CN114987799A - 一种自旋状态下相对滚动容错控制方法 - Google Patents

一种自旋状态下相对滚动容错控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种自旋状态下相对滚动容错控制方法，可用于某些在轨服务过程中相对姿态控制任务。对于某些针对在轨服务飞行器，一般配备相对位姿测量设备以获取服务飞行器与服务对象之间的相对位置与相对姿态信息。作为服务飞行器控制系统的关键组成部分，相对位姿测量设备决定着轨服务任务的成败。但是目前的相对位姿测量设备受到各种各样工作环境的约束，一旦这些设备不能正常输出数据，在轨任务将无法正常开展。本发明提供了一种相对姿态控制中的姿控系统容错控制策略，在设备正常工作的过程中突然停止数据输出时，能够自主重构姿控系统，并以最小系统的形式保证服务飞行器姿态的稳定输出，保证在轨服务任务的顺利开展。

Description

一种自旋状态下相对滚动容错控制方法
技术领域
本发明涉及空间安全与维护技术，具体涉及一种自旋状态下相对滚动容错控制。
背景技术
随着航天技术应用领域的飞速拓展，空间在轨服务受到越来越多的重视，空间服务飞行器由于任务的特殊性，一般配备机械臂进行抓持维修。某些失效故障飞行器，往往呈现自旋章动的运动特性，在进行此类飞行器的抓捕时，为保证机械臂的抓捕环境，平台往往也呈现自旋状态以减小两星的相对动态，除此之外还需要进行相对滚动控制以保证机械臂良好的抓捕视角。而在超近距离进行抓捕时，往往严重依赖相对测量设备进行目标相对滚动控制，当测量设备突然失效时，无法保证相对滚动姿态控制的准确性，导致机械臂抓捕目标失败。亟需研究一种在相对测量设备失效情况下仍旧满足相对滚动控制约束的容错控制方法，有效提高系统的可靠性。
发明内容
针对自旋状态下具有相对滚动控制约束的飞行器，本发明提出了一种在相对测量设备突然失效情况下的相对滚动容错控制方法。
本发明技术方案是：自旋状态下相对滚动容错控制方法，包括：
在相对测量设备有效的情况下，根据相对测量设备测量得到相对位姿信息，采用视线指向与相对滚动控制的相对姿态控制策略实现三轴相对姿态控制；
在相对测量设备失效的情况下，仅依赖于服务飞行器自身绝对测量数据，采用惯性指向与滚动积分递推的相对姿态控制策略实现三轴相对姿态控制。
优选的，在相对测量设备有效的情况下，在三轴相对姿态控制过程中，实时将基于相对测量设备进行目标姿态估计得到的相对滚动角与预设的阈值进行判断，当超出阈值时，采用视线指向与相对滚动控制的相对姿态控制策略实现三轴相对姿态控制；否则，仅依赖于服务飞行器自身绝对测量数据，采用惯性指向与滚动积分递推的相对姿态控制策略实现三轴相对姿态控制。
优选的，所述预设的阈值在飞行器所携带载荷的能力范围内设置，设置原则为动态机动能力较强、可达范围较广的载荷对应的阈值大于动态机动能力较弱或可达范围较小的载荷对应的阈值。
优选的，惯性指向控制为滚动轴姿态转入惯性保持，采用惯性积分的形式进行控制；俯仰、偏航轴转入惯性指向，采用惯性空间定向保持的形式进行控制。
优选的，惯性积分的形式进行控制方式如下：
Figure BDA0003642876500000021
ωctrlx＝ωbix-ωaim
其中
Figure BDA0003642876500000022
为服务飞行器滚动控制姿态角，初值为0；Tctrl为控制周期，k代表控制过程中的迭代次序；ωctrlx为滚动轴的控制角速度，ωbix为服务飞行器绝对角速度在服务飞行器本体系下X轴方向分量；ωaim为在相对测量设备有效的情况下，得到的连续记录的目标本体系下描述的目标自旋角速度ωtbix的均值。
