一种空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法技术

本发明专利技术涉及一种空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法，针对发动机有限推力以及饱和特性，通过多项反馈补偿措施，实现任意目标姿态与任意目标位置的一体化控制，具有高效率、高任务适应性、流程简单、易于实现的优点；解决了现有在轨操作中相对位置与相对姿态控制方法重复性强、工作量大、任务适应性差等问题，并且本发明专利技术基于不依赖于发动机布局形式的自适应发动机分配方法，对不同发动机布局结果无需重新设计分配算法，有效简化设计流程；对于多通道耦合发动机布局配置的飞行器，任务适应性强。

A joint control method of relative position attitude of air vehicle in orbit operation

【技术实现步骤摘要】
一种空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法
本专利技术涉及一种空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法，属于可重复使用飞行器在轨操作

技术介绍
空天飞行器是一类新型的飞行器，穿梭跨越大气层、往返于天地之间，飞行器兼顾航天、航空飞行器双重特性。随着空间技术的快速发展与空间应用的不断拓展，各航天大国相继研制大量面向各种任务需求的空天飞行器，提出了大量新概念计划，系统组成口趋复杂、任务口益多样、性能水平不断提升，自主性要求越来越高。其中，近距离在轨操作对飞行器适应任务的灵活能力、优越的时间和空间覆盖能力、高可靠和生存能力等提出了更高要求，代表了航天领域发展的重要方向，引起航天界的极大关注，同时也孕育了许多新的应用概念，如自主在轨服务技术和集群飞行概念，成为航天领域研究与应用的前沿。美国国防高级研究计划局(DepartmentofAdvancedResearchProjectAgency，DARPA)于2007年完成轨道快车计划(OrbitExpress，OE)；2006年提出并开始实施分离模块集群航天器(以下简称集群航天器)F6(Future，Fast，Flexible，Fractionated，Free-FlyingSpacecraft，F6)计划；2011年启动“凤凰”(Phoenix)计划等。飞行器近距离操作任务越来越复杂，对其快速响应性、自主性及可靠性要求越来越高，主要情形包括：(1)自主在轨捕获与维修、在轨监视、在轨更换、在轨组装、在轨加注等自主在轨服务，涉及多种飞行器近距离操作任务，如自主交会、物理对接、自主抓捕锁定等，对近距离操作的安全性、可靠性即自主防撞提出了更严格的要求；(2)由多颗模块飞行器组成的功能完整的虚拟飞行器系统进行集群飞行，亦涉及大量的近距离操作，如分散与集结、模块飞行器的插入/退出、快速构形重构等，在面临系统级通信不确定性、导航不确定性等情况下，对系统整体的自主碰撞规避能力提出了更高要求。上述两类飞行器近距离操作任务是目前国际上航天技术的发展前沿且具有更高的复杂性和更好的代表性。国内外在此领域开展了许多研究，包括相对轨道姿态耦合动力学、碰撞风险评估方法、自主防碰撞控制方法等。传统在轨操作中相对位置与相对姿态控制采用分立式设计，存在方法重复性强、工作量大、任务适应性差等问题，需针对在轨操作控制精度要求，提出一种适用于该类空天飞行器的相对位置姿态联合控制方法，以实现飞行器安全、可靠、自主的实施在轨捕获、更换、组装等目标。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术的上述缺陷，提供一种基于递阶饱和理论的空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法，该方法具有高效率、高任务适应性、流程简单、易于实现的优点。本专利技术的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：一种空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法，包括：确定飞行器运动控制参数；设计飞行器转动三轴递阶饱和控制器指令uc，根据所述飞行器转动三轴递阶饱和控制器指令uc和刚体卫星姿态动力学方程，得到飞行器指令力矩Tc；设计飞行器平动三轴递阶饱和控制器指令uc'，根据所述飞行器平动三轴递阶饱和控制器指令uc'和刚体卫星位置动力学方程，得到飞行器指令力Fc；根据所述飞行器指令力矩Tc计算得到每一个控制周期Tsam内的转动需求喷气时间tonA；根据所述飞行器指令力Fc计算得到每一个控制周期Tsam内的平动需求喷气时间tonR；根据所述每一个控制周期Tsam内的转动需求喷气时间tonA和每一个控制周期Tsam内的平动需求喷气时间tonR，得到每一个控制周期内位置姿态联合控制指令开机时间ton。在上述空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法中，所述飞行器运动控制参数包括最大机动角加速度最大机动加速度转动阻尼比ξ和平动阻尼比ξ'。