CN116466735A - 一种航天器编队姿态定向协同控制方法及相关设备 - Google Patents

一种航天器编队姿态定向协同控制方法及相关设备 Download PDF

Info

Publication number
CN116466735A
CN116466735A CN202310689929.9A CN202310689929A CN116466735A CN 116466735 A CN116466735 A CN 116466735A CN 202310689929 A CN202310689929 A CN 202310689929A CN 116466735 A CN116466735 A CN 116466735A
Authority
CN
China
Prior art keywords
spacecraft
attitude
formation
equation
target
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.)
Granted
Application number
CN202310689929.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN116466735B (zh
Inventor
陈琪锋
刘俊
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.)
Central South University
Original Assignee
Central South 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 Central South University filed Critical Central South University
Priority to CN202310689929.9A priority Critical patent/CN116466735B/zh
Publication of CN116466735A publication Critical patent/CN116466735A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN116466735B publication Critical patent/CN116466735B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
    • G05D1/104—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft involving a plurality of aircrafts, e.g. formation flying
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明提供了一种航天器编队姿态定向协同控制方法及相关设备，包括：获取目标航天器编队中每个航天器的姿态和角速度构建每个航天器的姿态动力学方程和姿态运动学方程；根据每个航天器的姿态动力学和姿态运动学方程构建目标航天器编队的姿态误差系统PH方程；基于姿态误差系统PH方程构造期望哈密顿函数并基于互联阻尼分配无源控制算法构建目标航天器编队的控制律方程，并将目标航天器编队的实际姿态和期望姿态代入控制律方程进行计算，得到目标航天器编队中每个航天器的控制量；根据每个航天器的控制量对目标航天器编队进行姿态定向协同控制；能够使航天器编队的姿态在有限时间内回到并一直停留在期望状态，提高了姿态协同控制的鲁棒性。

