CN115268257B - 一种多个航天器分离控制方法及装置 - Google Patents

一种多个航天器分离控制方法及装置 Download PDF

Info

Publication number
CN115268257B
CN115268257B CN202210947513.8A CN202210947513A CN115268257B CN 115268257 B CN115268257 B CN 115268257B CN 202210947513 A CN202210947513 A CN 202210947513A CN 115268257 B CN115268257 B CN 115268257B
Authority
CN
China
Prior art keywords
spacecraft
angle
control moment
control
actual
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202210947513.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN115268257A (zh
Inventor
宋佳
胡云龙
赵鸣飞
罗雨歇
童心迪
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beihang University
Original Assignee
Beihang University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beihang University filed Critical Beihang University
Priority to CN202210947513.8A priority Critical patent/CN115268257B/zh
Publication of CN115268257A publication Critical patent/CN115268257A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN115268257B publication Critical patent/CN115268257B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B11/00—Automatic controllers
    • G05B11/01—Automatic controllers electric
    • G05B11/36—Automatic controllers electric with provision for obtaining particular characteristics, e.g. proportional, integral, differential
    • G05B11/42—Automatic controllers electric with provision for obtaining particular characteristics, e.g. proportional, integral, differential for obtaining a characteristic which is both proportional and time-dependent, e.g. P. I., P. I. D.

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本申请提供了一种多个航天器分离控制方法及装置，涉及航天器设计技术领域，所述方法包括：利用预设的分离策略，对第n个子航天器的第k个控制时刻的目标角度，以及所有子航天器的第k‑1个控制时刻的实际角度和实际位置进行处理，得到第k个控制时刻的期望角度；其中，目标角度包括目标俯仰角和目标偏航角，实际角度包括实际俯仰角和实际偏航角，期望角度包括期望俯仰角和期望偏航角；利用预先设计的线性自抗扰控制系统，对第n个子航天器的第k个控制时刻的期望角度与第k‑1个控制时刻的实际角度进行处理，得到第n个子航天器的第k个控制时刻的控制力矩。本申请采用自抗扰控制解决了控制精度下降的问题，提高了航天器多体分离的安全性。

Description

一种多个航天器分离控制方法及装置
技术领域
本申请涉及航天器设计技术领域，尤其是涉及一种多个航天器分离控制方法及装置。
背景技术
随着航天任务的愈发复杂，航天器一次在轨飞行需要满足的功能越来越多。一个大运载携带多个小型航天器提升了运载效率，但也对航天器布局与航天器分离控制方案提出了较高的要求。
喷气反推分离是多个航天器分离的主要方式，然而多航天器布局紧凑，在分离过程中彼此之间存在严重的羽流扰动。同时由于加工等原因，使得单个航天器可能出现不利于分离安全的质量特性等偏差，从而使航天器之间发生碰撞，导致任务失败。因此，需要对航天器多体分离的姿态进行控制，保证任务的顺利进行。
