基于全驱系统理论的航天器集群分簇协同控制方法技术方案

一种基于全驱系统理论的航天器集群分簇协同控制方法，属于航天器集群飞行控制技术领域。本发明专利技术针对现有多航天器分组协同理论需要各组航天器之间满足组间通信平衡条件，难以在真实航天器集群中应用的问题。包括：建立基于修正罗德里格斯参数的姿态动力学模型，并变形为欧拉拉格朗日方程一般形式；同时建立基于多个虚拟领航航天器的分级分簇拓扑结构；再建立姿态误差动力学模型，并设计伪线性反馈控制律；利用分级分簇拓扑结构传递的信息，设计航天器集群系统协同控制律；将协同控制律代入施加了伪线性反馈控制律的线性动力学方程，得到协同控制后线性动力学方程，设计参数矩阵，使参数矩阵为赫尔维茨矩阵。本发明专利技术用于航天器集群协同控制。群协同控制。群协同控制。

【技术实现步骤摘要】
基于全驱系统理论的航天器集群分簇协同控制方法


[0001]本专利技术涉及基于全驱系统理论的航天器集群分簇协同控制方法，属于航天器集群飞行控制


技术介绍

[0002]随着人类太空探索的日益频繁，航天器数量和空间任务都急剧增加。单个航天器、小型航天器编队逐渐无法满足复杂的空间任务需求，大规模航天器集群成为未来航天任务的趋势。合理利用航天器之间的信息交换，实现航天器集群的姿态轨道协同控制技术作为保障集群高效顺利执行在轨任务的关键技术之一也受到广泛关注。与航天器编队一般在同一时段内只执行同一任务不同，航天器集群需要在同一时间内处理多样化的任务，这意味着集群内执行同一任务的航天器具有相似的姿态需求，处理不同任务的航天器之间可能会有不同的期望姿态。因而相比于实现全局姿态协同，实现分簇姿态协同更能满足航天器集群系统的任务需求。
[0003]一方面，航天器姿态动力学系统属于一类具有强非线性的二阶智能体系统。现有研究对于航天器动力学系统中的非线性部分，一般采取线性化、观测器和鲁棒控制等技术处理。另一方面，目前有关航天器集群分簇姿态协同控制的技术方案较少。现有针对航天器编队系统的姿态协同控制的技术方案，包括基于集中式和分布式的姿态协同技术。最常用的方案是基于多智能体理论和一致性理论的分布式姿态协同控制，通过在控制器中引入相邻航天器姿态信息，从而实现多航天器的全局姿态一致。
[0004]现有技术的主要缺点：
[0005]1)现有多智能体分簇协同理论大都适用于线性系统，或对系统非线性部有严格假设，如满足Lipschitz条件等，直接应用现有分簇协同理论无法充分分析航天器姿态动力学系统非线性部分特性，难以保证控制效果。
[0006]2)现有针对多航天器系统分簇协同的研究很少，仅有的多航天器分组协同理论对航天器集群的通信拓扑网络要求严格，需要各组之间满足组间通信平衡条件(真实在轨航天器集群很难满足这一要求)，从而极大地限制了相关理论在真实航天器集群中的应用。