Description

一种航天器编队姿态定向协同控制方法及相关设备
技术领域
本发明涉及航天器控制技术领域，特别涉及一种航天器编队姿态定向协同控制方法及相关设备。
背景技术
近年来，航天器姿态控制问题是航天器使用其控制器将其姿态渐近稳定到一个期望参考姿态的问题。当前航天器编队姿态协同控制策略的研究有很多，主要有基于主从方式、行为方式和虚拟结构方式、一致性算法设计控制器来实现航天器编队分布式姿态控制。
相关的研究有针对有向图下多柔性航天器的姿态跟踪与同步问题，设计了分布式自适应控制器，实现了分布式姿态同步跟踪；基于虚拟结构的航天器分散化控制机制，实现在编队机动中保持严格相对位置和姿态构型；采用公共Lyapunov函数法研究了具有切换通信拓扑结构和信息传输延迟的航天器编队姿态同步问题，通过参数估计和引入非线性积分项来补偿参数不确定性和外部扰动。还有一种基于有限时间控制的非线性控制器，使刚体航天器姿态相互协调并收敛到领导者姿态；采用基于相对姿态势能函数整形方法，研究了多个航天器的姿态同步问题；无向信息流下基于事件触发的多航天器姿态合作控制；基于姿态四元数建立角速度观测器，用自适应控制方法来处理外部扰动，实现了无角速度信息的航天器姿态分布式协同跟踪控制；基于邻居信息交互的欠驱动航天器部分姿态协同控制问题；采用对无控轴角运动解耦的姿态参数化方法设计了欠驱动航天器部分姿态协同控制策略；多刚体航天器在外界干扰下的分布式定时姿态协调跟踪控制问题；由一个主导和二个跟随航天器组成的三航天器编队控制问题。也有根据航天器之间的视距矢量，提出了一种利用视距矢量确定相对姿态的方法；研究两航天器相对姿态的控制问题，以实现平滑时变的理想相对姿态轨迹。现有大多数研究中均采用欧拉运动方程描述空间中航天器的动力学和运动学，采用Lyapunov函数研究航天器姿态控制问题。和欧拉方法相比，（Port-Hamiltonian，PH）端口哈密顿系统具有典型的对称结构和正则变换结构保持的优点。特别是在非线性的情况下，采用能量守恒定律，在进行控制器设计时更加符合物理实际意义。而基于Port-Ha miltonian理论的姿态定向控制较少，现有的研究有基于Port-Hami ltonian理论采用四元素，对单个航天器的姿态控制进行了研究。基于Port-Hamiltonian理论，采用EB-PBC算法对单个刚体姿态控制进行了研究，但均未对航天器编队姿态定向协同控制进行研究。
发明内容
本发明提供了一种航天器编队姿态定向协同控制方法及相关设备，其目的是为了能够使航天器编队的姿态在有限时间内回到并一直停留在期望状态。
为了达到上述目的，本发明提供了一种航天器编队姿态定向协同控制方法，包括：
步骤1，获取目标航天器编队中每个航天器的姿态和角速度，根据姿态和角速度构建每个航天器的姿态动力学方程和姿态运动学方程；
步骤2，根据每个航天器的姿态动力学和姿态运动学方程构建目标航天器编队的姿态误差系统PH方程，姿态误差系统PH方程作为目标航天器编队的姿态误差系统，用于描述每个航天器的姿态朝向误差；
步骤3，基于姿态误差系统PH方程，构造将目标航天器编队中各航天器的相对姿态误差耦合到姿态误差系统的期望哈密顿函数；
步骤4，根据期望哈密顿函数和互联阻尼分配无源控制算法构建目标航天器编队的控制律方程，并将目标航天器编队的实际姿态和期望姿态代入控制律方程进行计算，得到目标航天器编队中每个航天器的控制量；
步骤5，根据每个航天器的控制量对目标航天器编队进行姿态定向协同控制。
进一步来说，每个航天器的姿态动力学方程和姿态运动学方程为：
；
其中，为角动量的导数，/>为体坐标系下的角速度，/>，/>为角动量，/>，/>为航天器的控制扭矩，/>为姿态误差四元素的导数，/>为姿态误差四元素，/>，/>为目标航天器编队姿态的导数与角速度之间的关系矩阵，/>，/>为欧拉旋转轴，/>。
进一步来说，目标航天器编队的姿态误差系统PH方程为：；
其中，为目标航天器编队的姿态误差系统状态的导数，即姿态误差四元素的导数与角动量的导数组成向量，/>，/>，/>为目标航天器编队的姿态误差系统哈密顿函数，/>为目标航天器编队的姿态误差系统状态，/>为n阶单位矩阵，/>表示矩阵Kronecker积，/>为常数矩阵，/>，/>为目标航天器编队的姿态误差系统的控制律，/>为系统的输出量。
进一步来说，期望哈密顿函数为：
；
其中，为航天器数量，/>为第/>个航天器的姿态误差，/>为邻接矩阵元素，/>，/>，/>为互联系数，/>为转动惯量矩阵，/>为航天器/>与航天器/>之间相对姿态保持的误差，/>，/>，/>为第/>个航天器的姿态误差四元素，/>为第/>个航天器的姿态误差四元素，/>，/>为第/>个航天器的角动量误差，/>第/>航天器的角动量误差。
进一步来说，步骤4包括：
根据每个航天器的哈密顿能量函数，求得由多个航天器姿态误差系统组成的目标航天器编队的姿态误差系统的哈密顿函数的导数为：
；
其中，；
根据所述期望哈密顿函数，可求得：
；
其中，表示航天器的状态误差，/>为拉普拉斯矩阵，/>为邻接矩阵；
根据若系统中期望哈密顿函数/>、对称矩阵/>和反对称矩阵/>满足偏微分方程的定理，求解匹配方程为：
；
其中，为航天器编队中第/>个航天器姿态的导数与角速度之间的关系矩阵，为目标航天器编队中各航天器姿态的集合，/>，/>为第/>个航天器的角速度向量，/>；
根据和/>的任意性，满足匹配方程的条件为/>，/>，/>，可设：
；
根据对于系统，若期望哈密顿函数/>、对称矩阵/>和反对称矩阵/>满足偏微分方程的定理，设计所述目标航天器编队的姿态误差系统控制律方程为：
；
将、/>、/>、/>代入/>中，求得所述目标航天器编队的控制律方程为：
；
其中，，/>，/>为阻尼系数。
进一步来说，根据目标航天器编队的控制律方程，得到目标航天器编队中每个航天器的控制律方程为：
；
其中，为转置矩阵，/>；
将每个航天器的实际姿态和期望姿态代入上式求得每个航天器的控制量。
本发明还提供了一种航天器编队姿态定向协同控制装置，包括：
第一构建模块，用于获取目标航天器编队中每个航天器的姿态和角速度，根据姿态和角速度构建每个航天器的姿态动力学方程和姿态运动学方程；
第二构建模块，用于根据每个航天器的姿态动力学和姿态运动学方程构建目标航天器编队的姿态误差系统PH方程，姿态误差系统PH方程作为目标航天器编队的姿态误差系统，用于描述每个航天器的姿态朝向误差；
