦因数；Cd为阻尼系数；为X构型接受外力后稳定的位置与初始位置的夹角变化速度；δy1与δy2分别为y1与y2的虚位移；Q1，Q2为系数；F(t)为所施加外力：
其中
则有下式，其中L＝T-V为拉格朗日系数：
考虑主动控制，将公式(7)展开，可得下式；
其中与为终端机构与航天器本体的运动加速度；nx为X构型中的接缝数量；Ut为主动控制力：
为保证在干扰力F(t)的作用下，主动控制力U(t)能够实时保持稳定，假定控制要求主动航天器的位置不变，则给出的主动控制器满足y(2)＝＝0；
步骤二：分析仿生结构参数与冲击振动抑制比例之间的关系；
在公式(8)中，分析非线性结构参数k,n,l,θ0对整体振动性能的影响，分别给出非线性结构参数范围，采用数值积分方法求解方程(8)；
其中，γ0，γ1，γ2，γ3与α1，α2，α3，α4均为系数：
以下为γ0，γ1，γ2，γ3的表达式，其中，nx＝3n+1为X构型中的接缝数量；
步骤三：设计自抗扰控制的微分观测器以及扩张观测器；采用自抗扰控制方法，其扩张观测器可写为如下公式，其中v0为输入的跟踪信号；v1和v2为跟踪微分器输出的跟踪信号及其微分信号；r0和h为跟踪微分器的增益和步长；e为观测值与实际值误差；h为状态观测器步长；z1、z2和z3为状态观测值：
步骤四：设计自抗扰控制的非线性反馈控制器，并结合被动控制方法，有效控制冲击振动对航天器产生的影响；
其中u0是非线性函数的拟合量，u是实际输出的控制信号。
本发明具有如下有益的技术效果：
本发明结合仿生结构的非线性阻尼抑制过程中碰撞冲击对航天器基座的影响，再通过主动控制消除碰撞冲击对基座的扰动。由于测量误差以及控制误差的存在，碰撞冲击不可避免。采用传统的主动控制方法，不仅对控制精度要求很高，而且控制所需要的燃耗也很高。
附图说明
图1为单自由度主动被动混合控制示意图。
图2为X构型形变几何示意图。
图3为ADRC主动控制框图。
图4为X构型被动减振效果图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明做出进一步的说明。
本发明提供的一种空间目标碰撞冲击的主动被动混合控制方法，该方法针对空间目标过程中的碰撞冲击问题，采用仿生结构被控制和主动控制方法结合的混合控制方法，控制过程中的冲击碰撞对基座的扰动。
基于仿生结构的被动控制方法，利用机构的非线性阻尼特性减小外界干扰振动对主题航天器的影响。采用被动主动混合控制方法，通过被动阻尼有效减少外界振动冲击，减小主动控制所需要的能量消耗。被动控制采用X结构的形变减小振动冲击扰动；主动控制为航天器本体上的控制系统。
首先，采用被动控制方法，通过减振机构的形变以及非线性阻尼减缓冲击；其次采用主动控制方法消除减缓后的外界扰动。与主动控制方法相比，主动被动混合控制方法可以大大减少控制精度以及控制所需要的能量消耗。
本发明提供的一种空间目标碰撞冲击的主动被动混合控制方法，具体包括如下步骤：
步骤一：建立基于仿生结构的振动冲击被动控制动力学模型；
整个X构型为六自由度构型，在此以单自由度的动力学模型为例，分析仿生结构的被动抑制机理。单自由度碰撞冲击混合控制模型如图1所示。其中F(t)为碰撞干扰力，U(t)为主动控制力，m1是碰撞冲击前端质量，m2是航天器质量，y1是碰撞前端机构的位置，y2是航天器的位置。图2为X构型中一个单元形变的几何示意图，由图2的几何关系可以得到公式(1)。
