面向輸入飽和的徑向欠驅(qū)動航天器編隊重構(gòu)控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001 ]本發(fā)明涉及自動控制技術(shù)領(lǐng)域，具體的涉及一種面向輸入飽和的徑向欠驅(qū)動航天 器編隊重構(gòu)控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 航天器編隊是未來空間任務(wù)應(yīng)用的一項關(guān)鍵技術(shù)，航天器編隊通過將傳統(tǒng)單個航 天器的不同功能部件分布給航天器編隊中的其他各小型航天器，從而使得航天器編隊之間 能實現(xiàn)相互協(xié)調(diào)統(tǒng)一完成任務(wù)。因而，與單個航天器相比，航天器編隊具有更高的任務(wù)靈活 性與可靠性，同時降低了成本與風(fēng)險。航天器編隊的任務(wù)靈活性體現(xiàn)在其可通過軌道機(jī)動 的方式變換成不同的隊列構(gòu)型，實現(xiàn)編隊重構(gòu)，以適應(yīng)不同空間任務(wù)的需要。因而，編隊重 構(gòu)是航天器編隊中的關(guān)鍵?，F(xiàn)有的航天器編隊重構(gòu)控制方法多基于全驅(qū)動動力學(xué)系統(tǒng)假設(shè) (系統(tǒng)的控制輸入維數(shù)為受控系統(tǒng)的自由度相等），即假設(shè)航天器編隊中的主航天器與從航 天器的徑向、跡向、法向相對軌道運(yùn)動的控制通道上均存在獨(dú)立的控制器。若航天器某一方 向的控制器發(fā)生故障，航天器編隊相對軌道動力學(xué)系統(tǒng)變?yōu)榍夫?qū)動系統(tǒng)，則已有的全驅(qū)動 控制方法則不再適用，導(dǎo)致航天器的重構(gòu)任務(wù)失敗。此外，采用更少數(shù)量的推力器有助于進(jìn) 一步降低航天器的質(zhì)量與成本。
[0003] 因而，有必要構(gòu)建面向欠驅(qū)動航天器的編隊重構(gòu)控制方法以解決上述問題。
[0004] 雖然目前已有研究工作提出欠驅(qū)動航天器編隊重構(gòu)控制方法，但現(xiàn)有這些控制方 法均未考慮控制器輸入飽和的問題。然而，現(xiàn)實中的控制器實際上均存在輸入飽和問題，即 控制器可提供的控制加速度存在上限。若在控制器構(gòu)建過程中不考慮該實際的物理問題， 則有可能導(dǎo)致控制系統(tǒng)的不穩(wěn)定，從而無法完成航天器編隊重構(gòu)的任務(wù)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的目的在于提供一種面向輸入飽和的徑向欠驅(qū)動航天器編隊重構(gòu)控制方 法，該發(fā)明解決了現(xiàn)有徑向欠驅(qū)動航天器編隊重構(gòu)控制方法中，均未考慮的輸入飽和問題。
[0006] 本發(fā)明提供一種面向輸入飽和的徑向欠驅(qū)動航天器的編隊重構(gòu)控制方法，包括以 下步驟：
[0007] 步驟S100:給定待重構(gòu)的名義構(gòu)型:根據(jù)待重構(gòu)的名義構(gòu)型，計算對應(yīng)的名義相對 運(yùn)動狀態(tài)Xld，其中，X ld的下標(biāo)1代表缺失徑向控制加速度的欠驅(qū)動情況；
[0008] 步驟S200:誤差量計算:對當(dāng)前構(gòu)型計算實際相對運(yùn)動狀態(tài)Xi，由此計算當(dāng)前構(gòu)型 與名義相對運(yùn)動狀態(tài)之間的誤差量 ei，ei按公式(1)計算：
[0009]
[0010] 步驟S300:控制律構(gòu)建:采用反步控制方法構(gòu)建徑向欠驅(qū)動航天器編隊重構(gòu)控制 律，計算實際控制量U1;
[0011] 其中，實際相對運(yùn)動狀態(tài)Xi，岑.z i j _幻'式中x、y和z分別為徑向、跡向 和法向的實際相對位置，*、和i_分別為徑向、跡向和法向的實際相對速度；