优选的，俯仰、偏航轴的惯性指向方向由地面上注或者服务飞行器上自行确定。
优选的，俯仰、偏航轴的惯性指向方向为在相对测量设备有效的情况下，得到服务飞行器本体坐标系下的两星相对位置矢量在惯性系下的投影。
优选的，服务飞行器本体坐标系下的两星相对位置矢量选取相对测量设备失效前预设一段时间内的两星相对位置矢量的均值。
优选的，俯仰、偏航轴转入惯性指向，采用惯性空间定向保持的形式进行控制：
θ＝-arcsin(Siz)
ψ＝arctan2(Siy,Six)
ωctrly＝ωbiy
ωctrlz＝ωbiz
其中，θ、ψ为服务飞行器高低、方位控制姿态角；Si＝[Six Siy S]T i为相对测量设备有效的情况下，服务飞行器本体坐标系下的两星相对位置矢量在惯性系下的投影；ωbiy、ωbiz为服务飞行器绝对角速度在服务飞行器本体系下Y、Z轴方向分量；ωctrly、ωctrlz为俯仰轴、偏航轴的控制角速度。
优选的，服务飞行器自身绝对测量数据为陀螺、星敏感器测量的数据。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
本发明提供了一种相对姿态控制中的姿控系统容错控制策略，在设备正常工作的过程中突然停止数据输出时，能够自主重构姿控系统，并以最小系统的形式保证服务飞行器姿态的稳定输出，保证在轨服务任务的顺利开展。
附图说明
图1本发明工作示意图
具体实施方式
本发明自旋状态下相对滚动容错控制方法，可用于某些在轨服务过程中相对姿态控制任务。对于某些针对在轨服务任务设计的飞行器，一般配备相对位姿测量设备以获取服务飞行器与服务对象之间的相对位置与相对姿态信息。作为服务飞行器控制系统的关键组成部分，相对位姿测量设备决定着轨服务任务的成败。但是目前的相对位姿测量设备受到各种各样工作环境的约束，光照、温度、供电、辐照、工作范围等，一旦这些设备不能正常输出数据，在轨任务将无法正常开展。本发明提供了一种相对姿态控制中的姿控系统容错控制策略，在设备正常工作的过程中突然停止数据输出时，能够自主重构姿控系统，并以最小系统的形式保证服务飞行器姿态的稳定输出，保证在轨服务任务的顺利开展。如图1所示本发明主要包含如下两个方面的内容：
一、在相对测量设备有效的情况下，根据测量得到相对位姿信息设计相对姿态控制策略。采用视线指向+相对滚动控制的基本思路。
本发明的相对测量设备包括双目相机、单目相机、激光雷达等，其主要作用为基于光学成像进行相对测量，得到目标与飞行器之间的相对姿态和相对位置信息，以便飞行器进行姿轨控制。但该类相对位姿测量设备受到空间光照等复杂环境影响，容易产生无效数据。
采用视线指向+相对滚动控制特点在于，将指向控制与相对滚动控制解耦设计，配合使用：
本发明针对自旋目标，假设目标的自旋轴为目标本体系的滚动轴，记为Xt。在相对测量设备有效的情况下，可基于测量相对位姿信息开展导航，得到服务飞行器本体坐标系下的两星相对位置矢量(服务飞行器质心指向目标质心)S＝[Sx Sy Sz]T。则可计算得到目标指向的高低角θ、方位角ψ。
其中高低角θ为矢量S以服务飞行器本体坐标系YbObZb平面夹角，方位角ψ为矢量S在YbObZb平面内投影与+Xb轴夹角，具体有
θ＝-arcsin(Sz)
ψ＝arctan2(Sy,Sx)
这样就得到俯仰、偏航轴的控制角、角速度
θctrl＝θ、ψctrl＝ψ
ωctrly＝ωboy、ωctrlz＝ωboz
ωbo＝[ωbox ωboy ωboz]T为服务飞行器相对轨道系角速度在服务飞行器本体系下的描述。