当前多个航天器分离控制技术具有如下缺点：
1、由于加工误差的存在，航天器模型存在不确定性，从而造成控制效果与理想效果存在偏差。
2、由于航天器布局紧凑，在分离过程中易受分离产生的强羽流的干扰，使航天器姿态控制系统精度大幅下降，甚至造成航天器之间发生碰撞，导致任务失败。
发明内容
有鉴于此，本申请提供了一种多个航天器分离控制方法及装置，以解决上述技术问题。
第一方面，本申请实施例提供了一种多个航天器分离控制方法，应用于多个子航天器同时从主航天器分离，包括：
以接收到分离指令的时刻为起始时刻，将预设的时间段划分为等间隔的多个时间区间，得到多个控制时刻；
利用预设的分离策略，对第n个子航天器的第k个控制时刻的目标角度，以及所有子航天器的第k-1个控制时刻的实际角度和实际位置进行处理，得到第k个控制时刻的期望角度；其中，目标角度包括目标俯仰角和目标偏航角，实际角度包括实际俯仰角和实际偏航角，期望角度包括期望俯仰角和期望偏航角；
利用预先设计的线性自抗扰控制系统，对第n个子航天器的第k个控制时刻的期望角度与第k-1个控制时刻的实际角度进行处理，得到第n个子航天器的第k个控制时刻的控制力矩，所述控制力矩包括俯仰角控制力矩和偏航角控制力矩。
进一步，利用预设的分离策略，对第n个子航天器的第k个控制时刻的目标角度，以及所有子航天器的第k-1个控制时刻的实际角度和实际位置进行处理，得到第k个控制时刻的期望角度；期望角度包括期望俯仰角和期望偏航角；包括：
获取N个子航天器在第k-1个控制时刻的实际角度和实际位置；
分别计算第n个子航天器与其它N-1个子航天器在第k-1个控制时刻的实际距离以及距离变化率；
获取实际距离最小值lm及其对应的距离变化率
则第n个子航天器在第k个控制时刻的期望角度θne为：
其中，l0表示安全距离，kr表示相对姿态角增益系数；θni为第n个子航天器的第k个控制时刻的目标角度；θms为第m个子航天器在第k-1个控制时刻的实际角度。
进一步，所述线性自抗扰控制系统包括：PID控制器、线性扩张状态观测器、增益处理单元和加法器；利用预先设计的线性自抗扰控制系统，对第n个子航天器的第k个控制时刻的期望角度与第k-1个控制时刻的实际角度进行处理，得到第n个子航天器的第k个控制时刻的控制力矩，包括：
利用所述PID控制器对第n个子航天器的第k个控制时刻的期望角度与第k-1个控制时刻的实际角度之间的差进行处理，得到初始的控制力矩；将初始的控制力矩分别输入线性扩张状态观测器和加法器；
利用所述线性扩张状态观测器对初始的控制力矩与实际角度进行处理，得到控制力矩的补偿量，将控制力矩的补偿量输入增益处理单元；
利用增益处理单元将控制力矩的补偿量与增益值b0的倒数进行相乘，将计算结果输入加法器；
利用加法器将初始的控制力矩与控制力矩的补偿量进行相加，得到第n个子航天器的第k个控制时刻的控制力矩。
进一步，所述PID控制器的参数由PID控制器带宽确定，PID控制器带宽由第n个子航天器系统的传递函数确定。
进一步，所述线性扩张状态观测器的参数由观测器带宽确定，所述观测器带宽为PID控制器带宽的5-10倍。
第二方面，本申请实施例提供了一种多个航天器分离控制装置，应用于多个子航天器同时从主航天器分离，包括：
控制时刻获取单元，用于以接收到分离指令的时刻为起始时刻，将预设的时间段划分为等间隔的多个时间区间，得到多个控制时刻；
期望角度计算单元，用于利用预设的分离策略，对第n个子航天器的第k个控制时刻的目标角度，以及所有子航天器的第k-1个控制时刻的实际角度和实际位置进行处理，得到第k个控制时刻的期望角度；其中，目标角度包括目标俯仰角和目标偏航角，实际角度包括实际俯仰角和实际偏航角，期望角度包括期望俯仰角和期望偏航角；
自抗扰控制单元，用于利用预先设计的线性自抗扰控制系统，对第n个子航天器的第k个控制时刻的期望角度与第k-1个控制时刻的实际角度进行处理，得到第n个子航天器的第k个控制时刻的控制力矩，所述控制力矩包括俯仰角控制力矩和偏航角控制力矩。
进一步，期望角度计算单元具体用于：
获取N个子航天器在第k-1个控制时刻的实际角度和实际位置；
分别计算第n个子航天器与其它N-1个子航天器在第k-1个控制时刻的实际距离以及距离变化率；
获取实际距离最小值lm及其对应的距离变化率
则第n个子航天器在第k个控制时刻的期望角度θne为：
其中，l0表示安全距离，kr表示相对姿态角增益系数；θni为第n个子航天器的第k个控制时刻的目标角度；θms为第m个子航天器在第k-1个控制时刻的实际角度。
进一步，所述线性自抗扰控制系统包括：PID控制器、线性扩张状态观测器、增益处理单元和加法器；所述自抗扰控制单元具体用于：
利用所述PID控制器对第n个子航天器的第k个控制时刻的期望角度与第k-1个控制时刻的实际角度之间的差进行处理，得到初始的控制力矩；将初始的控制力矩分别输入线性扩张状态观测器和加法器；
利用所述线性扩张状态观测器对初始的控制力矩与实际角度进行处理，得到控制力矩的补偿量，将控制力矩的补偿量输入增益处理单元；