构造模块，用于基于姿态误差系统PH方程，构造将目标航天器编队中各航天器的相对姿态误差耦合到姿态误差系统的期望哈密顿函数；
计算模块，用于根据期望哈密顿函数和互联阻尼分配无源控制算法构建目标航天器编队的控制律方程，并将目标航天器编队的实际姿态和期望姿态代入控制律方程进行计算，得到目标航天器编队中每个航天器的控制量；
控制模块，用于根据每个航天器的控制量对目标航天器编队进行姿态定向协同控制。
本发明还提供了一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现航天器编队姿态定向协同控制方法。
本发明还提供了一种终端设备，包括存储器、处理器以及存储在存储器中并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现航天器编队姿态定向协同控制方法。
本发明的上述方案有如下的有益效果：
本发明通过获取目标航天器编队中每个航天器的姿态和角速度构建每个航天器的姿态动力学方程和姿态运动学方程；根据每个航天器的姿态动力学和姿态运动学方程构建目标航天器编队的姿态误差系统PH方程；基于姿态误差系统PH方程，构造将目标航天器编队中各航天器的相对姿态误差耦合到姿态误差系统的期望哈密顿函数，并基于互联阻尼分配无源控制算法构建目标航天器编队的控制律方程，将目标航天器编队的实际姿态和期望姿态代入控制律方程进行计算，得到目标航天器编队中每个航天器的控制量，用于对目标航天器编队进行姿态定向协同控制；与现有技术相比，采用端口哈密顿系统理论和互联阻尼分配无源控制算法为航天器编队姿态误差系统进行了建模并设计目标航天器编队的控制律方程，从而获取每个航天器的控制律用于进行目标航天器编队的姿态定向协同控制，能够使航天器编队的姿态在有限时间内回到并一直停留在期望状态，提高了姿态协同控制的鲁棒性。
本发明的其它有益效果将在随后的具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
图1为本发明实施例的流程示意图；
图2为本发明实施例中各航天器的姿态变化曲线图；其中（a）为本发明实施例中各航天器基于姿态元素q1的姿态变化曲线图；（b）为本发明实施例中各航天器基于姿态元素q2的姿态变化曲线图；（c）为本发明实施例中各航天器基于姿态元素q3的姿态变化曲线图；（d）为本发明实施例中各航天器基于姿态元素q4的姿态变化曲线图；
图3为本发明实施例中个航天器的角动量变化曲线图；其中（a）为本发明实施例中各航天器的角动量在p1方向上的变化曲线图；（b）为本发明实施例中各航天器的角动量在p2方向上的变化曲线图；（c）为本发明实施例中各航天器的角动量在p3方向上的变化曲线图；
图4为本发明实施例中各航天器的力矩变化曲线图；其中（a）为本发明实施例中各航天器的力矩u1的变化曲线图；（b）为本发明实施例中各航天器的力矩u2的变化曲线图；（c）为本发明实施例中各航天器的力矩u3的变化曲线图；
图5为本发明实施例中各航天器的姿态误差变化图；其中（a）为本发明实施例中各航天器基于姿态元素q1的姿态误差变化图；（b）为本发明实施例中各航天器基于姿态元素q2的姿态误差变化图；（c）为本发明实施例中各航天器基于姿态元素q3的姿态误差变化图；（d）为本发明实施例中各航天器基于姿态元素q4的姿态误差变化图。
具体实施方式
为使本发明要解决的技术问题、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图及具体实施例进行详细描述。显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是锁定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
本发明针对现有的问题，提供了一种航天器编队姿态定向协同控制方法及相关设备。
如图1所示，本发明的实施例提供了一种航天器编队姿态定向协同控制方法，包括：
步骤1，获取目标航天器编队中每个航天器的姿态和角速度，根据姿态和角速度构建每个航天器的姿态动力学方程和姿态运动学方程；
步骤2，根据每个航天器的姿态动力学和姿态运动学方程构建目标航天器编队的姿态误差系统PH方程，姿态误差系统PH方程作为目标航天器编队的姿态误差系统，用于描述每个航天器的姿态朝向误差；
步骤3，基于姿态误差系统PH方程，构造将目标航天器编队中各航天器的相对姿态误差耦合到姿态误差系统的期望哈密顿函数；
步骤4，根据期望哈密顿函数和互联阻尼分配无源控制IDA-PBC算法构建目标航天器编队的控制律方程，并将目标航天器编队的实际姿态和期望姿态代入控制律方程进行计算，得到目标航天器编队中每个航天器的控制量；
步骤5，根据每个航天器的控制量对目标航天器编队进行姿态定向协同控制。
具体来说，本发明实施例涉及的定义及定理包括：
定义目标航天器编队的端口哈密顿（Port-Hamiltonian，PH）系统模型为：
（1）
其中，是/>的导数，为航天器速度和加速度，/>为系统状态变量，/>为系统Hamiltonian哈密顿函数，/>为系统输入，/>为系统输出，其中/>是一个反对称矩阵，为系统的互联矩阵/>，/>是一个非负定的对称矩阵，为系统的阻尼矩阵，，/>为单位矩阵，/>，/>。
对于系统，若能找到期望哈密顿函数/>、对称矩阵/>和反对称矩阵/>满足偏微分方程：
（2）
式中，并且/>为/>的极小值点，/>为闭环系统的一个局部稳定的平衡点。
端口哈密顿PH系统的控制律为：
（3）
使端口哈密顿系统转变成
（4）
另外，如果包含在/>中，且其闭环系统（4）最大不变集等于/>，则端口哈密顿系统渐进稳定。
本发明实施例考虑地球轨道上的航天器编队，因为各航天器的轨道根数与参考轨道根数仅有很小的差异，因此各航天器跟随参考点（真实或虚拟的航天器）并在其附近运动；获取每个航天器的角速度和角动量构建每个航天器的姿态动力学方程和姿态运动学方程为：
（5）
其中，为角动量的导数，/>为体坐标系下的角速度，/>，，/>为角动量，/>，/>表示转动惯量矩阵，/>为航天器的控制扭矩，/>，/>分别表示航天器沿坐标轴各方向的控制扭矩，/>为姿态误差四元素的导数，/>为姿态误差四元素，/>，/>为目标航天器编队姿态的导数与角速度之间的关系矩阵，/>，为欧拉旋转轴，/>，/>表示航天器的姿态。
