CN115108047B - 一种面向空间在轨服务的失稳航天器附着式消旋方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公布了一种面向空间在轨服务的失稳航天器附着式消旋方法，可以对空间需要在轨维修救援的失稳航天器进行消旋，便于服务卫星实现对失稳航天器的抓捕操作。所述面向空间在轨服务的失稳航天器附着式消旋方法，包括以下步骤：服务卫星携带消旋载荷搭载火箭发射入轨；基于空间在轨维修救援的应用场景，服务卫星携带消旋载荷抵近至失稳航天器附近；服务卫星通过视觉系统对失稳航天器进行三维重构和特征识别，辨识出可附着区域；由于失稳航天器处于自旋状态，服务卫星需等待发射时机；发射时机来临，服务卫星给出分离信号，消旋载荷发射；消旋载荷通过初始速度和飞矛对目标进行侵彻和锚定，之后基于自身携带的陀螺仪对目标转动惯量以及附着位置进行辨识并对控制力进行计算，随后利用微推力器矢量推力对失稳航天器进行消旋控制。

Description

一种面向空间在轨服务的失稳航天器附着式消旋方法
技术领域
本发明涉及空间在轨服务领域，特别涉及一种面向空间在轨服务的失稳航天器附着式消旋方法。
背景技术
随着航天事业的发展，各航天大国的空中资产日益增多，而对于一些高价值航天器，部分元器件或者分系统的损坏会导致寿命减短，造成重大损失，因此，对空间高价值目标进行在轨维修救援是延长寿命的重要举措；另一方面，随着航天事业多元化发展以及太空碰撞事件的发生，导致空中存在大量的空间碎片，造成对太空资源的浪费和太空安全的严重威胁，因此，对空间碎片实施主动清除是减缓太空垃圾一个重要的手段。目前，使用机械手臂对失稳航天器进行抓捕是较为成熟的技术，但是失效的航天器和空间碎片在环境作用力以及自身剩余角动量作用下，会处于自由翻滚的状态，这对机械手臂的抓捕操作非常不利。因此，在对失效航天器以及空间碎片进行捕获之前，对其实施消旋操作是非常有必要的。
目前国内外提出多种消旋方法，按是否和失稳航天器有接触可分为接触式和非接触式两种类型，接触式方法有减速刷、机械脉冲和空间绳系机器人等，非接触式方法有气体冲击、静电力和电磁力等。但是这些方法目前大多处在概念阶段且可实施性差，难以实现在轨验证和实际应用。
发明内容
鉴于以上所述现有消旋方法可实施性差的缺点，本发明提供一种面向空间在轨服务的失稳航天器附着式消旋方法，通过服务卫星平台发射一个消旋载荷附着在空间需要在轨维修救援的失稳航天器上，并对失稳航天器进行消旋，便于服务卫星实现对失效航天器的抓捕。
为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供面向空间在轨服务的失稳航天器附着式消旋方法，包括以下步骤：服务卫星携带消旋载荷搭载火箭发射入轨，服务卫星携带消旋载荷抵近至失稳航天器附近；服务卫星对失稳航天器进行三维重构和特征识别，辨识出失稳航天器的可附着区域；由于失稳航天器处于自旋状态，服务卫星需等待发射时机；发射时机来临，服务卫星发射消旋载荷，消旋载荷对失稳航天器进行侵彻和锚定；消旋载荷附着在失稳航天器上后，基于自身携带的陀螺仪对上述失稳航天器的转动惯量以及附着位置进行辨识，并计算控制力矩，根据控制力矩，利用微推力器产生矢量推力对失稳航天器进行消旋控制。
于本发明中，提出一种在服务卫星平台上利用固体推力器发射一个消旋载荷，载荷通过顶部的飞矛附着在失稳航天器的可附着区域并实现锚定，然后使用所携带的微推力器对失稳航天器进行消旋的方法。
进一步地，消旋载荷采用外挂的方式安装在服务卫星上，且为了减少发射对服务卫星本体姿态的扰动，安装位置应尽量靠近服务卫星质心处，消旋载荷前后没有遮挡。
进一步地，所述分离机构底部采用镂空设计，所述固体火箭推力器在分离机构外部点火，且点火行程不大于固推露出分离机构部分的长度，保证推力器羽流不会对服务卫星平台姿态造成干扰。