在上述空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法中，所述最大机动角加速度选取原则为执行机构可产生的最大角加速度的50％～70％；所述最大机动加速度选取原则为执行机构可产生的最大加速度的50％～70％；所述转动阻尼比ξ和平动阻尼比ξ'在机动过程中选取原则为ξ取值为1～1.5，ξ'取值为1～1.5；稳定过程选取原则为ξ取值为0.6～0.8，ξ'取值为0.6～0.8。在上述空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法中，所述飞行器转动三轴递阶饱和控制器指令uc的表达式如下：其中，qbtv为qbt四元数的矢量部分；qup为|qbtv|的上限，具体表达式如下：其中，ξ为转动阻尼比，ωn为转动自然角频率，Kp为转动比例系数，Kd为转动微分系数，uup为执行机构所准许的在转动方向上能够取得的最大值；为-qbtv方向的最大角加速度，satv()为矢量饱和函数，其定义如下：在上述空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法中，所述转动比例系数Kp与转动微分系数Kd的计算公式如下：其中：E3为3阶单位阵。在上述空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法中，根据所述飞行器转动三轴递阶饱和控制器指令uc和刚体卫星姿态动力学方程，得到飞行器指令力矩Tc的具体方法如下：其中：I为飞行器的转动惯量，ωbi为飞行器相对于惯性系的角速度，h为飞轮角动量，为飞轮角动量变化率，Tg为重力梯度力矩，Tm为磁卸载力矩。在上述空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法中，所述飞行器平动三轴递阶饱和控制器指令uc'的表达式如下：式中，m为飞行器的质量；rup的具体表达式如下：其中，ξ'为平动阻尼比，ωn'为自然角频率；Kp'为平动比例系数，Kd'为平动微分系数，uup'为执行机构所准许的在平动方向上能够取得的最大值；为-r方向的最大加速度，satv()为矢量饱和函数，其定义如下：在上述空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法中，所述平动比例系数Kp'与平动微分系数Kd'的计算公式如下：Kp'＝(ωn')2E3,Kd'＝2ξ'ωn'E3其中：E3为3阶单位阵。在上述空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法中，根据所述飞行器平动三轴递阶饱和控制器指令uc'和刚体卫星位置动力学方程，得到飞行器指令力Fc的具体方法如下：Fc＝uc'。在上述空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法中，根据所述飞行器指令力矩Tc计算得到每一个控制周期内的转动需求喷气时间tonA的具体方法如下：其中：UsA为每台发动机开机时对质心的力矩矩阵；Tsam为控制周期。在上述空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法中，对tonA进行矢量限幅，得到：在上述空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法中，根据所述飞行器指令力Fc计算得到每一个控制周期内的平动需求喷气时间tonR的具体方法如下：其中：UsR为每台发动机开机时对质心的力矩阵；Tsam为控制周期。在上述空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法中，对tonR进行矢量限幅，得到：在上述空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法中，根据所述每一个控制周期Tsam内的转动需求喷气时间tonA和每一个控制周期Tsam内的平动需求喷气时间tonR，得到每一个控制周期内位置姿态联合控制指令开机时间ton的具体公式如下：ton＝tonA+tonR；对ton进行矢量限幅，得到：本专利技术与现有技术相比具有的有益效果如下：(1)本专利技术针对发动机有本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法，其特征在于包括：确定飞行器运动控制参数；设计飞行器转动三轴递阶饱和控制器指令uc，根据所述飞行器转动三轴递阶饱和控制器指令uc和刚体卫星姿态动力学方程，得到飞行器指令力矩Tc；设计飞行器平动三轴递阶饱和控制器指令uc'，根据所述飞行器平动三轴递阶饱和控制器指令uc'和刚体卫星位置动力学方程，得到飞行器指令力Fc；根据所述飞行器指令力矩Tc计算得到每一个控制周期Tsam内的转动需求喷气时间tonA；根据所述飞行器指令力Fc计算得到每一个控制周期Tsam内的平动需求喷气时间tonR；根据所述每一个控制周期Tsam内的转动需求喷气时间tonA和每一个控制周期Tsam内的平动需求喷气时间tonR，得到每一个控制周期内位置姿态联合控制指令开机时间ton。

