CN113619814B - 一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法 - Google Patents
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Abstract
一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法,针对空间交会对接任务的特殊性,在继承预设性能控制方法优点的同时,利用径向基函数神经网络(RBFNN)的逼近能力来补偿实际交会对接任务中执行机构的饱和非线性。整个控制器设计过程无需执行机构饱和非线性的结构特性、外界干扰及轨道器质量转动惯量等模型先验知识,不仅能大大降低了计算复杂度,同时考虑预设稳态和暂态性能的同时兼顾了执行机构的控制饱和约束,具有较强的工程实用性。
Description
技术领域
本发明涉及一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法,属于航天器控制技术领域。
背景技术
近年来,空间碎片清除、在轨服务等项目逐渐得到了较大的关注,面对这些复杂的任务,追踪航天器与目标航天器间交会对接控制对整个任务的成功实现起到至关重要的作用。
由于空间交会对接任务的特殊性,对跟踪航天器而言,由于推进器燃料消耗、载荷转动等因素的影响,系统质量和质量惯量往往存在不确定性;由于空间环境的复杂性,航天器通常会受到外部环境的扰动,如大气阻力、重力梯度力矩、太阳辐射力矩等因素的影响。此外由于执行机构物理结构和整星能量消耗的限制,使得推力器、飞轮、控制力矩陀螺等执行机构的输出力矩总是有限的,这种控制输入饱和特性将使系统的动态性能降低,甚至导致闭环系统不稳定。总之,复杂的空间环境、相对轨道与姿态跟踪动力学的强耦合与高度非线性以及严格的跟踪误差指标约束均对交会对接控制系统提出了巨大的挑战,因此研究带有执行机构控制饱和约束、模型参数不确定性与外部干扰的相对轨道与姿态高精度跟踪控制具有较大的理论价值与工程意义。
发明内容
本发明解决的技术问题是:针对目前现有技术中的不足,提出了一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法,应用于航天器交会对接任务中相对轨道与姿态六自由度控制。
本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的:
一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法,步骤如下:
(1)考虑执行机构饱和约束情况,建立跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型,其中,跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型包括两航天器间的相对轨道及相对姿态跟踪控制运动学、动力学模型;
(2)根据交会对接任务中相对轨道与姿态跟踪控制误差的暂态和稳态性能指标要求,设计相对轨道与姿态跟踪误差性能函数;
(3)根据步骤(2)所得相对轨道与姿态跟踪误差性能函数构造转换误差变量,并构造相对轨道与姿态跟踪控制器设计所需的中间误差变量;
(4)利用步骤(1)所得两航天器间的相对轨道及相对姿态跟踪控制运动学与动力学模型、步骤(3)所得中间误差变量设计相对轨道与姿态虚拟控制量及其导数;
(5)通过步骤(1)所得两航天器间的相对轨道及相对姿态跟踪控制运动学与动力学模型、步骤(3)所得中间误差变量、步骤(4)所得相对轨道与姿态虚拟控制量的导数构建抗饱和预设性能交会对接控制器,并通过构建的自适应律估计跟踪航天器质量、转动惯量矩阵分量与控制器设计所需的辅助变量。