在单独只考虑航天器转动能的情况下，获取航天器的哈密顿能量函数为：
（6）
其中，；可得：
（7）
结合公式（5）和公式（7）得到每个航天器的姿态误差系统PH方程为：
（8）
式中，，/>，/>，/>为常数矩阵，/>，/>，/>。
在本发明实施例中，利用基于互联阻尼分配无源控制（Interconnection andDamping Assignment Passivity-Based Control，IDA-PBC）算法推导出考虑目标航天器编队中每个航天器的姿态定向控制律，具体过程如下：
由若干给定的节点以及连接其中任意两个节点的边所构成的图形可表述为，其中/>是一个有限非空的节点集合，边集/>是由不同节点的无序偶对组成的集合，/>为节点/>和/>为邻接节点，节点/>和/>之间可以获得信息，且记节点/>的邻集为/>。临接矩阵/>定义为：当时，有/>，否则/>。构成的图形的Laplacian拉普拉斯矩阵/>元素取值如下：
（9）
依据PH系统的特性，即由多个PH系统组成的系统依然是PH系统，由公式（6）可得由多个航天器姿态误差系统组成的目标航天器编队的姿态误差系统哈密顿函数为：
（10）
其中，为第/>个航天器的哈密顿函数，/>为目标航天器编队的姿态误差系统状态，/>表示矩阵Kronecker积，/>为/>阶单位矩阵。
由公式（10）可得：
（11）
因此可得目标航天器编队的姿态误差系统PH方程为：
（12）
其中，为目标航天器编队的姿态误差系统状态的导数，即姿态误差四元素的导数与角动量的导数组成向量，/>，/>为目标航天器编队的姿态误差系统哈密顿函数，/>为目标航天器编队的姿态误差系统状态，/>为/>阶单位矩阵，/>表示矩阵Kronecker积，/>，/>为目标航天器编队的姿态误差系统的控制律，/>为系统的输出量。
本发明实施例为了使目标航天器编队中的各个航天器之间建立联系并保持编队的构型，需将各航天器之间的相对姿态误差耦合到姿态误差系统中，取编队的姿态误差系统的期望哈密顿函数为：
（13）
其中，为航天器数量，/>为第/>个航天器的姿态误差，/>，，/>表示期望姿态，/>为邻接矩阵元素，/>，/>，/>为互联系数，/>为转动惯量矩阵，/>为航天器/>与航天器/>之间相对姿态保持的误差，/>，/>，/>为第/>个航天器的姿态误差四元素，/>为第/>个航天器的姿态误差四元素，/>，且仅为具有拓扑连接的航天器之间才有此项，即/>，/>为第/>个航天器的角动量误差，/>第/>个航天器的角动量误差。
根据公式（13）的期望哈密顿函数，可求得：
（14）
其中，表示航天器的状态误差，/>为拉普拉斯矩阵，/>为邻接矩阵；
根据若系统中期望哈密顿函数/>、对称矩阵/>和反对称矩阵/>满足偏微分方程的定理，求解匹配方程为：
（15）
其中，，/>，/>、/>仅为常数矩阵，无实际物理含义，/>为航天器编队互联系数矩阵，/>为目标航天器编队的期望互联系数矩阵，为航天器编队期望阻尼系数矩阵。
因为且/>满秩，可取/>，并设
（16）
将公式（16）代入公式（15）可得到匹配方程为：
（17）
其中，为航天器编队中第/>个航天器姿态的导数与角速度之间的关系矩阵，/>为目标航天器编队中各航天器姿态的集合，/>，/>为第/>个航天器的角速度向量，/>；
根据和/>的任意性，满足匹配方程的条件为/>，/>，/>，可设：
（18）
根据对于系统，若期望哈密顿函数/>、对称矩阵/>和反对称矩阵/>满足偏微分方程的定理，设计目标航天器编队的姿态误差系统控制律方程为：
（19）
将、/>、/>、代入/>中，求得目标航天器编队的控制律方程为：
（20）
其中，为阻尼系数。
具体来说，由公式（20）所示的目标航天器编队的控制律方程，可得目标航天器编队中每个航天器的控制律方程为：
（21）
其中，为转置矩阵，/>；
因为
（22）
因此包含在中的闭环系统最大不变集等于/>，可知此闭环系统渐进稳定；
将每个航天器的实际姿态和期望姿态代入上式（21）中即可求得每个航天器的控制量。
接下来本发明实施例给出应用IDA-PBC方法设计的控制律进行航天器编队姿态定向控制的数值实例仿真；实例是由3个航天器形成具有拓扑连接关系的相对运动构型，采用IDA-PBC网络构型控制方法，对随机设定的初始状态，构建并保持了期望的编队相对运动构型，以圆柱航天器为仿真对象，航天器半径为0.5m，高度0.8m，重量为5kg，航天器初始惯量轴为当地坐标。
在本发明实施例中，采用固定的虚拟网络拓扑结构，即每个航天器均是一直与事先指定的一组航天器保持“连接”关系，无论其物理上的位置关系如何变化；在本发明实施例中，要求3个航天器形成位于Euler-Hill坐标系x-y-z平面内的分布式运动构型。各航天器在网格点构形中的对应位置预先设定，按期望构形中的邻居关系建立航天器间的互联阻尼分配网络拓扑连接。要求3个航天器形成相对运动构型，按照预期设置的姿态控制飞行。网络控制采用简单的拓扑连接，阻尼系数，互联系数/>，邻接矩阵为：
其他参数如下表1所示：
表1
注：，/>，/>，/>。
数值仿真结果如图2到图5所示，所有结果都在Euler-Hill坐标系中表示，图中表示第/>个航天器，/>表示第/>个航天器期望姿态。给出了期望构形中3个航天器的姿态变化、角动量、控制扭矩和姿态误差。图2中（a）、（b）、（c）、（d）给出了3个航天器姿态随时间变化的情况，从图中看，通过设计的控制律进行控制编队各航天器姿态都能快速到达期望的姿态，并保持稳定。图3中（a）、（b）、（c）给出了3个航天器到达期望位置时的角动量变化情况，从图中看，通过设计的控制律进行控制编队各航天器转动角动量都能快速收敛到0，并保持稳定。图4中（a）、（b）、（c）给出了3个航天器的控制扭矩随时间变化的情况，从图中看，编队各航天器所需要施加的力矩能快速收敛到0，能实现在有限时间内稳定控制。图5中（a）、（b）、（c）、（d）给出了各航天器相对于期望姿态的误差变化情况，可见相对误差较小，在稳态时各航天器姿态误差趋于0。