其中l为X构型每一部分的长度；θ0为X构型中与卫星直接连接的杆与卫星之间的夹角；n为减震机构中X构型的数目；为X构型接受外力后稳定的位置与初始位置的夹角；x为X构型接受外力后稳定的位置与初始位置在纵向的差；
由公式(1)可知
其中-90deg＜φ＜θ0；由拉格朗日动力学建模方法可知，在不考虑主动控制的情况下，整个系统的动能为：
其中与分别为终端机构与航天器本体的运动速度；
在此假定被动减振装置的质量相比航天器小很多，则整个系统的势能为：
其中，k为纵向弹簧的劲度系数；kb为横向弹簧的劲度系数；x0为纵向弹簧的初始长度；xb为横向弹簧的初始长度；
而整个系统的虚功如下，其中nx＝3n+1为X构型中的接缝数量；c为旋转摩擦因数；Cd为阻尼系数；为X构型接受外力后稳定的位置与初始位置的夹角变化速度；δy1与δy2分别为y1与y2的虚位移；Q1，Q2为系数；F(t)为所施加外力：
其中
则有下式，其中L＝T-V为拉格朗日系数：
考虑主动控制，将公式(7)展开，可得下式：
其中与为终端机构与航天器本体的运动加速度；nx为X构型中的接缝数量；Ut为主动控制力：
在保证干扰力F(t)的作用下，主动控制力U(t)能够实时保持稳定。假定控制要求主动航天器的位置不变，则给出的主动控制器需要满足y(2)＝＝0；
步骤二：分析仿生结构参数与冲击振动抑制比例之间的关系；
在公式(8)中，分析非线性结构参数k,n,l,θ0对整体振动性能的影响，采用数值积分方法求解方程(8)。
其中，γ0，γ1，γ2，γ3与α1，α2，α3，α4均为系数：
以下为γ0，γ1，γ2，γ3的表达式，其中，nx＝3n+1为X构型中的接缝数量；
步骤三：跟踪微分器的作用是安排过渡过程，给出合理的控制信号，解决了响应速度与超调性之间的矛盾。
跟踪微分器的模型如下，其中v0为输入的跟踪信号；v1和v2为跟踪微分器输出的跟踪信号及其微分信号；r0和h为跟踪微分器的增益和步长；e为观测值与实际值误差；h为状态观测器步长；z1、z2和z3为状态观测值：
其中v1,v2参数为跟踪对象状态信号，而h为跟踪步长，r0为状态的初始量，包括位置信息和姿态信息，而fhan函数定义如下：
步骤三：设计扩张观测器：扩展状态观测器用来解决模型未知部分和外部未知扰动综合对控制对象的影响。虽然叫做扩展状态观测器，但与普通的状态观测器不同。扩展状态观测器设计了一个扩展的状态量来跟踪模型未知部分和外部未知扰动的影响。然后给出控制量补偿这些扰动。将控制对象变为普通的积分串联型控制对象。设计扩展状态观测器的目的就是观测扩展出来的状态变量，用来估计未知扰动和控制对象未建模部分，实现动态系统的反馈线性化，将控制对象变为积分串联型，如图3所示。
扩展状态观测器的模型为：
其中z1,z2,z3是观测信号(对位置姿态等状态量的观测值)，e为状态量观测信号和时机信号之间的误差。fal函数定义如下：
步骤四：设计非线性误差反馈控制律
给定状态量的观测信号以及状态信号后，可采用非线性误差反馈控制律给出被控对象的控制策略：
其中u0是非线性函数的拟合量，u是实际输出的控制信号。
实施例：
取r0＝200,h＝0.01,r＝50,h1＝0.5,c＝70,β1＝100,β2＝5000,β3＝30000，b0＝1，输入信号v0＝0，干扰信号为一个冲量为0.6的力时，得到的仿真结果如图4所示。
从图4中看出，采用本发明提出的方法，y2在受到扰动后以极快的速度回到平衡状态。

Claims (3)