技术实现思路

[0007]针对现有多航天器分组协同理论需要各组航天器之间满足组间通信平衡条件，难以在真实航天器集群中应用的问题，本专利技术提供一种基于全驱系统理论的航天器集群分簇协同控制方法。
[0008]本专利技术的一种基于全驱系统理论的航天器集群分簇协同控制方法，包括，
[0009]步骤一：对具有非负通信拓扑的航天器集群系统中每个航天器，建立基于修正罗德里格斯参数的姿态动力学模型，并变形为欧拉拉格朗日方程一般形式；同时对具有非负通信拓扑的航天器集群系统建立基于多个虚拟领航航天器的分级分簇拓扑结构；
[0010]步骤二：根据欧拉拉格朗日方程一般形式和分级分簇拓扑结构建立航天器集群系
统的姿态误差动力学模型，并结合全驱系统直接参数化方法，设计伪线性反馈控制律，进而得到施加了伪线性反馈控制律的线性动力学方程；
[0011]步骤三：基于施加了伪线性反馈控制律的线性动力学方程，利用分级分簇拓扑结构传递的信息，设计航天器集群系统协同控制律；
[0012]步骤四：将航天器集群系统协同控制律代入施加了伪线性反馈控制律的线性动力学方程，得到协同控制后线性动力学方程；设计协同控制后线性动力学方程中参数矩阵，使参数矩阵为赫尔维茨矩阵，从而使分级分簇拓扑结构中的每簇航天器的姿态误差收敛至零，实现航天器集群分簇协同控制。
[0013]根据本专利技术的基于全驱系统理论的航天器集群分簇协同控制方法，步骤一中获得欧拉拉格朗日方程一般形式的具体方法为：
[0014]对于航天器集群系统中第i颗航天器，基于修正罗德里格斯参数的姿态动力学模型为：
[0015][0016]式中为第i颗航天器修正罗德里格斯参数，为第i颗航天器角速度，为第i颗航天器的转动惯量矩阵，为第i颗航天器控制力矩，为实数集；t表示时间；
[0017]其中G(σ
i
(t))为中间变量：
[0018][0019]式中I3为三维单位矩阵，为σ
i
(t)的反对称矩阵；
[0020]则：
[0021][0022]对于第i颗航天器，记x
i
(t)＝σ
i
(t)为控制系统中等效位置，记v
i
(t)＝F(σ
i
(t))ω
i
(t)为控制系统中等效速度，得到：
[0023][0024]再对姿态动力学模型进行变形，得到欧拉拉格朗日方程一般形式的表达式：
[0025][0026]根据本专利技术的基于全驱系统理论的航天器集群分簇协同控制方法，步骤一中得到基于多个虚拟领航航天器的分级分簇拓扑结构的方法为：
[0027]引入有向图将航天器集群系统拆分为多个第一层子图和多个第二层子图，每个子
图作为一簇并包含一个有向生成树，其中每个第一层子图不能从其他子图获得信息，每个第二层子图中除根节点外的其它节点不能从其它子图获得信息；
[0028]对每簇子图设置一个不受控的虚拟航天器进行期望运行状态的指引，使虚拟航天器仅输出状态信息，并且每簇子图中仅有根节点获得虚拟航天器的状态信息，从而建立基于多个虚拟领航航天器的分级分簇拓扑结构。
[0029]根据本专利技术的基于全驱系统理论的航天器集群分簇协同控制方法，假设航天器集群系统中包含n颗航天器，m1个第一层子图包括n1颗航天器，m2个第二层子图包括n2颗航天器；对所有航天器按顺序进行编号，得到航天器集群系统的拉普拉斯矩阵L：
[0030][0031]其中，拉普拉斯矩阵中元素l
ij
＝
‑
a
ij
(i≠j)，a
ij
为第j颗航天器到第i颗航天器的通信权值，i＝1，2，3，
……
n；j＝1，2，3，
……
n；
[0032]根据所述分级分簇拓扑结构，将拉普拉斯矩阵L写成分块矩阵形式如下，
[0033][0034]式中L
k,h
为第k行第h列对应的矩阵块，k＝1，2，3，
……
m；h＝1，2，3，
……
m；m＝m1+m2[0035]根据图论相关定理，拉普拉斯矩阵L中的矩阵块L
k0,k0
(k0＝1,2,
…
m1)中有一个零特征值，其它非零特征值均具有正实部，其它矩阵块构成特征值具有正实部的矩阵L
s
：
[0036][0037]根据本专利技术的基于全驱系统理论的航天器集群分簇协同控制方法，对所有航天器按顺序进行编号的方法为：
[0038]假设第k簇子图包含个航天器，则第k簇子图中第一个航天器的编号s
k
为：
[0039][0040]令
[0041]对每簇子图中除第一个航天器以外的航天器按编号s
k
顺次加1进行编号，得到每簇子图的航天器编号集合{s
k
,s