综上，本发明实施例通过获取目标航天器编队中每个航天器的姿态和角速度构建每个航天器的姿态动力学方程和姿态运动学方程；根据每个航天器的姿态动力学和姿态运动学方程构建目标航天器编队的姿态误差系统PH方程；基于姿态误差系统PH方程，构造将目标航天器编队中各航天器的相对姿态误差耦合到姿态误差系统的期望哈密顿函数，并基于互联阻尼分配无源控制算法构建目标航天器编队的控制律方程，将目标航天器编队的实际姿态和期望姿态代入控制律方程进行计算，得到目标航天器编队中每个航天器的控制量，用于对目标航天器编队进行姿态定向协同控制；与现有技术相比，采用端口哈密顿系统理论和互联阻尼分配无源控制算法为航天器编队姿态误差系统进行了建模并设计目标航天器编队的控制律方程，从而获取每个航天器的控制律用于进行目标航天器编队的姿态定向协同控制，能够使航天器编队的姿态在有限时间内回到并一直停留在期望状态，提高了姿态协同控制的鲁棒性。
本发明实施例还提供了一种航天器编队姿态定向协同控制装置，包括：
第一构建模块，用于获取目标航天器编队中每个航天器的姿态和角速度，根据姿态和角速度构建每个航天器的姿态动力学方程和姿态运动学方程；
第二构建模块，用于根据每个航天器的姿态动力学和姿态运动学方程构建目标航天器编队的姿态误差系统PH方程，姿态误差系统PH方程作为目标航天器编队的姿态误差系统，用于描述每个航天器的姿态朝向误差；
构造模块，用于基于姿态误差系统PH方程，构造将目标航天器编队中各航天器的相对姿态误差耦合到姿态误差系统的期望哈密顿函数；
计算模块，用于根据期望哈密顿函数和互联阻尼分配无源控制算法构建目标航天器编队的控制律方程，并将目标航天器编队的实际姿态和期望姿态代入控制律方程进行计算，得到目标航天器编队中每个航天器的控制量；
控制模块，用于根据每个航天器的控制量对目标航天器编队进行姿态定向协同控制。
需要说明的是，上述装置/单元之间的信息交互、执行过程等内容，由于与本发明实施例的方法实施例基于同一构思，其具体功能及带来的技术效果，具体可参见方法实施例部分，此处不再赘述。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，仅以上述各功能单元、模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能单元、模块完成，即将所述装置的内部结构划分成不同的功能单元或模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。实施例中的各功能单元、模块可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中，上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。另外，各功能单元、模块的具体名称也只是为了便于相互区分，并不用于限制本发明实施例的保护范围。上述系统中单元、模块的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现航天器编队姿态定向协同控制方法。
集成的模块如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明实现上述方法实施例中的全部或部分流程，可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一计算机可读存储介质中，该计算机程序在被处理器执行时，可实现上述各个方法实施例的步骤。其中，所述计算机程序包括计算机程序代码，所述计算机程序代码可以为源代码形式、对象代码形式、可执行文件或某些中间形式等。所述计算机可读介质至少可以包括：能够将计算机程序代码携带到构建装置/终端设备的任何实体或装置、记录介质、计算机存储器、只读存储器（ROM，Read-Only Memory）、随机存取存储器（RAM，Random AccessMemory）、电载波信号、电信信号以及软件分发介质。例如U盘、移动硬盘、磁碟或者光盘等。在某些司法管辖区，根据立法和专利实践，计算机可读介质不可以是电载波信号和电信信号。
本发明实施例还提供了一种终端设备，包括存储器、处理器以及存储在存储器中并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现航天器编队姿态定向协同控制方法。
所述终端设备可以是桌上型计算机、笔记本、掌上电脑、服务器、服务器集群及云端服务器等计算设备。该终端设备可包括，但不仅限于，处理器、存储器。
所称处理器可以是中央处理单元(CPU，Central Processing Unit)，该处理器还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(DSP，Digital Signal Processor)、专用集成电路(ASIC，Application Specific Integrated Circuit)、现成可编程门阵列(FPGA，Field-Programmable Gate Array)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。
所述存储器在一些实施例中可以是所述终端设备的内部存储单元，例如终端设备的硬盘或内存。所述存储器在另一些实施例中也可以是所述终端设备的外部存储设备，例如所述终端设备上配备的插接式硬盘，智能存储卡（SMC，Smart Media Card），安全数字（SD，Secure Digital）卡，闪存卡（Flash Card）等。进一步地，所述存储器还可以既包括所述终端设备的内部存储单元也包括外部存储设备。所述存储器用于存储操作系统、应用程序、引导装载程序(BootLoader)、数据以及其他程序等，例如所述计算机程序的程序代码等。所述存储器还可以用于暂时地存储已经输出或者将要输出的数据。