[0012]名義相對運(yùn)云力狀態(tài)Xld，xw4~ 式中Xd、yd和Zd分另ll為徑向、跡 向和法向的名義相對位置，·七、九和4分別為徑向、跡向和法向的名義相對速度；
[0013]實際控制量Uf% UZ]T，其中Uy和Uz分別為跡向和法向控制加速度；
[0014] 步驟S400:計算得到具體問題的控制量山，將所得山代入公式（10)中，判斷所得各 項性能參數(shù)是否滿足預(yù)設(shè)的性能指標(biāo)，如果判斷為滿足則結(jié)束控制；如果判斷為不滿足則 調(diào)整山中的各控制參數(shù)直至判斷結(jié)果為滿足性能指標(biāo)時停止；
[0015] 其中，步驟S100包括以下步驟:建立徑向欠驅(qū)動航天器編隊動力學(xué)模型：
[0016] 航天器包括主航天器和從航天器，欠驅(qū)動航天器編隊動力學(xué)模型的坐標(biāo)系定義： OeXiYiZi為地心慣性坐標(biāo)系，其中0e為地心，Ocxyz為相對運(yùn)動坐標(biāo)系，其中0c為主航天器質(zhì) 心，X軸沿主航天器徑向，z軸與主航天器軌道面法向重合，y軸與x、z軸構(gòu)成右手笛卡爾直角 坐標(biāo)系，〇d為從航天器質(zhì)心，R C和Rd分別為主航天器與從航天器的地心距矢量，XiS缺失徑 向控制加速度欠驅(qū)動情況下的相對運(yùn)動狀態(tài)，徑向欠驅(qū)動航天器編隊動力學(xué)模型在相對運(yùn) 動坐標(biāo)系中的描述為
[0017] (.2)
[0018]
[0019]
[0020] (4)
[0021]
[0022]
[0023] 其中，uc為主航天器的煒度幅角，4和化分別為主航天器軌道角速度和軌道角加 速度，％ 且％: = K，其中，μ = 3·986X 1014m3/s2為地球引力常數(shù)，Rc和Rd = [(Rc+ x)2+y2+z2]1/2分別為主航天器和從航天器的地心距;0 mXn和ImXn分別表示維數(shù)為mXn的零矩 陣或單位矩陣，Ul為缺失徑向控制加速度情況下的實際控制量，其中，Uy和UZ分別為跡向和 法向控制加速度；
[0024] 步驟S300包括以下步驟:建立誤差動力學(xué)模型與構(gòu)建控制律，得到缺失徑向控制 加速度時，考慮外部攝動及模型線性化誤差的欠驅(qū)動編隊動力學(xué)模型為
[0025]
[0026]
[0027]
[0028] %不確定 擾動矢量，sat(Ui)的表達(dá)式為sat(Ui) = [sat(Uy) sat(Uz)]T，其中sat( ·)為符號函數(shù)，即
[0029]
(11)
[0030]式中，Ujm(j = y，z)為j方向可提供的最大控制加速度，sgn( ·)為符號函數(shù)，其定義 式為
[0031]
(12)
[0032]構(gòu)建的控制律為
[0033] )
[0034]
[0035] (22)
[0036] ￡20)
[0037] (46)
[0038] 式中，牟1.€狀2'木一腿《、》^1^和<? 1€]^2均為正定對角參數(shù)矩陣，1的定義 式為I ，其中Ριι為定常參數(shù)矩陣，其表達(dá)式為
[0039]
(17)
[0040]式中，ριι、ρ?2和pi3為控制器參數(shù)，(pu+Sncpis)-S滿足τιριι>0和τφ^Ο，Pi2 = PiiAn ,En = diag(Em , ε!!2)為正定增益矩陣，其中eiiiXiim 目Iiim為矢量Cii = Piidiu 的上界，即I I ξιι I I < lllm= I |Pii I I dm，其中I |Pll I I為矩陣Ριι的誘導(dǎo)范數(shù)，同理，Ei2 = diag (ε?21，ε?22)為正定增益矩陣，其中 ￡l2lHl2m且ei22Hl2m，Il2m為矢量ll2 = dla+(KllPll+Pl2)dlu的 上界，即 |12m=(l+| |Kn| I I |Pn| | + | |P12| |)dm，其中 I |Kn| I 和I |P12| I分別為矩陣 Kn 和 P12 的 誘導(dǎo)范數(shù)，sat(ni2，διι，δ12) = [sat(nm，διι) sat (Π122，δ?2) ]T，其中
[0041 ]
(24)
[0042] 式中，δη>〇和δ12>〇為邊界層的厚度。[0043] λη和λ12的值由如下輔助系統(tǒng)積分得到，即
[0044] (.19)
[0045]
[0046] 進(jìn)一步地，徑向欠驅(qū)動編隊動力學(xué)系統(tǒng)中，線性定常系統(tǒng)(Α^Β)完全可控;所處理 為圓軌道條件下的航天器編隊重構(gòu)。
[0047]本發(fā)明的技術(shù)效果：
[0048]本發(fā)明提供面向輸入飽和的徑向欠驅(qū)動航天器編隊重構(gòu)控制方法，能夠在缺失徑 向控制加速度的欠驅(qū)動情況下，建立任一待重構(gòu)的圓軌道編隊構(gòu)型，該方法考慮控制器輸 入飽和作用，符合物理實際，實現(xiàn)了存在輸入飽和作用的圓軌道徑向欠驅(qū)動航天器編隊構(gòu) 型重構(gòu)。
[0049] 本發(fā)明提供面向輸入飽和的徑向欠驅(qū)動航天器編隊重構(gòu)控制方法，采用反步控制 方法構(gòu)建閉環(huán)控制律，使得閉環(huán)控制系統(tǒng)對外部攝動及模型線性化誤差具有良好的魯棒 性。該方法在應(yīng)用過程中可以根據(jù)實際編隊重構(gòu)任務(wù)要求給定待重構(gòu)的編隊構(gòu)型，并將由 該方法得到的控制量傳輸至執(zhí)行機(jī)構(gòu)實現(xiàn)徑向欠驅(qū)動編隊重構(gòu)控制功能。
[0050] 具體請參考根據(jù)本發(fā)明的面向輸入飽和的徑向欠驅(qū)動航天器的編隊重構(gòu)控制方 法提出的各種實施例的如下描述，將使得本發(fā)明的上述和其他方面顯而易見。
【附圖說明】
[0051] 圖1為本發(fā)明優(yōu)選實施例中徑向欠驅(qū)動航天器編隊重構(gòu)控制方法步驟流程示意 圖；
[0052]圖2為本發(fā)明優(yōu)選實施例中徑向欠驅(qū)動航天器編隊動力學(xué)模型坐標(biāo)系定義示意 圖；
[0053] 圖3為本發(fā)明優(yōu)選實施例中缺失徑向加速度條件下編隊重構(gòu)軌跡示意圖；
[0054] 圖4為本發(fā)明優(yōu)選實施例中缺失徑向加速度條件下相對位置誤差變化曲線示意 圖；
[0055] 圖5為本發(fā)明優(yōu)選實施例中缺失徑向加速度條件下相對速度誤差變化曲線示意 圖；
[0056] 圖6為本發(fā)明優(yōu)選實施例中缺失徑向加速度條件下控制量變化曲線示意圖；
[0057] 文中符號說明如下：
[0058] 0D為從航天器質(zhì)心；
[0059] OeXiYiZi為地心慣性坐標(biāo)系(0E為地心）；
[0060] Ocxyz為相對運(yùn)動坐標(biāo)系(0。為主航天器質(zhì)心）；
[0061 ] Rc為主航天器地心距矢量；
[0062] Rd為從航天器地心距矢量；
[0063] Uy為跡向控制加速度；
[0064] Uz為法向控制加速度；
[0065] uc為主航天器煒度幅角；
[0066] X為徑向；
[0067] y為跡向；
[0068] z為法向；
[0069] p為主航天器與從航天器相對位置矢量。
【具體實施方式】
[0070] 構(gòu)成本申請的一部分的附圖用來提供對本發(fā)明的進(jìn)一步理解，本發(fā)明的示意性實 施例及其說明用于解釋本發(fā)明，并不構(gòu)成對本發(fā)明的不當(dāng)限定。
[0071] 本發(fā)明提出了一種考慮控制器飽和作用的反步控制方法。該方法針對圓軌道徑向 欠驅(qū)動航天器編隊重構(gòu)控制問題，建立其動力學(xué)模型?；谠搫恿W(xué)模型，分析了缺失徑向 控制情況下的系統(tǒng)能控性以及編隊重構(gòu)任務(wù)的可行性。以此動力學(xué)模型為受控對象，構(gòu)建 了輔助系統(tǒng)以解決在輸入飽和情況下的航天器編隊重構(gòu)問題，并采用反步控制方法構(gòu)建了 徑向欠驅(qū)動情況下的閉環(huán)控制律。該欠驅(qū)動控制器能夠?qū)崿F(xiàn)缺失徑向控