利用增益处理单元将控制力矩的补偿量与增益值b0的倒数进行相乘，将计算结果输入加法器；
利用加法器将初始的控制力矩与控制力矩的补偿量进行相加，得到第n个子航天器的第k个控制时刻的控制力矩。
进一步，所述PID控制器的参数由PID控制器带宽确定，PID控制器带宽由第n个子航天器系统的传递函数确定。
进一步，所述线性扩张状态观测器的参数由观测器带宽确定，所述观测器带宽为PID控制器带宽的5-10倍。
本申请采用自抗扰控制解决了模型不确定及强羽流扰动导致控制精度下降的问题；设计了分离策略，进一步保证了航天器多体分离的安全性。
附图说明
为了更清楚地说明本申请具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本申请的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请实施例提供的控制架构示意图；
图2为本申请实施例提供的多个航天器分离控制方法的流程图；
图3为本申请实施例提供的多个航天器分离控制装置的功能结构图。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
首先对本申请实施例涉及的技术用语进行简单介绍。
自抗扰控制方法的核心部分就是扩张状态观测器(LESO)，其目的是解决主动抗扰技术中扰动的观测这一核心问题。借用了现代控制理论中状态观测器的思想，在观测系统的观测变量x1,x2…,xn的基础上，将除了控制量之外所有对被控对象输出有影响因素称之为总和扰动f(x1,x2…,xn)，把总和扰动扩张成新的状态变量xn+1，用其特殊的反馈机制建立扩张状态观测器观测总和扰动。它最大的优势是不依赖于生成扰动的模型，并且不需要详细准确的系统模型就可以对模型参数不确定性和外部环境变化产生的总和扰动值进行估计，得到总和扰动估计值，并在最后输出时将观测的扰动进行实时抵消。以一个二阶积分系统为例设计其扩张状态观测器如下：
其中，式(1)为一个二阶系统的自抗扰控制形式，u是控制器的输出值，b为控制器增益，y为被控对象输出；f(x1,x2,ω(t))为总和扰动，包含了系统的状态变量x1和x2产生的内部扰动以及外部扰动ω(t)，为了观测到f(x1,x2,ω(t))的具体大小，引入新的状态变量x3＝f(x1,x2,ω(t))，代入式(1)，则二阶系统被扩张成如下系统：
为了对扩张的三阶系统进行较好的跟踪，针对式(2)建立如下的线性扩张状态观测器：
其中，e1是观测量z1与y之间的误差，通过系统的输入和输出，状态观测器可以让z1,z2和z3分别观测三个状态变量x1,x2和x3，而x3是扩张出来的干扰项，如果能将x3估计出来，即可实现对总和扰动的补偿，β1,β2和β3为三个系数。
在介绍了本申请涉及的技术用语后，接下来，对本申请实施例的设计思想进行简单介绍。
现有技术中，由于模型不确定和强羽流干扰导致的控制精度大幅下降以及可能产生的航天器发生碰撞的问题。
为解决上述技术问题，本申请在建模过程中，将航天器的两通道进行解耦，然后分别控制其俯仰和偏航。由于两个通道之间相互独立，其控制器设计思路基本相同，因此本发明以两个航天器的俯仰通道为例进行说明。控制结构如图1所示。
航天器1根据布局信息及分离任务，生成一系列随时间变化的程序角θ1i，即理想俯仰角，再将其与航天器之间的位置姿态信息一并作为分离策略模块的输入，然后生成期望俯仰角θ1e，根据收集到的多个航天器的位置信息及姿态信息计算得到。期望俯仰角θ1e与实际俯仰角θ1s产生的误差作为PID控制器的输入量，然后生成控制力矩u1，接着控制力矩与实际俯仰角作为LESO的输入，生成一个控制力矩的补偿量，与控制力矩u1相加，得到航天器的控制力矩，最终可得到航天器的实际俯仰角θ1s。其中，l和分别表示航天器之间的距离及距离的变化率，b0是为控制器增益b的估计值。
由于各种干扰的存在，航天器1若继续按照设定好的程序角进行飞行，将会增大航天器之间发生碰撞的概率。因此，设计分离策略模块用于规避危险。其内部算法如下所示：
其中，l0表示避碰安全距离，kr表示相对姿态角增益系数。
航天器2的分离策略模块计算方式与航天器1的基本一致。
由于涉及到航天器的避碰安全距离，此时计算出来的距离是两个航天器表面的最近距离。利用位置姿态信息计算出航天器之间的距离与距离的变化率。
本申请考虑到在航天器多体分离过程中，由于各种不确定因素的存在，可能会导致航天器之间发生碰撞的这一情况，设计了分离策略模块，利用多个航天器之间的位置和姿态信息，计算出合理的分离期望姿态角，大大降低了航天器之间发生碰撞的可能性。
同时，本申请在控制回路中，加入了自抗扰控制，通过状态观测器实时补偿系统所受到的扰动，从而实时调节航天器的控制力矩，不仅可以解决模型不确定性导致控制效果差的问题，也可以解决强羽流扰动导致控制精度下降的问题。自抗扰控制通过提高姿态控制的精度，从而降低航天器分离过程中发生碰撞的可能。而分离策略模块则进一步保证了航天器多体分离时不会发生碰撞。
本申请采用自抗扰控制解决了模型不确定及强羽流扰动导致控制精度下降的问题；设计了分离策略，进一步保证了航天器多体分离的安全性。
