【技术实现步骤摘要】
基于多机械臂驱动航天器位姿一体化鲁棒动力学控制方法
[0001]本专利技术涉及一种基于空间多机械臂驱动的航天器位姿一体化鲁棒稳定动力 学控制方法，属于飞行器动力学与控制
技术介绍
[0002]以交会对接、编队飞行为代表的空间近距离操作任务中，航天器的6自由 度位姿控制往往利用RCS喷管或“RCS+反作用飞轮/控制力矩陀螺”等执行机 构驱动实现。相比之下，基于机械臂驱动的航天器位姿一体化控制方式，能够 充分利用机械臂与航天器本体之间的动力学耦合，通过驱动机械臂关节运动， 实现航天器的位姿高精度调整，有效避免了传统基于RCS喷管驱动方法的燃 料消耗，节约任务推进剂并降低硬件成本。
[0003]然而，现有的关于机械臂驱动控制方式的研究中，尚未考虑空间外部干扰 及系统不确定性对控制精度的影响，干扰抑制能力较弱，而且机械臂运动过程 存在碰撞风险，控制策略需要考虑机械臂运动的避障设计。
技术实现思路
[0004]本专利技术的目的在于克服上述缺陷，提供一种基于空间多机械臂驱动的航天 器位姿一体化鲁棒控制方法，首先获取航天器位姿控制任务的任务参数、航天 器总体参数及初始时刻航天器运动参数，并依次计算初始时刻的系统动量和整 个控制过程的期望关节运动序列，根据整个控制过程的期望关节运动序列依次 判断机械臂运动是否会发生连杆间碰撞，机械臂运动是否会发生臂杆间碰撞以 及机械臂运动是否会碰撞航天器本体，后计算当前时刻航天器动力学系统矩阵， 第i部机械臂动力学系统矩阵以及集总系统矩阵，进而得到当前时刻的机械臂指...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种基于多机械臂驱动航天器位姿一体化鲁棒动力学控制方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)获取航天器位姿控制任务的任务参数；(2)获取航天器总体参数；(3)获取初始时刻航天器运动参数；(4)根据步骤(1)所得任务参数，步骤(2)所得航天器总体参数以及步骤(3)所得初始时刻航天器运动参数计算初始时刻的系统动量；(5)按照等时间间隔选取特征时刻，得到特征时间序列(6)根据步骤(1)所得任务参数和步骤(4)所得初始时刻的系统动量，计算整个控制过程在特征时间序列上的期望关节运动序列；(7)根据步骤(6)所得整个控制过程在特征时间序列上的期望关节运动序列，判断沿特征时间序列机械臂运动是否会发生连杆间碰撞，如果会发生连杆间碰撞，则调整航天器的期望运动轨迹并返回步骤(1)，如果不会发生连杆间碰撞，则进入步骤(8)；(8)根据步骤(6)所得整个控制过程在特征时间序列上的期望关节运动序列，判断沿特征时间序列机械臂运动是否会发生臂杆间碰撞，如果会发生臂杆间碰撞，则调整航天器的期望运动轨迹并返回步骤(1)，如果不会发生臂杆间碰撞，则进入步骤(9)；(9)根据步骤(6)所得整个控制过程在特征时间序列上的期望关节运动序列，判断沿特征时间序列机械臂运动是否会碰撞航天器本体，如果会碰撞航天器本体则调整航天器的期望运动轨迹并返回步骤(1)，如果不会碰撞航天器本体则进入步骤(10)；(10)根据步骤(2)所得航天器总体参数计算当前时刻航天器动力学系统矩阵；(11)根据步骤(2)所得航天器总体参数计算当前时刻第i部机械臂动力学系统矩阵，i＝1，2，
…
，N，N为机械臂总部数；(12)根据步骤(10)所得当前时刻航天器动力学系统矩阵及步骤(11)所得当前时刻第i部机械臂动力学系统矩阵，计算当前时刻的集总系统矩阵；所述当前时刻集总系统矩阵包括当前时刻航天器与机械臂的集总惯性耦合矩阵H
bm
(t
j
)；(13)根据步骤(1)所得任务参数和步骤(3)所得初始时刻航天器运动参数计算当前时刻航天器的虚拟速度控制V
c
(t
j
)及虚拟速度控制导数(14)判断步骤(12)所得当前时刻集总惯性耦合矩阵H
bm
(t
j
)的秩rank(H
bm
(t
j
))是否满足：rank(H
bm
(t
j
))≥6；如果满足，则进入步骤(16)，否则进入步骤(15)；(15)对当前时刻集总惯性耦合矩阵H
bm
(t
j
)进行修正，并返回步骤(14)；(16)根据当前时刻的集总系统矩阵和步骤(13)所得当前时刻的虚拟速度控制及虚拟速度控制导数，计算当前时刻的机械臂指令关节角加速度矢量；所述当前时刻的集总惯性耦合矩阵H
bm
(t
j
)的秩满足rank(H
bm
(t
j