步骤(1)中,跟踪航天器和目标航天器相对姿态跟踪运动学与动力学模型分别为:
其中,相对姿态动力学模型中矩阵G(σe)、Ca和非线性向量ha分别为:
Ca=S(J(ωe+R(σe)ωt))-S(R(σe)ωt)J-JS(R(σe)ωt)
轨道器本体系与上升器本体系之间的坐标转换矩阵R(σe)可表示为
跟踪航天器和目标航天器相对轨道跟踪运动学与动力学模型分别为:
对于任意三维向量γ=[γ1 γ2 γ3]T,叉乘矩阵S(γ)为:
相对轨道动力学模型中非线性向量hp为:
式中,rt为上升器的位置矢量,μ为地心引力常数。
步骤(2)中,根据相对轨道与姿态跟踪控制误差的暂态和稳态性能指标要求,设计相对轨道与姿态跟踪误差性能函数分别为:
式中,ρpi∞与ρσi∞分别表示相对轨道跟踪误差与姿态跟踪误差稳态精度指标,lpi和lσi分别约束相对轨道与姿态跟踪误差的收敛速度,其中:
相对姿态与轨道跟踪误差的预设性能约束可以描述:
-δliρσi≤σei(t)≤δuiρσi(t)(i=1,2,3)
-δliρpi≤rei(t)≤δuiρpi(t)(i=1,2,3)
式中,δui与δli分别为性能边界约束系数,一般取1。
步骤(3)中,转换误差变量χσ=[χσ1,χσ2,χσ3]T和χp=[χp1,χp2,χp3]T具体为:
式中,δui与δli分别为性能边界约束系数,一般取1;
相对轨道与姿态跟踪控制器设计所需的中间误差变量具体为:
式中,ασ和αp均为待设计的虚拟控制量。
步骤(4)中,相对轨道与姿态虚拟控制量分别为:
辅助变量υσ和υp分别为
步骤(5)中,构建抗饱和预设性能交会对接控制器具体如下:
式中,K2与K4均为对称正定矩阵,εμ1与εμ2均为正常数,hσ与ho均为高斯基函数;
对于任意向量α=[a1 a2 a3]T,线性算子L(·)满足:
Ja=L(a)θJ
式中,矩阵L(a)为
θJ=[J11,J22,J33,J12,J13,J23]T为由转动惯量矩阵J的分量组成的未知参数向量。
本发明与现有技术相比的优点在于:
本发明提供的一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法,在继承预设性能控制方法优点的同时,利用径向基函数神经网络(RBFNN)的逼近能力来补偿实际交会对接任务中执行机构的饱和非线性,控制器设计过程无需执行机构饱和非线性的结构特性、外界干扰及轨道器质量转动惯量等模型先验知识,基于范数估计的思想,通过估计神经网络权值矩阵范数而非矩阵分量,大大降低了计算复杂度,并在考虑预设稳态和暂态性能的同时兼顾了执行机构的控制饱和约束,具有较强的工程实用性。
附图说明
图1为发明提供的闭环系统结构框图;
图2为发明提供的x轴相对姿态跟踪误差示意图;
图3为发明提供的y轴相对姿态跟踪误差示意图;
图4为发明提供的z轴相对姿态跟踪误差示意图;
图5为发明提供的x轴相对轨道跟踪误差示意图;
图6为发明提供的y轴相对轨道跟踪误差示意图;
图7为发明提供的z轴相对轨道跟踪误差示意图;
图8为发明提供的x轴控制力示意图;
图9为发明提供的y轴控制力示意图;
图10为发明提供的z轴控制力示意图;
图11为发明提供的x轴控制力矩示意图;
图12为发明提供的y轴控制力矩示意图;
图13为发明提供的z轴控制力矩示意图;
具体实施方式
一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法,如图1所示,通过神经网络良好的函数逼近能力,利用它来估计并有效补偿了模型不确定性和控制饱和非线性,并基于范数估计的思想,通过估计神经网络权值矩阵范数而非矩阵分量,在考虑预设稳态和暂态性能的同时兼顾了执行机构的控制饱和约束,具体步骤如下:
(1)考虑执行机构饱和约束情况,建立跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型,其中,跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型包括两航天器间的相对轨道及相对姿态跟踪控制运动学、动力学模型;
其中,跟踪航天器和目标航天器相对姿态跟踪运动学与动力学模型分别为:
其中,相对姿态动力学模型中矩阵G(σe)、Ca和非线性向量ha分别为:
Ca=S(J(ωe+R(σe)ωt))-S(R(σe)ωt)J-JS(R(σe)ωt)
轨道器本体系与上升器本体系之间的坐标转换矩阵R(σe)可表示为
跟踪航天器和目标航天器相对轨道跟踪运动学与动力学模型分别为:
对于任意三维向量γ=[γ1 γ2 γ3]T,叉乘矩阵S(γ)为:
相对轨道动力学模型中非线性向量hp为:
(2)根据交会对接任务中相对轨道与姿态跟踪控制误差的暂态和稳态性能指标要求,设计相对轨道与姿态跟踪误差性能函数;
其中,根据相对轨道与姿态跟踪控制误差的暂态和稳态性能指标要求,设计相对轨道与姿态跟踪误差性能函数分别为:
式中,ρpi∞与ρσi∞分别表示相对轨道跟踪误差与姿态跟踪误差稳态精度指标,lpi和lσi分别约束相对轨道与姿态跟踪误差的收敛速度,其中:
相对姿态与轨道跟踪误差的预设性能约束可以描述为:
-δliρσi≤σei(t)≤δuiρσi(t)(i=1,2,3)
-δliρpi≤rei(t)≤δuiρpi(t)(i=1,2,3)
式中,δui与δli分别为性能边界约束系数,一般取1;
(3)根据步骤(2)所得相对轨道与姿态跟踪误差性能函数构造转换误差变量,并构造相对轨道与姿态跟踪控制器设计所需的中间误差变量;
其中,转换误差变量χσ=[χσ1,χσ2,χσ3]T和χp=[χp1,χp2,χp3]T具体为:
式中,δui与δli分别为性能边界约束系数,一般取1;
相对轨道与姿态跟踪控制器设计所需的中间误差变量具体为:
式中,ασ和αp均为待设计的虚拟控制量;
(4)利用步骤(1)所得两航天器间的相对轨道及相对姿态跟踪控制运动学与动力学模型、步骤(3)所得中间误差变量设计相对轨道与姿态虚拟控制量及其导数;
其中,相对轨道与姿态虚拟控制量分别为:
辅助变量υσ和υp分别为
(5)通过步骤(1)所得两航天器间的相对轨道及相对姿态跟踪控制运动学与动力学模型、步骤(3)所得中间误差变量、步骤(4)所得相对轨道与姿态虚拟控制量的导数构建抗饱和预设性能交会对接控制器,并通过构建的自适应律估计跟踪航天器质量、转动惯量矩阵分量与控制器设计所需的辅助变量。
其中,构建抗饱和预设性能交会对接控制器具体如下:
式中,K2与K4均为对称正定矩阵,εμ1与εμ2均为正常数,hσ与ho均为高斯基函数。
对于任意向量α=[a1 a2 a3]T,线性算子L(·)满足:
Ja=L(a)θJ
式中,矩阵L(a)为
θJ=[J11,J22,J33,J12,J13,J23]T为由转动惯量矩阵J的分量组成的未知参数向量。
下面结合具体实施例进行进一步说明:
本发明首先建立交会对接最后逼近段追踪航天器与目标航天器的相对轨道与姿态跟踪动力学与运动学模型,考虑了模型不确定性、外界干扰力矩扰动、执行机构饱和约束。然后,设计性能函数来约束相对轨道与姿态跟踪误差的暂态与稳态性能,并利用径向基函数神经网络(RBFNN)来补偿执行机构的饱和约束,最后设计自适应更新律来估计模型不确定性,并由此得到最终的追踪航天器与目标航天器间的相对轨道与姿态跟踪控制律。
在本实施例中,针对交会对接任务中跟踪航天器与目标航天器间的相对轨道与姿态跟踪控制问题提出了一种基于神经网络补偿的抗饱和预设性能控制方法,具体步骤为:
(1)在考虑执行机构饱和约束的情况下,建立跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型,该模型包含两个航天器之间的相对轨道和相对姿态跟踪控制运动学与动力学。
式中,为用修正罗德里格斯参数描述的姿态跟踪误差,/>为姿态跟踪误差,/>为轨道器转动惯量矩阵,/>与/>分别表示干扰力矩与控制力矩,由于实际执行机构物理结构的限制,导致控制力矩/>存在幅值上限τmax,即
相对姿态动力学模型中矩阵G(σe)、Ca和非线性向量ha分别表示为
Ca=S(J(ωe+R(σe)ωt))-S(R(σe)ωt)J-JS(R(σe)ωt)
相对轨道跟踪控制系统的运动学与动力学模型分别为:
式中,与/>分别表示相对轨道与速度跟踪误差,m为轨道器质量,与/>分别表示轨道器与上升器的角速度,满足ωe=ωs-R(σe)ωt,/>与分别表示干扰力与控制力,由于实际执行机构物理结构的限制,导致控制力/>存在幅值上限fmax,即
相对轨道动力学模型中非线性向量hp为
S(·)为叉乘算子,定义:对于任意三维向量γ=[γ1γ2γ3]T,S(γ)为
(2)根据交会对接任务中相对轨道与姿态跟踪控制误差的暂态和稳态性能指标要求,设计相对轨道与姿态跟踪误差性能函数。
式中,ρpi∞与ρσi∞分别表示相对轨道跟踪误差与姿态跟踪误差稳态精度指标,lpi和lσi分别约束相对轨道与姿态跟踪误差的收敛速度。
那么相对姿态与轨道跟踪误差的预设性能约束可以描述为
-δliρσi≤σei(t)≤δuiρσi(t)(i=1,2,3)
-δliρpi≤rei(t)≤δuiρpi(t)(i=1,2,3)
式中,δui与δli分别为性能边界约束系数,一般取1。
(3)基于步骤(2)的相对轨道与姿态跟踪误差性能函数构造转换误差变量;
式中,δui与δli分别为性能边界约束系数,一般取1。
(4)基于步骤(3)的相对轨道与姿态转换误差变量构造用于后续相对轨道与姿态跟踪控制器设计的中间误差变量;
式中,ασ和αp均为待设计的虚拟控制量。
(5)基于步骤(1)的相对轨道与姿态运动学和步骤(4)中相对轨道与姿态中间误差变量设计相对轨道与姿态虚拟控制量;
辅助变量υσ和υp分别为
(7)基于步骤(1)的相对轨道与姿态动力学、步骤(4)中相对轨道与姿态中间误差变量、步骤(6)的相对轨道与姿态虚拟控制量的导数设计抗饱和预设性能交会对接控制器,并构建自适应律估计跟踪航天器质量、转动惯量矩阵分量与控制器设计所需的辅助变量。
式中,K2与K4均为对称正定矩阵,εμ1与εμ2均为正常数,hσ与ho均为高斯基函数。
式中,γp,kp1,kp2,kp3与kp4均为正常数,
给出本发明仿真实例,如图2-图4所示,给出了追踪器本体坐标系下的相对姿态跟踪误差曲线,如图5-图7所示,给出了追踪器本体坐标系下相对轨道跟踪误差曲线,如图2-图10所示,给出了追踪器本体坐标系下追踪航天器控制力,如图11-13所示,给出了追踪器本体坐标系下追踪航天器控制力矩。
通过图2-4中采用传统PID控制方法与本专利方法的对比,可以看出基于本专利方法的相对姿态跟踪误差没有超调,收敛时间更短。两种方法的相对姿态跟踪误差稳态值分别为3.81e-4、6.632e-9,相对轨道跟踪误差稳态值分别为1.174e-5、1.09e-9,由此可以看出本专利方法具有优良的暂态性能和稳态性能。由图8-13控制力和力矩曲线对比结果可以看出,本专利方法有效地解决了执行机构的饱和约束问题。