需要说明的是，上述装置/单元之间的信息交互、执行过程等内容，由于与本发明实施例的方法实施例基于同一构思，其具体功能及带来的技术效果，具体可参见方法实施例部分，此处不再赘述。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，仅以上述各功能单元、模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能单元、模块完成，即将所述装置的内部结构划分成不同的功能单元或模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。实施例中的各功能单元、模块可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中，上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。另外，各功能单元、模块的具体名称也只是为了便于相互区分，并不用于限制本发明实施例的保护范围。上述系统中单元、模块的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种航天器编队姿态定向协同控制方法，其特征在于，包括：
步骤1，获取目标航天器编队中每个航天器的姿态和角速度，根据所述姿态和所述角速度构建每个航天器的姿态动力学方程和姿态运动学方程；
步骤2，根据每个所述航天器的姿态动力学和所述姿态运动学方程构建所述目标航天器编队的姿态误差系统PH方程，所述姿态误差系统PH方程作为所述目标航天器编队的姿态误差系统，用于描述每个航天器的姿态朝向误差；
步骤3，基于所述姿态误差系统PH方程，构造将所述目标航天器编队中各航天器的相对姿态误差耦合到姿态误差系统的期望哈密顿函数；
步骤4，根据所述期望哈密顿函数和互联阻尼分配无源控制算法构建所述目标航天器编队的控制律方程，并将目标航天器编队的实际姿态和期望姿态代入所述控制律方程进行计算，得到所述目标航天器编队中每个航天器的控制量；
步骤5，根据每个航天器的控制量对所述目标航天器编队进行姿态定向协同控制。
2.根据权利要求1所述的航天器编队姿态定向协同控制方法，其特征在于，每个航天器的姿态动力学方程和姿态运动学方程为：
；
其中，为角动量的导数，/>为体坐标系下的角速度，/>，/>为角动量，/>，/>为航天器的控制扭矩，/>为姿态误差四元素的导数，/>为姿态误差四元素，/>，/>为目标航天器编队姿态的导数与角速度之间的关系矩阵，/>，/>为欧拉旋转轴，/>。
3.根据权利要求2所述的航天器编队姿态定向协同控制方法，其特征在于，所述目标航天器编队的姿态误差系统PH方程为：
；
其中，为目标航天器编队的姿态误差系统状态的导数，即姿态误差四元素的导数与角动量的导数组成向量，/>为目标航天器编队的互联系数矩阵，/>，，/>为目标航天器编队的姿态误差系统哈密顿函数，/>为目标航天器编队的姿态误差系统状态，/>为n阶单位矩阵，/>表示矩阵Kronecker积，/>为常数矩阵，，/>为目标航天器编队的姿态误差系统的控制律，/>为系统的输出量。
4.根据权利要求3所述的航天器编队姿态定向协同控制方法，其特征在于，所述期望哈密顿函数为：
；
其中，为航天器数量，/>为第/>个航天器的姿态误差，/>为邻接矩阵元素，/>，，/>为互联系数，/>为转动惯量矩阵，/>为航天器/>与航天器/>之间相对姿态保持的误差，/>，/>，/>为第/>个航天器的姿态误差四元素，/>为第个航天器的姿态误差四元素，/>，/>为第/>个航天器的角动量误差，/>第/>个航天器的角动量误差。
5.根据权利要求4所述的航天器编队姿态定向协同控制方法，其特征在于，所述步骤4包括：
根据每个航天器的哈密顿能量函数，求得由多个航天器姿态误差系统组成的目标航天器编队的姿态误差系统的哈密顿函数的导数为：
；
其中，；
根据所述期望哈密顿函数，可求得：
；
其中，表示航天器的状态误差，/>为拉普拉斯矩阵，/>为邻接矩阵；
根据若系统中期望哈密顿函数/>、对称矩阵/>和反对称矩阵/>满足偏微分方程的定理，求解匹配方程为：
；
其中，为航天器编队中第/>个航天器姿态的导数与角速度之间的关系矩阵，/>为目标航天器编队中各航天器姿态的集合，/>，/>为第/>个航天器的角速度向量，/>；
根据和/>的任意性，满足匹配方程的条件为/>，/>，/>，可设：
；
根据对于系统，若期望哈密顿函数/>、对称矩阵/>和反对称矩阵/>满足偏微分方程的定理，设计所述目标航天器编队的姿态误差系统控制律方程为：
；
将、/>、/>、代入/>中，求得所述目标航天器编队的控制律方程为：
；
其中，，/>，/>为阻尼系数。
6.根据权利要求5所述的航天器编队姿态定向协同控制方法，其特征在于，
根据所述目标航天器编队的控制律方程，得到所述目标航天器编队中每个航天器的控制律方程为：
；
其中，为转置矩阵，/>；
将每个航天器的实际姿态和期望姿态代入上式求得每个航天器的控制量。
7.一种航天器编队姿态定向协同控制装置，其特征在于，包括：
第一构建模块，用于获取目标航天器编队中每个航天器的姿态和角速度，根据所述姿态和所述角速度构建每个航天器的姿态动力学方程和姿态运动学方程；
第二构建模块，用于根据每个所述航天器的姿态动力学和所述姿态运动学方程构建所述目标航天器编队的姿态误差系统PH方程，所述姿态误差系统PH方程作为所述目标航天器编队的姿态误差系统，用于描述每个航天器的姿态朝向误差；
构造模块，用于基于所述姿态误差系统PH方程，构造将所述目标航天器编队中各航天器的相对姿态误差耦合到姿态误差系统的期望哈密顿函数；
计算模块，用于根据所述期望哈密顿函数和互联阻尼分配无源控制算法构建所述目标航天器编队的控制律方程，并将目标航天器编队的实际姿态和期望姿态代入所述控制律方程进行计算，得到所述目标航天器编队中每个航天器的控制量；
控制模块，用于根据每个航天器的控制量对所述目标航天器编队进行姿态定向协同控制。
8.一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至6任一项所述的航天器编队姿态定向协同控制方法。
9.一种终端设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现如权利要求1至6任一项所述的航天器编队姿态定向协同控制方法。
CN202310689929.9A 2023-06-12 2023-06-12 一种航天器编队姿态定向协同控制方法及相关设备 Active CN116466735B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310689929.9A CN116466735B (zh) 2023-06-12 2023-06-12 一种航天器编队姿态定向协同控制方法及相关设备