视线指向只能约束俯仰、偏航两个轴的控制，本发明通过约束滚动轴以保证服务飞行器与目标飞行器的相对滚动控制，以消除目标自旋导致的相对滚动快速变化问题，为后续的在轨操作提供相对稳定的大环境。
在进行相对滚动角控制时，考虑到相对测量设备输出数据可能具备的不稳定性，本发明采用间歇性将相对测量设备数据接入闭环的形式以降低对相对测量设备测量数据的依赖。结合飞行器所配备载荷的具体能力，确定合适阈值δ。预设阈值δ与飞行器所携带载荷的具体能力相关，对于一些动态机动能力较强、可达范围较广的载荷，阈值可适当放宽；对于一些动态机动能力较弱或可达范围较小的载荷，阈值可适当减小。
当相对测量设备数据有效时，设基于相对测量设备信息进行目标姿态估计得到相对滚动角
Figure BDA0003642876500000061
目标相对惯性系的自旋角速度为ωbix。相对滚动控制策略如下：
1)当
Figure BDA0003642876500000062
记录此时刻的相对滚动角为
Figure BDA0003642876500000063
并令飞行器采用开环姿态机动的形式机动该角度以消除该相对滚动角。
Figure BDA0003642876500000064
ωctrlx＝ωbix-ωaim
式中其中ωbix为服务飞行器绝对角速度在服务飞行器本体系下X轴方向分量，可由陀螺测量得到。基于有效相对姿态测量信息开展目标姿态估计得到的ωtbix趋于稳定时，连续记录10秒的ωtbix值并取均值为ωaim。Tctrl为控制周期。
一旦开始开环机动后，不再持续依赖相对测量设备信息，仅依赖陀螺测量即可实现。
2)当
Figure BDA0003642876500000071
时，认为当前相对滚动满足载荷需求。此时相对滚动只需进行惯性保持即可。
Figure BDA0003642876500000072
ωctrlx＝ωbix-ωaim
其中
Figure BDA0003642876500000073
初值为0。
基于常规的PD控制策略即可实现三轴相对姿态控制。
二、在相对测量设备突然失效的情况下，不再采用该设备测量数据，进行姿控系统重构，仅依赖于服务飞行器自身绝对测量数据，以最小系统形式进行相对姿态控制。采用惯性指向+滚动积分递推的基本思路。
采用惯性指向+滚动积分递推控制特点在于，仅依赖绝对测量数据，以最小系统形式进行输出：
相对测量设备数据突然失效时，不再引入闭环。仅依赖服务飞行器自身的星敏器、陀螺得到服务飞行器本体与惯性系的相对姿态关系进行控制。
在相对测量设备无效后，滚动轴姿态转入惯性保持，采用惯性积分的形式进行控制：
Figure BDA0003642876500000074
ωctrlx＝ωbix-ωaim
其中
Figure BDA0003642876500000075
初值为0，Tctrl为控制周期。
俯仰、偏航轴转入惯性指向，惯性指向方向Si可提前通过地面上注，也可采用步骤一中的视线方向S在惯性系下的投影。Si＝[Six Siy Siz]T
θ＝-arcsin(Siz)
ψ＝arctan2(Siy,Six)
ωctrly＝ωbiy
ωctrlz＝ωbiz
相对测量设备失效后，采用的容错控制策略仅使用飞行器自身的四元数qbi、角速度ωbi。使得系统的最小系统缩小为星敏、陀螺等常规稳定设备，极大提高了系统的稳定性可靠性。
相对测量设备由正常突然变为无效时，系统控制模式也由正常控制模式转为系统重构+容错控制，切换工作模式后，系统仍能保持姿态的连续稳定，并保证指向及相对滚动控制，仍能很大程度上保证姿态满足任务需求。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员的公知常识。