在介绍了本申请实施例的应用场景和设计思想之后，下面对本申请实施例提供的技术方案进行说明。
如图2所示，本申请实施例提供了一种多个航天器分离控制方法，包括：
步骤101：以接收到分离指令的时刻为起始时刻，将预设的时间段划分为等间隔的多个时间区间，得到多个控制时刻；
其中，预设的时间段为10秒。
步骤102：利用预设的分离策略，对第n个子航天器的第k个控制时刻的目标角度，以及所有子航天器的第k-1个控制时刻的实际角度和实际位置进行处理，得到第k个控制时刻的期望角度；其中，目标角度包括目标俯仰角和目标偏航角，实际角度包括实际俯仰角和实际偏航角，期望角度包括期望俯仰角和期望偏航角；
在本实施例中，该步骤包括：
获取N个子航天器在第k-1个控制时刻的实际角度和实际位置；
分别计算第n个子航天器与其它N-1个子航天器在第k-1个控制时刻的实际距离以及距离变化率；
获取实际距离最小值lm及其对应的距离变化率
则第n个子航天器在第k个控制时刻的期望角度θne为：
其中，l0表示安全距离，kr表示相对姿态角增益系数；θni为第n个子航天器的第k个控制时刻的目标角度；θms为第m个子航天器在第k-1个控制时刻的实际角度。
步骤103：利用预先设计的线性自抗扰控制系统，对第n个子航天器的第k个控制时刻的期望角度与第k-1个控制时刻的实际角度进行处理，得到第n个子航天器的第k个控制时刻的控制力矩；所述控制力矩包括俯仰角控制力矩和偏航角控制力矩。
其中，所述线性自抗扰控制系统(LADRC)包括：PID控制器、线性扩张状态观测器、增益处理单元和加法器；利用预先设计的线性自抗扰控制系统，对第n个子航天器的第k个控制时刻的期望角度与第k-1个控制时刻的实际角度进行处理，得到第n个子航天器的第k个控制时刻的控制力矩，包括：
利用所述PID控制器对第n个子航天器的第k个控制时刻的期望角度与第k-1个控制时刻的实际角度之间的差进行处理，得到初始的控制力矩；将初始的控制力矩分别输入线性扩张状态观测器和加法器；
利用所述线性扩张状态观测器对初始的控制力矩与实际角度进行处理，得到控制力矩的补偿量，将控制力矩的补偿量输入增益处理单元；
利用增益处理单元将控制力矩的补偿量与增益值b0的倒数进行相乘，将计算结果输入加法器；
利用加法器将初始的控制力矩与控制力矩的补偿量进行相加，得到第n个子航天器的第k个控制时刻的控制力矩。
所述PID控制器的参数由PID控制器带宽确定，PID控制器带宽由第n个子航天器系统的传递函数确定。所述线性扩张状态观测器的参数由观测器带宽确定，所述观测器带宽为PID控制器带宽的5-10倍。
基于上述实施例，本申请实施例提供了一种多个航天器分离控制装置，参阅图3所示，本申请实施例提供的多个航天器分离控制装置200至少包括：
控制时刻获取单元201，用于以接收到分离指令的时刻为起始时刻，将预设的时间段划分为等间隔的多个时间区间，得到多个控制时刻；
期望角度计算单元202，用于利用预设的分离策略，对第n个子航天器的第k个控制时刻的目标角度，以及所有子航天器的第k-1个控制时刻的实际角度和实际位置进行处理，得到第k个控制时刻的期望角度；其中，目标角度包括目标俯仰角和目标偏航角，实际角度包括实际俯仰角和实际偏航角，期望角度包括期望俯仰角和期望偏航角；
自抗扰控制单元203，用于利用预先设计的线性自抗扰控制系统，对第n个子航天器的第k个控制时刻的期望角度与第k-1个控制时刻的实际角度进行处理，得到第n个子航天器的第k个控制时刻的控制力矩，所述控制力矩包括俯仰角控制力矩和偏航角控制力矩。
需要说明的是，本申请实施例提供的多个航天器分离控制装置200解决技术问题的原理与本申请实施例提供的多个航天器分离控制方法相似，因此，本申请实施例提供的多个航天器分离控制装置200的实施可以参见本申请实施例提供的多个航天器分离控制方法的实施，重复之处不再赘述。
此外，尽管在附图中以特定顺序描述了本申请方法的操作，但是，这并非要求或者暗示必须按照该特定顺序来执行这些操作，或是必须执行全部所示的操作才能实现期望的结果。附加地或备选地，可以省略某些步骤，将多个步骤合并为一个步骤执行，和/或将一个步骤分解为多个步骤执行。
尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种多个航天器分离控制方法，应用于多个子航天器同时从主航天器分离，其特征在于，包括：
以接收到分离指令的时刻为起始时刻，将预设的时间段划分为等间隔的多个时间区间，得到多个控制时刻；
利用预设的分离策略，对第n个子航天器的第k个控制时刻的目标角度，以及所有子航天器的第k-1个控制时刻的实际角度和实际位置进行处理，得到第k个控制时刻的期望角度；其中，目标角度包括目标俯仰角和目标偏航角，实际角度包括实际俯仰角和实际偏航角，期望角度包括期望俯仰角和期望偏航角；
利用预先设计的线性自抗扰控制系统，对第n个子航天器的第k个控制时刻的期望角度与第k-1个控制时刻的实际角度进行处理，得到第n个子航天器的第k个控制时刻的控制力矩，所述控制力矩包括俯仰角控制力矩和偏航角控制力矩。