进一步地，所述分离机构采用两级等长的台阶式定向管设计，消旋载荷外部装有两个定向环，每个定向环与一级定向管内壁配合，发射时以实现定向环同时脱离，最大程度减小分离的初始扰动。
于本发明中，所述消旋载荷附着在失稳航天器上之后，基于陀螺仪得到的失稳航天器姿态角速度ωB，使用卡尔曼滤波算法对目标转动惯量I以及消旋载荷附着位置矢径r进行辨识，得到失稳航天器的转动惯量参数和载荷附着点相对于失稳航天器质心的矢径。
于本发明中，所述消旋载荷在得到失稳航天器的转动惯量参数和载荷附着点相对于失稳航天器质心的矢径之后，通过消旋算法计算出所需推力大小，通过bang-bang控制推力器输出，实现对失稳航天器的消旋。
与现有技术相比，本发明具有以下效果：
(1)本发明提供了一种新型的可在轨实现的失稳航天器消旋方法：服务卫星平台上利用固体推力器发射消旋载荷，载荷通过顶部的飞矛附着在失稳航天器的可附着区域并实现锚定，然后对目标进行参数辨识并对失稳航天器进行消旋的方法。
(2)本发明采用无后座、两级导轨式发射装置，可最大程度上减少消旋载荷发射时的初始扰动。
(3)本发明基于消旋载荷携带的陀螺仪的采集数据，采用卡尔曼滤波算法实现对失稳航天器转动惯量参数和载荷附着点矢径的精确辨识。
(4)本发明从能量衰减的角度，设计消旋算法，并通过Bang-Bang控制微推力器实现对失稳航天器的消旋。
附图说明
图1为本发明的面向空间在轨服务的失稳航天器附着式消旋过程示意图。
图2为本发明的消旋载荷发射分离、侵彻示意图。
图3为本发明中分离机构示意图。
图4为本发明中参数辨识仿真结果。
图5为本发明中消旋算法仿真结果。
图6为本发明的在轨参数辨识算法和消旋算法流程图。
具体实施方式
以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。
需要说明的是，本实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，遂图式中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。
对于空间一些高价值失效航天器的在轨维修救援以及对空间碎片的主动清除，都需要对目标进行捕获，但是这些失稳航天器大多处于较大速度的自然翻滚状态，不利于机械手臂的抓捕，因此在实施抓捕操作之前对失稳航天器的消旋是非常有必要的。而目前国内外提出的多种消旋方法大多处于概念阶段，且难以进行在轨验证，可实施性较差。因此，本发明提出一种新型的失稳航天器消旋方案设计方法及系统，可以实现对失稳航天器的消旋操作，为在轨维修救援和空间碎片的清除提供了有效保障。
结合图1、图2，本发明所述的一种面向空间在轨服务的失稳航天器附着式消旋方法，包括以下步骤：
步骤1、服务卫星携带消旋载荷搭载火箭发射入轨。
步骤2、服务卫星携带消旋载荷抵近至失稳航天器附近。
步骤3、服务卫星对失稳航天器进行三维重构和特征识别，辨识出失稳航天器的可附着区域。
步骤4、由于失稳航天器处于自旋状态，服务卫星需等待发射时机。
步骤5、发射时机来临，服务卫星发射消旋载荷，消旋载荷对失稳航天器进行侵彻和锚定。
步骤6、消旋载荷附着在失稳航天器上后，基于自身携带的陀螺仪对上述失稳航天器的转动惯量以及附着位置进行辨识，并计算控制力矩，根据控制力矩，利用微推力器产生矢量推力对失稳航天器进行消旋控制。
具体地，结合图3，针对消旋载荷特有的外形结构和应用环境，开展可靠实用的无后座式发射分离机构设计。
由于消旋载荷需要在轨发射，而固体推力器瞬时冲击很大，如果羽流作用在试验飞行器上，会造成试验飞行器的姿态扰动甚至翻转，也会影响载荷发射精度，所以需要对发射方式进行无后坐力设计。拟采用分离机构尾部镂空的方式，将固体火箭推力器喷管露出在分离机构外侧，点火时间内的行程不大于喷管露出的长度。另外，试验飞行器与消旋载荷的电接口采用接触式接口设计，减少分离时因接口插拔造成的扰动。
因电磁式分离开关可能会造成对试验飞行器的电磁干扰，因此分离机构上的分离开关采用记忆拔销设计，分离开关置于分离机构中部，通过插销实现对载荷的锁定。分离机构内部采用两级等长的台阶式定向管设计，与消旋载荷外部两个定向环配合，起到发射导向和同步分离的作用，进一步减少载荷发射过程中与分离机构内部的摩擦，最大程度减小分离的初始扰动。
结合图6，步骤6中，消旋载荷附着在失稳航天器上后，基于自身携带的陀螺仪，并结合使用卡尔曼滤波算法，对上述失稳航天器的转动惯量以及附着位置进行辨识，步骤如下：
步骤6-1、消旋载荷利用自身携带的陀螺仪采集失稳航天器的姿态角速度，进而获取失稳航天器相对惯性系的角速度在失稳航天器本体坐标系(下文简称为本体系)下的表达：ωB＝[ωx ωy ωz]T。
其中，ωB表示本体系下角速度矢量；ωx表示本体系下角速度在x轴方向分量；ωy表示本体系下角速度在y轴方向分量；ωz表示本体系下角速度在z轴方向分量。
步骤6-2、结合失稳航天器在轨自由运动动力学方程：
Figure BDA0003754962630000051
其中，惯量矩阵
Figure BDA0003754962630000052
Ixx、Iyy、Izz表示三个主惯性矩；Ixy、Ixz、Iyz表示三个惯性积；
Figure BDA0003754962630000053
表示失稳航天器本体坐标系下角加速度矢量。
令J＝[Ixx Iyy Izz Ixy Ixz Iyz]T，将动力学方程改写为Y＝Ω(ω)J＝0，J作为状态量，表示惯量张量，Y作为观测量，表示外部力矩测量值，在载荷推力器不工作时，外部力矩为0，Ω(ω)表示和ωB相关的矩阵，
Figure BDA0003754962630000054
其中，
Figure BDA0003754962630000055
表示失稳航天器本体坐标系下角加速度在x轴方向分量；
Figure BDA0003754962630000056
表示失稳航天器本体坐标系下角加速度在y轴方向分量；
Figure BDA0003754962630000057
表示失稳航天器本体坐标系下角加速度在z轴方向分量。
利用卡尔曼滤波算法对状态量进行估计，仿真结果如图4所示。
步骤6-3、根据失稳航天器的转动惯量，结合失稳航天器动力学方程：
Figure BDA0003754962630000058
其中，控制力矩MC＝r×F，r为消旋载荷输出力作用点在失稳航天器本体系下的矢径，F为消旋载荷输出力；通过给定微推力器激励，再利用卡尔曼滤波算法，计算得到矢径r。
在对矢径r进行辨识之后，设计控制律。根据航天器绕其质心转动动能表达式：
Figure BDA0003754962630000059
将动能T对时间求导得：
Figure BDA00037549626300000510
由上式，将控制律设置为F＝-ωB×r时，失稳航天器转动动能对时间的导数改写成
Figure BDA0003754962630000061
显然导数能够一直小于0，即该控制律可以使得失稳航天器旋转动能随时间逐渐减小，实现对失稳航天器的消旋。
根据消旋控制率计算出的控制力，考虑到微推力器输出力大小为固定值，因此采用bang-bang控制微推力器输出，最终通过闭环控制实现对失稳航天器的消旋，仿真结果如图5所示。

Claims (5)

1.一种面向空间在轨服务的失稳航天器附着式消旋方法，其特征在于，步骤如下：
步骤1、服务卫星携带消旋载荷搭载火箭发射入轨；
步骤2、服务卫星携带消旋载荷抵近至失稳航天器附近；
步骤3、服务卫星对失稳航天器进行三维重构和特征识别，辨识出失稳航天器的可附着区域；
步骤4、由于失稳航天器处于自旋状态，服务卫星需根据失稳航天器翻滚运动的状态，判断可附着区域是否转向正对消旋载荷发射方向，正对时即为发射时机；
步骤5、发射时机来临，服务卫星发射消旋载荷，消旋载荷对失稳航天器进行侵彻和锚定；