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310689929.9A CN116466735B (zh) 2023-06-12 2023-06-12 一种航天器编队姿态定向协同控制方法及相关设备

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN116466735A true CN116466735A (zh) 2023-07-21
CN116466735B CN116466735B (zh) 2023-09-12

Family

ID=87182851

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202310689929.9A Active CN116466735B (zh) 2023-06-12 2023-06-12 一种航天器编队姿态定向协同控制方法及相关设备

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN116466735B (zh)

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070288101A1 (en) * 2006-06-08 2007-12-13 Liu Hugh H T Method, system and computer program for generic synchronized motion control for multiple dynamic systems
CN107422641A (zh) * 2017-08-25 2017-12-01 中国人民解放军火箭军装备研究院 复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制方法
CN109459931A (zh) * 2018-05-09 2019-03-12 南京理工大学 一种航天器编队有限时间姿态容错控制方法
CN109713897A (zh) * 2019-01-29 2019-05-03 浙江工业大学 一种基于端口受控耗散哈密顿模型的Buck-Boost变换器变阻尼无源控制方法
WO2020001742A1 (en) * 2018-06-26 2020-01-02 Franka Emika Gmbh Device for controlling a robot manipulator
CN111857181A (zh) * 2020-07-24 2020-10-30 盐城工学院 分布式航天器编队自适应有限时间姿态协同跟踪控制方法
US20210072769A1 (en) * 2019-09-11 2021-03-11 The Boeing Company Systems and Methods for Pitch Axis Envelope Limiting of an Aircraft
CN113253614A (zh) * 2021-06-22 2021-08-13 天津端数智能科技有限公司 控制非线性闭环系统的方法及其主动控制器的设计方法
US20210255644A1 (en) * 2018-06-11 2021-08-19 Telefonaktiebolaget Lm Ericsson (Publ) Determining control parameters for formation of multiple uavs
CN115657698A (zh) * 2022-09-27 2023-01-31 中国人民解放军国防科技大学 基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法
RU2793982C1 (ru) * 2022-10-21 2023-04-11 Автономная некоммерческая организация высшего образования "Университет Иннополис" Устройство и способ для оптимизации траектории движения летательного аппарата

