面向输入饱和的径向欠驱动航天器编队重构控制方法技术

本发明专利技术提供一种面向输入饱和的径向欠驱动航天器编队重构控制方法，该方法针对存在输入饱和作用的圆轨道径向欠驱动航天器编队构型重构控制问题，建立了其动力学模型。基于该动力学模型，分析了缺失径向控制情况下的系统能控性以及编队重构可行性。以此模型为受控对象，构建了辅助系统以解决输入饱和问题，同时采用反步控制方法构建了径向欠驱动情况下的闭环控制律。该方法能够完成存在输入饱和的圆轨道径向欠驱动航天器编队构型重构控制，且闭环系统一致最终有界稳定，对外部摄动及模型误差具有良好的鲁棒性和动态性能。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及自动控制
，具体的涉及一种面向输入饱和的径向欠驱动航天器编队重构控制方法。
技术介绍
航天器编队是未来空间任务应用的一项关键技术，航天器编队通过将传统单个航天器的不同功能部件分布给航天器编队中的其他各小型航天器，从而使得航天器编队之间能实现相互协调统一完成任务。因而，与单个航天器相比，航天器编队具有更高的任务灵活性与可靠性，同时降低了成本与风险。航天器编队的任务灵活性体现在其可通过轨道机动的方式变换成不同的队列构型，实现编队重构，以适应不同空间任务的需要。因而，编队重构是航天器编队中的关键。现有的航天器编队重构控制方法多基于全驱动动力学系统假设(系统的控制输入维数为受控系统的自由度相等)，即假设航天器编队中的主航天器与从航天器的径向、迹向、法向相对轨道运动的控制通道上均存在独立的控制器。若航天器某一方向的控制器发生故障，航天器编队相对轨道动力学系统变为欠驱动系统，则已有的全驱动控制方法则不再适用，导致航天器的重构任务失败。此外，采用更少数量的推力器有助于进一步降低航天器的质量与成本。因而，有必要构建面向欠驱动航天器的编队重构控制方法以解决上述问题。虽然目前已有研究工作提出欠驱动航天器编队重构控制方法，但现有这些控制方法均未考虑控制器输入饱和的问题。然而，现实中的控制器实际上均存在输入饱和问题，即控制器可提供的控制加速度存在上限。若在控制器构建过程中不考虑该实际的物理问题，则有可能导致控制系统的不稳定，从而无法完成航天器编队重构的任务。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种面向输入饱和的径向欠驱动航天器编队重构控制方法，该发明解决了现有径向欠驱动航天器编队重构控制方法中，均未考虑的输入饱和问题。本专利技术提供一种面向输入饱和的径向欠驱动航天器的编队重构控制方法，包括以下步骤：步骤S100：给定待重构的名义构型：根据待重构的名义构型，计算对应的名义相对运动状态X1d，其中，X1d的下标1代表缺失径向控制加速度的欠驱动情况；步骤S200：误差量计算：对当前构型计算实际相对运动状态X1，由此计算当前构型与名义相对运动状态之间的误差量e1，e1按公式(1)计算：e1=X1-X1d=exeyeze·xe·ye·zT=x-xdy-ydz-zdx·-x·dy·-y·dz·-z·dT---(1);]]>步骤S300：控制律构建：采用反步控制方法构建径向欠驱动航天器编队重构控制律，计算实际控制量U1；其中，实际相对运动状态X1，式中x、y和z分别为径向、迹向和法向的实际相对位置，和分别为径向、迹向和法向的实际相对速度；名义相对运动状态X1d，式中xd、yd和zd分别为径向、迹向和法向的名义相对位置，和分别为径向、迹向和法向的名义相对速度；实际控制量U1＝[UyUz]T，其中Uy和Uz分别为迹向和法向控制加速度；步骤S400：计算得到具体问题的控制量U1，将所得U1代入公式(10)中，判断所得各项性能参数是否满足预设的性能指标，如果判断为满足则结束控制；如果判断为不满足则调整U1中的各控制参数直至判断结果为满足性能指标时停止；其中，步骤S100包括以下步骤：建立径向欠驱动航天器编队动力学模型：航天器包括主航天器和从航天器，欠驱动航天器编队动力学模型的坐标系定义：OEXIYIZI为地心惯性坐标系，其中OE为地心，OCxyz为相对运动坐标系，其中OC为主航天器质心，x轴沿主航天器径向，z轴与主航天器轨道面法向重合，y轴与x、z轴构成右手笛卡尔直角坐标系，OD为从航天器质心，RC和RD分别为主航天器与从航天器的地心距矢量，X1为缺失径向控制加速度欠驱动情况下的相对运动状态，径向欠驱动航天器编队动力学模型在相对运动坐标系中的描述为X·1=F1(X1)+BU1---(2)]]>其中：F1＝[01×3fxfyfz]T(3)fxfyfz=2u·Cy·+u·C2x+u··Cy+nC2RC-nD2(RC+x)-2u·Cx·+u·C2y-u··Cx-nD2y-nD2z---(4)]]>B＝[02×4I2×2]T(5)U1＝[UyUz]T(6)其中，uC为主航天器的纬度幅角，和分别为主航天器轨道角速度和轨道角加速度，且其中，μ＝3.986×1014m3/s2为地球引力常数，RC和RD＝[(RC+x)2+y2+z2]1/2分别为主航天器和从航天器的地心距；0m×n和Im×n分别表示维数为m×n的零矩阵或单位矩阵，U1为缺失径向控制加速度情况下的实际控制量，其中，Uy和Uz分别为迹向和法向控制加速度；步骤S300包括以下步骤：建立误差动力学模型与构建控制律，得到缺失径向控制加速度时，考虑外部摄动及模型线性化误差的欠驱动编队动力学模型为e·1u=A11e1u+A12e1a+d1ue·1a=A13e1u+A14e1a+sat(U1)+d1a---(15)]]>其中A11=0001000000003nC2000,A12=0010012nC0A13=000-2nC00-nC20,A14=0000---(16)]]>式中，且d1u＝[01×3dx]T与d1a＝[dydz]T为不确定扰动矢量,sat(U1)的表达式为sat(U1)＝[sat(Uy)sat(Uz)]T，其中sat(·)为符号函数，即sat(Uj)=Ujmsgn(Uj)|Uj|>UjmUj,|Uj|≤Ujm,j=y,z---(11)]]>式中，Ujm(j＝y,z)为j方向可提供的最大控制加速度,sgn(·)为符号函数，其定义式为sgn(x)=1,x>00,x=0-1,x<0---(12)]]>构建的控制律为U1＝-G1(e1u,e1a)-K12λ12-W1η11-C1η12-E12sat(η12,δ11,δ12)(23)其中G1(e1u,e1a)＝(A13e1a+A14e1u)+K11(P12e1u+e1a)+P12(A11e1u+A12e1a)(22)η11=e~1u-λ11η12=e1a-α1-λ12---(20)]]>α1=-K11e~1u-P2e1u-本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种面向输入饱和的径向欠驱动航天器编队重构控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤S100：给定待重构的名义构型：根据待重构的名义构型，计算对应的名义相对运动状态X1d，其中，X1d的下标1代表缺失径向控制加速度的欠驱动情况；步骤S200：误差量计算：对当前构型计算实际相对运动状态X1，由此计算当前构型与所述名义相对运动状态之间的误差量e1，e1按公式(1)计算：e1=X1-X1d=exeyeze·xe·ye·zT=x-xdy-ydz-zdx·-x·dy·-y·dz·-z·dT---(1);]]>步骤S300：控制律构建：采用反步控制方法构建径向欠驱动航天器编队重构控制律，计算实际控制量U1；其中，实际相对运动状态X1式中x、y和z分别为径向、迹向和法向的实际相对位置，和分别为径向、迹向和法向的实际相对速度；名义相对运动状态X1d，式中xd、yd和zd分别为径向、迹向和法向的名义相对位置，和分别为径向、迹向和法向的名义相对速度；实际控制量U1＝[Uy Uz]T，其中Uy和Uz分别为迹向和法向控制加速度；步骤S400：计算得到具体问题的控制量U1，将所得U1代入公式(10)中，判断所得各项性能参数是否满足预设的性能指标，如果判断为满足则结束控制；如果判断为不满足则调整U1中的各控制参数直至判断结果为满足所述性能指标时停止；其中，步骤S100包括以下步骤：建立径向欠驱动航天器编队动力学模型：所述航天器包括主航天器和从航天器，所述欠驱动航天器编队动力学模型的坐标系定义：OEXIYIZI为地心惯性坐标系，其中OE为地心，OCxyz为相对运动坐标系，其中OC为主航天器质心，x轴沿主航天器径向，z轴与主航天器轨道面法向重合，y轴与x、z轴构成右手笛卡尔直角坐标系，OD为从航天器质心，RC和RD分别为所述主航天器与所述从航天器的地心距矢量，X1为缺失径向控制加速度欠驱动情况下的相对运动状态，所述径向欠驱动航天器编队动力学模型在相对运动坐标系中的描述为X·1=F1(X1)+BU1---(2)]]>其中：F1＝[01×3 fx fy fz]T      (3)fxfyfz=2u·Cy·+u·C2x+u··Cy+nC2RC-nD2(RC+x)-2u·Cx·+u·C2y-u··Cx-nD2y-nD2z---(4)]]>B＝[02×4 I2×2]T         (5)U1＝[Uy Uz]T        (6)其中，uC为所述主航天器的纬度幅角，和分别为所述主航天器轨道角速度和轨道角加速度，且其中，μ＝3.986×1014m3/s2为地球引力常数，RC和RD＝[(RC+x)2+y2+z2]1/2分别为主航天器和从航天器的地心距；0m×n和Im×n分别表示维数为m×n的零矩阵或单位矩阵，U1为缺失径向控制加速度情况下的实际控制量，其中，Uy和Uz分别为迹向和法向控制加速度；所述步骤S300包括以下步骤：建立误差动力学模型与构建控制律，得到缺失径向控制加速度时，考虑外部摄动及模型线性化误差的欠驱动编队动力学模型为e·1u=A11e1u+A12e1a+d1ue·1a=A13e1u+A14e1a+sat(U1)+d1a---(15)]]>其中A11=0001000000003nC2000,A12=0010012nC0A13=000-2nC00-nC20,A14=0000---(16)]]>式中，且d1u＝[01×3 dx]T与d1a＝[dy dz]T为不确定扰动矢量,sat(U1)的表达式为sat(U1)＝[sat(Uy)sat(Uz)]T，其中sat(·)为符号函数，即sat(Uj)=Ujmsgn(Uj),|Uj|>UjmUj,|Uj|≤Ujm,j=y,z---(11)]]>式中，Ujm(j＝y,z)为j方向可提供的最大控制加速度,sgn(·)为符号函数，其定义式为sgn(x)=1,x>00,x=0-1,x<0---(12)]]>构建的控制律为U1＝‑G1(e1u,e1a)‑K12λ12‑W1η11‑C1η12‑E12sat(η12,δ11,δ12)     (23)其中G1(e1u,e1a)＝(A13e1a+A14e1u)+K11(P12e1u+e1a)+P12(A11e1u+A12e1a)  ...

【技术特征摘要】
1.一种面向输入饱和的径向欠驱动航天器编队重构控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S100：给定待重构的名义构型：根据待重构的名义构型，计算对应的名义相对
运动状态X1d，其中，X1d的下标1代表缺失径向控制加速度的欠驱动情况；
步骤S200：误差量计算：对当前构型计算实际相对运动状态X1，由此计算当前构型
与所述名义相对运动状态之间的误差量e1，e1按公式(1)计算：
e1=X1-X1d=exeyeze·xe·ye·zT=x-xdy-ydz-zdx·-x·dy·-y·dz·-z·dT---(1);]]>步骤S300：控制律构建：采用反步控制方法构建径向欠驱动航天器编队重构控制律，
计算实际控制量U1；
其中，实际相对运动状态X1式中x、y和z分别为径向、
迹向和法向的实际相对位置，和分别为径向、迹向和法向的实际相对速度；
名义相对运动状态X1d，式中xd、yd和zd分别为径
向、迹向和法向的名义相对位置，和分别为径向、迹向和法向的名义相对速度；
实际控制量U1＝[UyUz]T，其中Uy和Uz分别为迹向和法向控制加速度；
步骤S400：计算得到具体问题的控制量U1，将所得U1代入公式(10)中，判断所得
各项性能参数是否满足预设的性能指标，如果判断为满足则结束控制；如果判断为不满
足则调整U1中的各控制参数直至判断结果为满足所述性能指标时停止；
其中，步骤S100包括以下步骤：建立径向欠驱动航天器编队动力学模型：
所述航天器包括主航天器和从航天器，所述欠驱动航天器编队动力学模型的坐标系
定义：OEXIYIZI为地心惯性坐标系，其中OE为地心，OCxyz为相对运动坐标系，其中OC为
主航天器质心，x轴沿主航天器径向，z轴与主航天器轨道面法向重合，y轴与x、z轴
构成右手笛卡尔直角坐标系，OD为从航天器质心，RC和RD分别为所述主航天器与所述
从航天器的地心距矢量，X1为缺失径向控制加速度欠驱动情况下的相对运动状态，所述
径向欠驱动航天器编队动力学模型在相对运动坐标系中的描述为
X·1=F1(X1)+BU1---(2)]]>其中：
F1＝[01×3fxfyfz]T(3)
fxfyfz=2u·Cy·+u·C2x+u··Cy+nC2RC-nD2(RC+x)-2u·Cx·+u·C2y-u··Cx-nD2y-nD2z---(4)]]>B＝[02×4I2×2]T(5)
U1＝[UyUz]T(6)
其中，uC为所述主航天器的纬度幅角，和分别为所述主航天器轨道角速度和轨
道角加速度，且其中，μ＝3.986×1014m3/s2为地球引力常数，
RC和RD＝[(RC+x)2+y2+z2]1/2分别为主航天器和从航天器的地心距；0m×n和Im×n分别表示
维数为m×n的零矩阵或单位矩阵，U1为缺失径向控制加速度情况下的实际控制量，其中，
Uy和Uz分别为迹向和法向控制加速度；
所述步骤S300包括以下步骤：建立误差动力学模型与构建控制律，得到缺失径向控
制加速度时，考虑外部摄动及模型线性化误差的欠驱动编队动力学模型为
e·1u=A11e1u+...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄煦，闫野，周洋，杨跃能，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科学技术大学，
类型：发明
国别省市：湖南;43