2.根据权利要求1所述的多个航天器分离控制方法，其特征在于，利用预设的分离策略，对第n个子航天器的第k个控制时刻的目标角度，以及所有子航天器的第k-1个控制时刻的实际角度和实际位置进行处理，得到第k个控制时刻的期望角度；期望角度包括期望俯仰角和期望偏航角；包括：
获取N个子航天器在第k-1个控制时刻的实际角度和实际位置；
分别计算第n个子航天器与其它N-1个子航天器在第k-1个控制时刻的实际距离以及距离变化率；
获取实际距离最小值lm及其对应的距离变化率
则第n个子航天器在第k个控制时刻的期望角度θne为：
其中，l0表示安全距离，kr表示相对姿态角增益系数；θni为第n个子航天器的第k个控制时刻的目标角度；θms为第m个子航天器在第k-1个控制时刻的实际角度。
3.根据权利要求1所述的多个航天器分离控制方法，其特征在于，所述线性自抗扰控制系统包括：PID控制器、线性扩张状态观测器、增益处理单元和加法器；利用预先设计的线性自抗扰控制系统，对第n个子航天器的第k个控制时刻的期望角度与第k-1个控制时刻的实际角度进行处理，得到第n个子航天器的第k个控制时刻的控制力矩，包括：
利用所述PID控制器对第n个子航天器的第k个控制时刻的期望角度与第k-1个控制时刻的实际角度之间的差进行处理，得到初始的控制力矩；将初始的控制力矩分别输入线性扩张状态观测器和加法器；
利用所述线性扩张状态观测器对初始的控制力矩与实际角度进行处理，得到控制力矩的补偿量，将控制力矩的补偿量输入增益处理单元；
利用增益处理单元将控制力矩的补偿量与增益值b0的倒数进行相乘，将计算结果输入加法器；
利用加法器将初始的控制力矩与控制力矩的补偿量进行相加，得到第n个子航天器的第k个控制时刻的控制力矩。
4.根据权利要求3所述的多个航天器分离控制方法，其特征在于，所述PID控制器的参数由PID控制器带宽确定，PID控制器带宽由第n个子航天器系统的传递函数确定。
5.根据权利要求4所述的多个航天器分离控制方法，其特征在于，所述线性扩张状态观测器的参数由观测器带宽确定，所述观测器带宽为PID控制器带宽的5-10倍。
6.一种多个航天器分离控制装置，应用于多个子航天器同时从主航天器分离，其特征在于，包括：
控制时刻获取单元，用于以接收到分离指令的时刻为起始时刻，将预设的时间段划分为等间隔的多个时间区间，得到多个控制时刻；
期望角度计算单元，用于利用预设的分离策略，对第n个子航天器的第k个控制时刻的目标角度，以及所有子航天器的第k-1个控制时刻的实际角度和实际位置进行处理，得到第k个控制时刻的期望角度；其中，目标角度包括目标俯仰角和目标偏航角，实际角度包括实际俯仰角和实际偏航角，期望角度包括期望俯仰角和期望偏航角；
自抗扰控制单元，用于利用预先设计的线性自抗扰控制系统，对第n个子航天器的第k个控制时刻的期望角度与第k-1个控制时刻的实际角度进行处理，得到第n个子航天器的第k个控制时刻的控制力矩，所述控制力矩包括俯仰角控制力矩和偏航角控制力矩。
7.根据权利要求6所述的多个航天器分离控制装置，其特征在于，期望角度计算单元具体用于：
获取N个子航天器在第k-1个控制时刻的实际角度和实际位置；
分别计算第n个子航天器与其它N-1个子航天器在第k-1个控制时刻的实际距离以及距离变化率；
获取实际距离最小值lm及其对应的距离变化率
则第n个子航天器在第k个控制时刻的期望角度θne为：
其中，l0表示安全距离，kr表示相对姿态角增益系数；θni为第n个子航天器的第k个控制时刻的目标角度；θms为第m个子航天器在第k-1个控制时刻的实际角度。
8.根据权利要求6所述的多个航天器分离控制装置，其特征在于，所述线性自抗扰控制系统包括：PID控制器、线性扩张状态观测器、增益处理单元和加法器；所述自抗扰控制单元具体用于：
利用所述PID控制器对第n个子航天器的第k个控制时刻的期望角度与第k-1个控制时刻的实际角度之间的差进行处理，得到初始的控制力矩；将初始的控制力矩分别输入线性扩张状态观测器和加法器；
利用所述线性扩张状态观测器对初始的控制力矩与实际角度进行处理，得到控制力矩的补偿量，将控制力矩的补偿量输入增益处理单元；
利用增益处理单元将控制力矩的补偿量与增益值b0的倒数进行相乘，将计算结果输入加法器；
利用加法器将初始的控制力矩与控制力矩的补偿量进行相加，得到第n个子航天器的第k个控制时刻的控制力矩。
9.根据权利要求8所述的多个航天器分离控制装置，其特征在于，所述PID控制器的参数由PID控制器带宽确定，PID控制器带宽由第n个子航天器系统的传递函数确定。
10.根据权利要求8所述的多个航天器分离控制装置，其特征在于，所述线性扩张状态观测器的参数由观测器带宽确定，所述观测器带宽为PID控制器带宽的5-10倍。