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070288101A1 (en) * 2006-06-08 2007-12-13 Liu Hugh H T Method, system and computer program for generic synchronized motion control for multiple dynamic systems
CN107422641A (zh) * 2017-08-25 2017-12-01 中国人民解放军火箭军装备研究院 复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制方法
CN109459931A (zh) * 2018-05-09 2019-03-12 南京理工大学 一种航天器编队有限时间姿态容错控制方法
US20210255644A1 (en) * 2018-06-11 2021-08-19 Telefonaktiebolaget Lm Ericsson (Publ) Determining control parameters for formation of multiple uavs
WO2020001742A1 (en) * 2018-06-26 2020-01-02 Franka Emika Gmbh Device for controlling a robot manipulator
CN109713897A (zh) * 2019-01-29 2019-05-03 浙江工业大学 一种基于端口受控耗散哈密顿模型的Buck-Boost变换器变阻尼无源控制方法
US20210072769A1 (en) * 2019-09-11 2021-03-11 The Boeing Company Systems and Methods for Pitch Axis Envelope Limiting of an Aircraft
CN111857181A (zh) * 2020-07-24 2020-10-30 盐城工学院 分布式航天器编队自适应有限时间姿态协同跟踪控制方法
CN113253614A (zh) * 2021-06-22 2021-08-13 天津端数智能科技有限公司 控制非线性闭环系统的方法及其主动控制器的设计方法
CN115657698A (zh) * 2022-09-27 2023-01-31 中国人民解放军国防科技大学 基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法
RU2793982C1 (ru) * 2022-10-21 2023-04-11 Автономная некоммерческая организация высшего образования "Университет Иннополис" Устройство и способ для оптимизации траектории движения летательного аппарата

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
MUTAZ RYALAT 等: "A Robust IDA-PBC Approach for Handling Uncertainties in Underactuated Mechanical Systems", 《IEEE TRANSACTIONS ON AUTOMATIC CONTROL》, vol. 63, no. 10, pages 3495 - 3502 *
SAID AOUES 等: "Control of a flexible spacecraft using discrete IDA-PBC design", IFAC-PAPERSONLINE, vol. 48, no. 13, pages 188 - 193 *
陈琪锋 等: "航天器集群构形控制的虚拟弹簧阻尼网络方法", 《宇宙学报》, vol. 36, no. 4, pages 446 - 453 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN116466735B (zh) 2023-09-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108919835B (zh) 无人飞行器编队的控制方法、装置及控制器
Su et al. Semi-global leader-following consensus of linear multi-agent systems with input saturation via low gain feedback
Turpin et al. Trajectory design and control for aggressive formation flight with quadrotors
Kartal et al. Distributed backstepping based control of multiple UAV formation flight subject to time delays
Su et al. Adaptive flocking with a virtual leader of multiple agents governed by locally Lipschitz nonlinearity
Hu et al. Adaptive consensus with a virtual leader of multiple agents governed by locally Lipschitz nonlinearity
CN110262557A (zh) 基于滑模控制技术的四旋翼编队有限时间容错控制方法
Lin et al. Distributed formation control with open-loop Nash strategy
Yan et al. Optimally distributed formation control with obstacle avoidance for mixed‐order multi‐agent systems under switching topologies
Yu et al. Practical formation‐containment tracking for multiple autonomous surface vessels system
Wang et al. A robust three-dimensional cooperative guidance law against maneuvering target
CN112445132A (zh) 一种多智能体系统最优状态一致性控制方法
CN112947086B (zh) 一种无人机和无人车组成的异构多智能体系统编队控制中执行器故障的自适应补偿方法
CN111857181A (zh) 分布式航天器编队自适应有限时间姿态协同跟踪控制方法
CN109901603A (zh) 一种输入时延下多空间飞行器姿态协同控制方法
CN109901394A (zh) 基于分布式高阶滑模估计器的航天器姿态协同控制方法
Wei et al. Distributed guidance law design for multi-UAV multi-direction attack based on reducing surrounding area
Rezaei et al. Stationary average consensus for high‐order multi‐agent systems
Dou et al. Distributed finite‐time formation control for multiple quadrotors via local communications
Li et al. Network-based leader-following formation control of second-order autonomous unmanned systems
Zhao et al. Observer‐based formation tracking control for leader–follower multi‐agent systems
Zhang et al. Leader–follower interactive potential for target enclosing of perception-limited UAV groups
CN115639830A (zh) 一种空地智能体协同编队控制系统及其编队控制方法
Yang et al. Distributed observer‐based coordination for multiple Lagrangian systems using only position measurements
CN116466735B (zh) 一种航天器编队姿态定向协同控制方法及相关设备

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
GR01 Patent grant