k<本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于全驱系统理论的航天器集群分簇协同控制方法，其特征在于包括，步骤一：对具有非负通信拓扑的航天器集群系统中每个航天器，建立基于修正罗德里格斯参数的姿态动力学模型，并变形为欧拉拉格朗日方程一般形式；同时对具有非负通信拓扑的航天器集群系统建立基于多个虚拟领航航天器的分级分簇拓扑结构；步骤二：根据欧拉拉格朗日方程一般形式和分级分簇拓扑结构建立航天器集群系统的姿态误差动力学模型，并结合全驱系统直接参数化方法，设计伪线性反馈控制律，进而得到施加了伪线性反馈控制律的线性动力学方程；步骤三：基于施加了伪线性反馈控制律的线性动力学方程，利用分级分簇拓扑结构传递的信息，设计航天器集群系统协同控制律；步骤四：将航天器集群系统协同控制律代入施加了伪线性反馈控制律的线性动力学方程，得到协同控制后线性动力学方程；设计协同控制后线性动力学方程中参数矩阵，使参数矩阵为赫尔维茨矩阵，从而使分级分簇拓扑结构中的每簇航天器的姿态误差收敛至零，实现航天器集群分簇协同控制。2.根据权利要求1所述的基于全驱系统理论的航天器集群分簇协同控制方法，其特征在于，步骤一中获得欧拉拉格朗日方程一般形式的具体方法为：对于航天器集群系统中第i颗航天器，基于修正罗德里格斯参数的姿态动力学模型为：式中为第i颗航天器修正罗德里格斯参数，为第i颗航天器角速度，为第i颗航天器的转动惯量矩阵，为第i颗航天器控制力矩，为实数集；t表示时间；其中G(σ
i
(t))为中间变量：式中I3为三维单位矩阵，σ
i
×
(t)为σ
i
(t)的反对称矩阵；则：对于第i颗航天器，记x
i
(t)＝σ
i
(t)为控制系统中等效位置，记v
i
(t)＝F(σ
i
(t))ω
i
(t)为控制系统中等效速度，得到：为控制系统中等效速度，得到：再对姿态动力学模型进行变形，得到欧拉拉格朗日方程一般形式的表达式：
3.根据权利要求2所述的基于全驱系统理论的航天器集群分簇协同控制方法，其特征在于，步骤一中得到基于多个虚拟领航航天器的分级分簇拓扑结构的方法为：引入有向图将航天器集群系统拆分为多个第一层子图和多个第二层子图，每个子图作为一簇并包含一个有向生成树，其中每个第一层子图不能从其他子图获得信息，每个第二层子图中除根节点外的其它节点不能从其它子图获得信息；对每簇子图设置一个不受控的虚拟航天器进行期望运行状态的指引，使虚拟航天器仅输出状态信息，并且每簇子图中仅有根节点获得虚拟航天器的状态信息，从而建立基于多个虚拟领航航天器的分级分簇拓扑结构。4.根据权利要求3所述的基于全驱系统理论的航天器集群分簇协同控制方法，其特征在于，假设航天器集群系统中包含n颗航天器，m1个第一层子图包括n1颗航天器，m2个第二层子图包括n2颗航天器；对所有航天器按顺序进行编号，得到航天器集群系统的拉普拉斯矩阵L：其中，拉普拉斯矩阵中元素l
ij
＝
‑
a
ij
(i≠j)，a
ij
为第j颗航天器到第i颗航天器的通信权值，i＝1，2，3，
……
n；j＝1，2，3，
……
n；根据所述分级分簇拓扑结构，将拉普拉斯矩阵L写成分块矩阵形式如下，式中L
k,h
为第k行第h列对应的矩阵块，k＝1，2，3，
……
m；h＝1，2，3，
……
m；m＝m1+m2根据图论相关定理，拉普拉斯矩阵L中的矩阵块L
k0,k0
(k0＝1,2,
…
m1)中有一个零特征值，其它非零特征值均具有正实部，其它矩阵块构成特征值具有正实部的矩阵L
s
：
5.根据权利要求4所述的基于全驱系统理论的航天器集群分簇协同控制方法，其特征在于，对所有航天器按顺序进行编号的方法为：假设第k簇子图包含个航天器，则第k簇子图中第一个航天器的编号s
k
为：令对每簇子图中除第一个航天器以外的航天器按编号s
k
顺次加1进行编号，得到每簇子图的航天器编号集合{s
k
,s
k
+1,
…
,s
k+1
‑
1}；每簇子图中的所有航天器具有相同的期望姿态，对第k簇子图中的航天器预设期望位置x
k,0
(t)和期望速度v
k,0
(t)，则第k簇子图中虚拟航天器的动力学方程为：(t)，则第k簇子图中虚拟航天器的动力学方程为：6.根据权利要求5述的基于全驱系统理论的航天器集群分簇协同控制方法，其特征在于，步骤二中姿态误差动力学模型的获得方法为：假设第i颗航天器属于第k簇，第i个航天器姿态位置误差e
xi
(t)为：e
xi
(t)＝x
i
(t)
‑
x
k,0
(t)；第i颗航天器姿态速度误差e
vi
(t)为：e
vi
(t)＝v
i
(t)
‑
v
k,0
(t)；则航天器集群系统中第i颗航天器的姿态误差动力学模型为：
其中中间变量为：中间变量h
i
(e
xi
,e
vi

【专利技术属性】
技术研发人员：刘明，吴姣，段广仁，范睿超，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：