CN202210947513.8A 2022-08-09 2022-08-09 一种多个航天器分离控制方法及装置 Active CN115268257B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210947513.8A CN115268257B (zh) 2022-08-09 2022-08-09 一种多个航天器分离控制方法及装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210947513.8A CN115268257B (zh) 2022-08-09 2022-08-09 一种多个航天器分离控制方法及装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN115268257A CN115268257A (zh) 2022-11-01
CN115268257B true CN115268257B (zh) 2024-06-07

Family

ID=83748386

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210947513.8A Active CN115268257B (zh) 2022-08-09 2022-08-09 一种多个航天器分离控制方法及装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115268257B (zh)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105183927A (zh) * 2015-05-11 2015-12-23 上海宇航系统工程研究所 一种多星分离参数优化方法
CN107346359A (zh) * 2017-07-05 2017-11-14 上海宇航系统工程研究所 航天器间安全分离包络设计方法
CN110231831A (zh) * 2019-07-23 2019-09-13 兰州理工大学 一种基于角度测量的航天器姿态解耦最优控制方法
GB201912280D0 (en) * 2019-07-02 2019-10-09 Univ Northwestern Polytechnical Dynamic gain control method for multi-spacecraft consensus

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8180464B2 (en) * 2002-04-18 2012-05-15 Cleveland State University Extended active disturbance rejection controller
US8380473B2 (en) * 2009-06-13 2013-02-19 Eric T. Falangas Method of modeling dynamic characteristics of a flight vehicle

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105183927A (zh) * 2015-05-11 2015-12-23 上海宇航系统工程研究所 一种多星分离参数优化方法
CN107346359A (zh) * 2017-07-05 2017-11-14 上海宇航系统工程研究所 航天器间安全分离包络设计方法
GB201912280D0 (en) * 2019-07-02 2019-10-09 Univ Northwestern Polytechnical Dynamic gain control method for multi-spacecraft consensus
CN110231831A (zh) * 2019-07-23 2019-09-13 兰州理工大学 一种基于角度测量的航天器姿态解耦最优控制方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
航天器姿态机动的自抗扰控制器设计;周黎妮;唐国金;李海阳;;系统工程与电子技术;20071215(第12期);128-132 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN115268257A (zh) 2022-11-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Yu et al. Composite adaptive disturbance observer-based decentralized fractional-order fault-tolerant control of networked UAVs
Zhen et al. Preview control and particle filtering for automatic carrier landing
Cheng et al. Fixed-time formation tracking for heterogeneous multiagent systems under actuator faults and directed topologies