1.一种空间目标碰撞冲击的主动被动混合控制方法，其特征在于，该方法针对空间目标过程中的碰撞冲击问题，采用仿生结构被控制和主动控制方法结合的混合控制方法，控制过程中的冲击碰撞对基座的扰动；首先，采用被动控制方法，通过减振机构的形变以及非线性阻尼减缓冲击；其次采用主动控制方法消除减缓后的外界扰动。
2.根据权利要求1所述的一种空间目标碰撞冲击的主动被动混合控制方法，其特征在于，根据生物界普遍存在的X构型结构特征，设计的一种具有非线性阻尼特征的减振机构，该减振机构由多段X型结构组成，每个X型结构由两根杆组成，杆件之间的摩擦以及结构形变能够有效减缓过程扰动碰撞冲击对航天器的影响。
3.根据权利要求1或2所述的一种空间目标碰撞冲击的主动被动混合控制方法，其特征在于，具体包括如下步骤：
步骤一：建立基于仿生结构的振动冲击被动控制动力学模型；
在此以单自由度碰撞冲击混合控制模型为例，F(t)为过程中的碰撞干扰力，m1为碰撞前端机构质量，m2是航天器质量，y1是终端机构的位置，y2是经过X构型减震之后航天器的位置，l为X构型每一部分的长度；θ0为X构型中与卫星直接连接的杆与卫星之间的夹角；n为减震机构中X构型的数目；为X构型接受外力后稳定的位置与初始位置的夹角；x为X构型接受外力后稳定的位置与初始位置在纵向的差，由机构的形变关系得到公式(1)：
由公式(1)可知
其中-90deg＜φ＜θ0；
由拉格朗日动力学建模方法可知，在不考虑主动控制的情况下，整个系统的动能表达式如下：
其中，与分别为终端机构与航天器本体的运动速度；
在此假定被动减振装置的质量相比航天器小很多，则整个系统的势能如下：
其中，k为纵向弹簧的劲度系数；kb为横向弹簧的劲度系数；x0为纵向弹簧的初始长度；xb为横向弹簧的初始长度；
而整个系统的虚功如下，其中nx＝3n+1为X构型中的接缝数量；c为旋转摩擦因数；Cd为阻尼系数；为X构型接受外力后稳定的位置与初始位置的夹角变化速度；δy1与δy2分别为y1与y2的虚位移；Q1，Q2为系数；F(t)为所施加外力：
其中
则有下式，其中L＝T-V为拉格朗日系数：
考虑主动控制，将公式(7)展开，可得下式；
其中与为终端机构与航天器本体的运动加速度；nx为X构型中的接缝数量；Ut为主动控制力：
为了保持过程的稳定，保证在干扰力F(t)的作用下，主动控制力U(t)能够实时保持稳定，假定控制要求主动航天器的位置不变，则给出的主动控制器满足y(2)＝＝0；
步骤二：分析仿生结构参数与冲击振动抑制比例之间的关系；
在公式(8)中，分析非线性结构参数k,n,l,θ0对整体振动性能的影响，分别给出非线性结构参数范围，采用数值积分方法求解方程(8)；
其中，γ0，γ1，γ2，γ3与α1，α2，α3，α4均为系数：
以下为γ0，γ1，γ2，γ3的表达式，其中，nx＝3n+1为X构型中的接缝数量；
步骤三：设计自抗扰控制的微分观测器以及扩张观测器；采用自抗扰控制方法，其扩张观测器可写为如下公式，其中v0为输入的跟踪信号；v1和v2为跟踪微分器输出的跟踪信号及其微分信号；r0和h为跟踪微分器的增益和步长；e为观测值与实际值误差；h为状态观测器步长；z1、z2和z3为状态观测值：
步骤四：设计自抗扰控制的非线性反馈控制器，并结合被动控制方法，有效控制过程中的冲击振动对航天器产生的影响；
其中u0是非线性函数的拟合量，u是实际输出的控制信号。
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