Claims (10)

1.自旋状态下相对滚动容错控制方法，其特征在于包括：
在相对测量设备有效的情况下，根据相对测量设备测量得到相对位姿信息，采用视线指向与相对滚动控制的相对姿态控制策略实现三轴相对姿态控制；
在相对测量设备失效的情况下，仅依赖于服务飞行器自身绝对测量数据，采用惯性指向与滚动积分递推的相对姿态控制策略实现三轴相对姿态控制。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：在相对测量设备有效的情况下，在三轴相对姿态控制过程中，实时将基于相对测量设备进行目标姿态估计得到的相对滚动角与预设的阈值进行判断，当超出阈值时，采用视线指向与相对滚动控制的相对姿态控制策略实现三轴相对姿态控制；否则，仅依赖于服务飞行器自身绝对测量数据，采用惯性指向与滚动积分递推的相对姿态控制策略实现三轴相对姿态控制。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：所述预设的阈值在飞行器所携带载荷的能力范围内设置，设置原则为动态机动能力较强、可达范围较广的载荷对应的阈值大于动态机动能力较弱或可达范围较小的载荷对应的阈值。
4.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于：惯性指向控制为滚动轴姿态转入惯性保持，采用惯性积分的形式进行控制；俯仰、偏航轴转入惯性指向，采用惯性空间定向保持的形式进行控制。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于：惯性积分的形式进行控制方式如下：
Figure FDA0003642876490000011
ωctrlx＝ωbix-ωaim
其中
Figure FDA0003642876490000012
为服务飞行器滚动控制姿态角，初值为0；Tctrl为控制周期，k代表控制过程中的迭代次序；ωctrlx为滚动轴的控制角速度，ωbix为服务飞行器绝对角速度在服务飞行器本体系下X轴方向分量；ωaim为在相对测量设备有效的情况下，得到的连续记录的目标本体系下描述的目标自旋角速度ωtbix的均值。
6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于：俯仰、偏航轴的惯性指向方向由地面上注或者服务飞行器上自行确定。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于：俯仰、偏航轴的惯性指向方向为在相对测量设备有效的情况下，得到服务飞行器本体坐标系下的两星相对位置矢量在惯性系下的投影。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于：服务飞行器本体坐标系下的两星相对位置矢量选取相对测量设备失效前预设一段时间内的两星相对位置矢量的均值。
9.根据权利要求4所述的方法，其特征在于：俯仰、偏航轴转入惯性指向，采用惯性空间定向保持的形式进行控制：
θ＝-arcsin(Siz)
ψ＝arctan2(Siy,Six)
ωctrly＝ωbiy
ωctrlz＝ωbiz
其中，θ、ψ为服务飞行器高低、方位控制姿态角；Si＝[Six Siy Siz]T为相对测量设备有效的情况下，服务飞行器本体坐标系下的两星相对位置矢量在惯性系下的投影；ωbiy、ωbiz为服务飞行器绝对角速度在服务飞行器本体系下Y、Z轴方向分量；ωctrly、ωctrlz为俯仰轴、偏航轴的控制角速度。
10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：服务飞行器自身绝对测量数据为陀螺、星敏感器测量的数据。
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Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1074417A (zh) * 1991-09-06 1993-07-21 联邦德国航空航天有限公司 对绕着一固定轴旋转移动的宇宙飞行器进行姿态控制的装置和方法
CN106814753A (zh) * 2017-03-20 2017-06-09 成都通甲优博科技有限责任公司 一种目标位置矫正方法、装置及系统
RU2016145621A (ru) * 2016-11-22 2018-05-22 Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем Способ одновременного измерения вектора скорости летательного аппарата и дальности до наземного объекта

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1074417A (zh) * 1991-09-06 1993-07-21 联邦德国航空航天有限公司 对绕着一固定轴旋转移动的宇宙飞行器进行姿态控制的装置和方法
RU2016145621A (ru) * 2016-11-22 2018-05-22 Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем Способ одновременного измерения вектора скорости летательного аппарата и дальности до наземного объекта
CN106814753A (zh) * 2017-03-20 2017-06-09 成都通甲优博科技有限责任公司 一种目标位置矫正方法、装置及系统

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
刘涛;王勇;解永春;胡锦昌;: "一种用于非合作目标惯性指向轴位置捕获的绕飞方法", 宇航学报, no. 05, 30 May 2018 (2018-05-30) *
邵巍: "基于图像信息的小天体参数估计及探测器自主导航研究", 博士电子期刊, no. 11, 15 November 2011 (2011-11-15) *

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