))≥6；(17)根据当前时刻的集总系统矩阵和步骤(16)所得当前时刻的机械臂指令关节角加速度矢量计算当前时刻的机械臂关节力矩，根据当前时刻的机械臂关节力矩实施对机械臂的控制，并在下一时刻时返回步骤(10)，直至完成航天器位姿控制任务。2.根据权利要求1所述的一种基于多机械臂驱动航天器位姿一体化鲁棒动力学控制方
法，其特征在于，所述步骤(1)中，航天器位姿控制任务的任务参数包括整个控制过程时长T，控制过程中的航天器期望位置运动轨迹r
d
(t)，期望速度矢量v
d
(t)，期望姿态四元数变化轨迹q
d
(t)和期望姿态角速度矢量ω
d
(t)，其中，t∈[t0,t0+T]，其中，t0为初始时刻；所述步骤(2)中，航天器总体参数包括航天器质量m0、航天器转动惯量I0、机械臂总部数N、第i部机械臂的关节数n
i
、第i部机械臂中第k个臂杆质量第i部机械臂中第k个关节至第k+1个臂杆质心的位置矢量第i部机械臂中第k个臂杆质心至第k+1个关节的位置矢量第i部机械臂中第k个臂杆转动惯量第i部机械臂中第一关节的安装位置矢量i＝1，2，
…
，N；所述第i部机械臂通过第一关节安装在航天器表面；所述步骤(3)中，初始时刻航天器运动参数包括航天器初始位置偏差r0(t0)、航天器初始线速度偏差矢量v0(t0)、航天器初始姿态偏差四元数q(t0)、航天器初始角速度偏差矢量ω0(t0)、机械臂各关节初始角速度矢量和机械臂各关节初始关节角度矢量Θ(t0)。3.根据权利要求2所述的一种基于多机械臂驱动航天器位姿一体化鲁棒动力学控制方法，其特征在于，所述步骤(4)中，初始时刻的系统动量H0计算公式如下：4.根据权利要求2或3所述的一种基于多机械臂驱动航天器位姿一体化鲁棒动力学控制方法，其特征在于，所述步骤(6)中，整个控制过程的期望关节运动序列计算方式如下：其中，H0为初始时刻的系统动量，n为特征时间序列中特征时刻的数量，为集总惯性耦合矩阵H
bm
(t
j
)在特征时刻的广义逆矩阵，为航天器惯性矩阵H
bb
在特征时刻的值，和由下式计算：由下式计算：由下式计算：其中，M0为航天器质量特性矩阵，为第i部机械臂与基座的构型耦合矩阵在特征时刻的值，为第i部机械臂的质量特性矩阵在特征时刻的值，为第i部机械臂的关节方向对角矩阵在特征时刻的值，为第i部机械臂的构型矩阵在特征时刻的值。
5.根据权利要求4所述的一种基于多机械臂驱动航天器位姿一体化鲁棒动力学控制方法，其特征在于，所述步骤(7)中，判断特征时间序列上，机械臂运动是否会发生连杆间碰撞的方法为，对于特征时刻判断如下公式是否同时成立，若同时成立，则会发生连杆间碰撞，若不同时成立，则不会发生连杆间碰撞：其中，和分别为第i部机械臂中第k+1个关节和第k个关节在特征时刻的位置矢量，和分别为第i部机械臂中第m+1个关节和第m个关节在特征时刻的位置矢量，m≠k，为任意实数，按下式计算：其中，式中，和由下式计算式中，中为航天器位置矢量在特征时刻的值，为第i部机械臂第一关节安装位置矢量在特征时刻的值，为第i部机械臂第k个关节至第k+1个臂杆质心的位置矢量在特征时刻的值，为第i部机械臂第k
‑
1个臂杆质心至第k个关节的位置矢量在特征时刻的值，为第i部机械臂第m个关节至第m+1个臂杆质心的位置矢量在特征时刻的值，为第i部机械臂第m个臂杆质心至第m+1个关节的位置矢量在特征时刻的值；由期望关节运动序列计算得到。6.根据权利要求4所述的一种基于多机械臂驱动航天器位姿一体化鲁棒动力学控制方法，其特征在于，所述步骤(8)中，判断特征时间序列上机械臂运动是否会发生臂杆间碰撞的方法为，对于特征时刻判断是否存在向量ζ
v
和标量ζ0使下式成立，如果存在向量ζ
v
和
标量ζ0使下式成立，则判断不会发生臂杆间碰撞，否则判断会发生臂杆间碰撞：其中，为第i部机械臂中第k个关节在特征时刻的位置矢量，为第j部机械臂中第l个关节在特征时刻的位置矢量，n
j
为不同于第i部机械臂的第j部机械臂的关节数，和由下式得到式中，中为航天器位置矢量在特征时刻的值，为第i部机械臂第一关节安装位置矢量在特征时刻的值，为第i部机械臂第k
‑
1个关节至第k个臂杆质心的位置矢量在特征时刻的值，为第i部机械臂第k
‑
1个臂杆质心至第k个关节的位置矢量在特征时刻的值，为第i部机械臂第l
‑
1个关节至第l个臂杆质心的位置矢量在特征时刻的值，为第i部机械臂第l
‑
1个臂杆质心至第l个关节的位置矢量在特征时...
【专利技术属性】
技术研发人员：张烽，焉宁，汪小卫，吴胜宝，高朝辉，李扬，郝宇星，陈蓉，唐琼，刘丙利，张雪梅，任宽，张雨佳，
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：
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