步骤6、消旋载荷附着在失稳航天器上后，基于自身携带的陀螺仪对上述失稳航天器的转动惯量以及附着位置进行辨识，并计算控制力矩，根据控制力矩，利用微推力器产生矢量推力对失稳航天器进行消旋控制；
其中，消旋载荷附着在失稳航天器上后，基于自身携带的陀螺仪，并结合使用卡尔曼滤波算法，对上述失稳航天器的转动惯量以及附着位置进行辨识，步骤如下：
步骤6-1、消旋载荷利用自身携带的陀螺仪采集失稳航天器的姿态角速度，进而获取失稳航天器相对惯性系的角速度在失稳航天器本体坐标系下的表达：ωB＝[ωxωyωz]T；
其中，ωB表示失稳航天器本体坐标系下角速度矢量；ωx表示失稳航天器本体坐标系下角速度在x轴方向分量；ωy表示失稳航天器本体坐标系下角速度在y轴方向分量；ωz表示失稳航天器本体坐标系下角速度在z轴方向分量；
步骤6-2、结合失稳航天器在轨自由运动动力学方程：
Figure FDA0004108254930000011
其中，惯量矩阵
Figure FDA0004108254930000012
Ixx、Iyy、Izz表示三个主惯性矩；Ixy、Ixz、Iyz表示三个惯性积；
Figure FDA0004108254930000013
表示失稳航天器本体坐标系下角加速度矢量；
令J＝[Ixx Iyy Izz Ixy Ixz Iyz]T，将动力学方程改写为Y＝Ω(ω)J＝0，J作为状态量，表示惯量张量，Y作为观测量，表示外部力矩测量值，在载荷推力器不工作时，外部力矩为0，与ωB相关的矩阵Ω(ω)：
Figure FDA0004108254930000021
其中，
Figure FDA0004108254930000022
表示失稳航天器本体坐标系下角加速度在x轴方向分量；
Figure FDA0004108254930000023
表示失稳航天器本体坐标系下角加速度在y轴方向分量；
Figure FDA0004108254930000024
表示失稳航天器本体坐标系下角加速度在z轴方向分量；利用卡尔曼滤波算法对状态量进行估计，得到失稳航天器的惯量张量；
步骤6-3、根据失稳航天器的转动惯量，结合失稳航天器动力学方程：
Figure FDA0004108254930000025
其中，控制力矩MC＝r×F，r为消旋载荷输出力作用点在失稳航天器本体系下的矢径，F为消旋载荷输出力；通过给定微推力器激励，再利用卡尔曼滤波算法，计算得到矢径r。
2.根据权利要求1所述的面向空间在轨服务的失稳航天器附着式消旋方法，其特征在于：消旋载荷采用外挂的方式安装在服务卫星上，且为了减少发射对服务卫星本体姿态的扰动，安装位置应尽量靠近服务卫星质心处，消旋载荷前后没有遮挡。
3.根据权利要求2所述的面向空间在轨服务的失稳航天器附着式消旋方法，其特征在于：消旋载荷采用无后座式发射分离方式，采用两级等长的台阶式定向管实现分离，消旋载荷外部装有两个定向环，每个定向环与一级定向管内壁配合，发射时以实现定向环同时脱离，最大程度减小分离的初始扰动。
4.根据权利要求3所述的面向空间在轨服务的失稳航天器附着式消旋方法，其特征在于：失稳航天器绕其质心旋转动能表达式
Figure FDA0004108254930000026
根据失稳航天器绕其质心旋转动能T对时间的导数：
Figure FDA0004108254930000027
将消旋控制律设置为F＝-ωB×r，使得失稳航天器旋转动能T对时间的导数
Figure FDA0004108254930000028
能够一直小于0，即该控制律能够使得失稳航天器旋转动能逐渐减小，实现消旋。
5.根据权利要求1所述的面向空间在轨服务的失稳航天器附着式消旋方法，其特征在于：根据消旋控制率计算出的控制力，考虑到微推力器输出力大小为固定值，因此采用bang-bang控制微推力器输出，最终通过闭环控制实现对失稳航天器的消旋。
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