【技术特征摘要】
1.一种空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法，其特征在于包括：确定飞行器运动控制参数；设计飞行器转动三轴递阶饱和控制器指令uc，根据所述飞行器转动三轴递阶饱和控制器指令uc和刚体卫星姿态动力学方程，得到飞行器指令力矩Tc；设计飞行器平动三轴递阶饱和控制器指令uc'，根据所述飞行器平动三轴递阶饱和控制器指令uc'和刚体卫星位置动力学方程，得到飞行器指令力Fc；根据所述飞行器指令力矩Tc计算得到每一个控制周期Tsam内的转动需求喷气时间tonA；根据所述飞行器指令力Fc计算得到每一个控制周期Tsam内的平动需求喷气时间tonR；根据所述每一个控制周期Tsam内的转动需求喷气时间tonA和每一个控制周期Tsam内的平动需求喷气时间tonR，得到每一个控制周期内位置姿态联合控制指令开机时间ton。2.根据权利要求1所述的空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法，其特征在于：所述飞行器运动控制参数包括最大机动角加速度最大机动加速度转动阻尼比ξ和平动阻尼比ξ'。3.根据权利要求2所述的空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法，其特征在于：所述最大机动角加速度选取原则为执行机构可产生的最大角加速度的50％～70％；所述最大机动加速度选取原则为执行机构可产生的最大加速度的50％～70％；所述转动阻尼比ξ和平动阻尼比ξ'在机动过程中选取原则为ξ取值为1～1.5，ξ'取值为1～1.5；稳定过程选取原则为ξ取值为0.6～0.8，ξ'取值为0.6～0.8。4.根据权利要求1所述的空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法，其特征在于：所述飞行器转动三轴递阶饱和控制器指令uc的表达式如下：其中，qbtv为qbt四元数的矢量部分；qup为|qbtv|的上限，具体表达式如下：其中，ξ为转动阻尼比，ωn为转动自然角频率，Kp为转动比例系数，Kd为转动微分系数，uup为执行机构所准许的在转动方向上能够取得的最大值；为-qbtv方向的最大角加速度，satv()为矢量饱和函数，其定义如下：5.根据权利要求4所述的空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法，其特征在于：所述转动比例系数Kp与转动微分系数Kd的计算公式如下：Kd＝2ξωnE3其中：E3为3阶单位阵。6.根据权利要求1～5之一所述的空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法，其特征在于：根据所述飞行器转动三轴递阶饱和控制器指令uc和刚体卫星姿态动力学方程，得到飞行器指令力矩Tc的具体方法如下：其中：I为飞行器的转动惯量，ωbi为飞行器相对于惯性系的角速度，h为飞轮角动量，为飞轮角动量变化率，Tg为重力梯度力矩，Tm为磁卸载力矩。7.根据权利要求1所述的空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法，其特征在于：所述飞行器平动三轴递阶饱和控制器指令uc'的表达式如下：

【专利技术属性】
技术研发人员：朱永贵，满益明，张春阳，李永远，孙光，张月玲，朱如意，杨勇，陈洪波，曹晓瑞，何超凡，吴俊辉，王征，陈灿辉，王国庆，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11