综上,本发明设计的近距离段交会对接的自适应神经网络控制试验方法,在继承预设性能控制方法优点的同时,利用径向基函数神经网络(RBFNN)的逼近能力来补偿实际交会对接任务中执行机构的饱和非线性,通过神经网络良好的函数逼近能力,利用它来估计并有效补偿了模型不确定性和控制饱和非线性。此外,基于范数估计的思想,通过估计神经网络权值矩阵范数而非矩阵分量,大大降低了计算复杂度。该控制方法在考虑预设稳态和暂态性能的同时兼顾了执行机构的控制饱和约束,具有较强的工程实用性。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
Claims (1)
1.一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法,其特征在于步骤如下:
(1)考虑执行机构饱和约束情况,建立跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型,其中,跟踪航天器与目标航天器间六自由度交会对接模型包括两航天器间的相对轨道及相对姿态跟踪控制运动学、动力学模型;
(2)根据交会对接任务中相对轨道与姿态跟踪控制误差的暂态和稳态性能指标要求,设计相对轨道与姿态跟踪误差性能函数;
(3)根据步骤(2)所得相对轨道与姿态跟踪误差性能函数构造转换误差变量,并构造相对轨道与姿态跟踪控制器设计所需的中间误差变量;
(4)利用步骤(1)所得两航天器间的相对轨道及相对姿态跟踪控制运动学与动力学模型、步骤(3)所得中间误差变量设计相对轨道与姿态虚拟控制量及其导数;
(5)通过步骤(1)所得两航天器间的相对轨道及相对姿态跟踪控制运动学与动力学模型、步骤(3)所得中间误差变量、步骤(4)所得相对轨道与姿态虚拟控制量的导数构建抗饱和预设性能交会对接控制器,并通过构建的自适应律估计跟踪航天器质量、转动惯量矩阵分量与控制器设计所需的辅助变量;
所述步骤(1)中,跟踪航天器和目标航天器相对姿态跟踪运动学与动力学模型分别为:
其中,相对姿态动力学模型中矩阵G(σe)、Ca和非线性向量ha分别为:
Ca=S(J(ωe+R(σe)ωt))-S(R(σe)ωt)J-JS(R(σe)ωt)
轨道器本体系与上升器本体系之间的坐标转换矩阵R(σe)可表示为
跟踪航天器和目标航天器相对轨道跟踪运动学与动力学模型分别为:
对于任意三维向量γ=[γ1 γ2 γ3]T,叉乘矩阵S(γ)为:
相对轨道动力学模型中非线性向量hp为:
式中,rt为上升器的位置矢量,μ为地心引力常数;
所述步骤(2)中,根据相对轨道与姿态跟踪控制误差的暂态和稳态性能指标要求,设计相对轨道与姿态跟踪误差性能函数分别为:
式中,ρpi∞与ρσi∞分别表示相对轨道跟踪误差与姿态跟踪误差稳态精度指标,lpi和lσi分别约束相对轨道与姿态跟踪误差的收敛速度,其中:
相对姿态与轨道跟踪误差的预设性能约束可以描述:
-δliρσi≤σei(t)≤δuiρσi(t)(i=1,2,3)
-δliρpi≤rei(t)≤δuiρpi(t)(i=1,2,3)
式中,δui与δli分别为性能边界约束系数,一般取1;
所述步骤(3)中,转换误差变量χσ=[χσ1,χσ2,χσ3]T和χp=[χp1,χp2,χp3]T具体为:
式中,δui与δli分别为性能边界约束系数,一般取1;
相对轨道与姿态跟踪控制器设计所需的中间误差变量具体为:
式中,ασ和αp均为待设计的虚拟控制量;
所述步骤(4)中,相对轨道与姿态虚拟控制量分别为:
辅助变量υσ和υp分别为
所述步骤(5)中,构建抗饱和预设性能交会对接控制器具体如下:
式中,K2与K4均为对称正定矩阵,εμ1与εμ2均为正常数,hσ与ho均为高斯基函数;
对于任意向量α=[a1 a2 a3]T,线性算子L(·)满足:
Ja=L(a)θJ
式中,矩阵L(a)为
θJ=[J11,J22,J33,J12,J13,J23]T为由转动惯量矩阵J的分量组成的未知参数向量;
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