Guo et al. Improved adaptive integral-sliding-mode fault-tolerant control for hypersonic vehicle with actuator fault
CN115108053A (zh) 基于事件触发的空间多星协同编队控制方法
CN112099516A (zh) 一种基于模糊线性化理论的卫星集群姿态跟踪控制方法
Safwat et al. Robust Nonlinear Flight Controller For Small Unmanned Aircraft Vehicle based on Incremental BackStepping
CN115268257B (zh) 一种多个航天器分离控制方法及装置
Kim et al. Distributed event-triggered adaptive formation tracking of networked uncertain stratospheric airships using neural networks
CN116954067B (zh) 一种四旋翼无人机的跟踪控制器设计方法
Mlayeh et al. Nonlinear accommodation of a dc-8 aircraft affected by a complete loss of a control surface
Zuo et al. Event-triggered distributed containment control for networked hypersonic flight vehicles
Xing et al. Fast active fault-tolerant control for a quadrotor uav against multiple actuator faults
Huang et al. Approximation-free attitude fault-tolerant tracking control of rigid spacecraft with global stability and appointed accuracy
Boskovic et al. An adaptive scheme for compensation of loss of effectiveness of flight control effectors
Liu et al. Fully distributed adaptive fault-tolerant attitude synchronization for a team of heterogenous minisatellites
McDonald et al. A real-time approach to minimum-energy reorientation of an asymmetric rigid body spacecraft
Srour et al. Passive fault-tolerant control of a fixed-wing uav based on model-free control
Wang et al. An observer based multivariable adaptive reconfigurable control method for the wing damaged aircraft
Rigatos et al. Flatness-based control in successive loops for autonomous quadrotors
Sellali et al. Neuro—Fuzzy methods coupled to operational PID, to improve the flight parameters of a drone
Shankar et al. Self-organizing radial basis function networks for adaptive flight control
WANG et al. Stable inversion based fault-tolerant trajectory tracking control of civil air-crafts autolanding
Gilbert et al. Design and simulation of robust filter for tracking control of quadcopter system
Autenrieb Data fusion-based Incremental Nonlinear Model Following Control Design for a Hypersonic Waverider Configuration

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant