一种对航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法与流程

1.本发明涉及航天器控制技术领域，具体为一种对航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法。


背景技术：

2.航天器是一种空间飞行器，按照天体力学的规律在太空中飞行，随着航天器技术的不断发展，越来越多的国家会向太空中发射各种领域的航天器，随着太空中航天器数量的不断增加，太空垃圾也在不断增加，太空垃圾是指一些报废或无法工作，但又没有被收回的航天器及其衍生物，这类太空垃圾留存在太空中，会对正常使用中的航天器的运行造成一定的影响，严重时可能会与航天器发生撞击，造成现有航天器的报废，因此现有正常使用的航天器在运行时，需要根据其自身的质量参数对其运行轨迹进行控制，用以躲避太空垃圾，保障其自身的正常运作。
3.现有的航天器在对其运行轨迹的控制方面虽然已经有了一定的有效的研究，但在其控制方法的解决方案上，仍具有一定的改进空间，现有的航天器姿轨耦合控制方法是直接对辨识目标物的运动进行预估，然后结合自身的运行情况对航天器进行姿轨耦合控制，这种方式不能辨识出航天器全部质量参数，会造成辨识和控制的效率降低，同时可能会影响航天器控制的准确性，对航天器本身会造成一定的安全隐患。
4.为解决以上问题，我们提出了一种对航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，可将航天器的运动情况与自身质量参数相结合，可对航天器的相对运动速度的变化、相对角速度的变化根据目标物的位置进行控制调节，依据其自身全部质量参数的辨识，通过利用航天器自身的发动机推力器对其自运行时的姿轨进行突变调控，可有效避免与太空垃圾的碰撞，降低航天器运行的安全隐患。


技术实现要素：

5.为实现以上对航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法目的，本发明通过以下技术方案予以实现：一种对航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，包括以下步骤：
6.s1、建立大气层外航天器模型，包括相关坐标系的定义，相关参数表示的含义，坐标系之间相互转换的关系，建立航天器姿轨耦合动力学方程；
7.s2、建立航天器姿轨突变模型，包括模型的简化假设，航天器姿轨突变质心运动的运动学方程和航天器全部质量参数之间的关系表达式；
8.s3、航天器姿轨突变过程中，其内部轨控发动机的动力输出、稳定和变向数据的演化；
9.s4、根据目标相对坐标参数识别的数据信息，利用s2中的航天器姿轨突变运动演化方程，对s3中的航天器轨控发动机的动力输出和回归进行控制输入和辨识。
10.进一步的，所述s1中大气层外航天器模型建立的具体过程：
11.相关坐标系的定义和相关参数表示的含义：
12.地心惯性坐标系0
‑
x
i
y
i
z
i
，坐标原点0选为地心,ox
i
轴位于赤道平面内并且指向春分点；0z
i
轴和地球自转轴相一致，并定义指向北极为正方向；oy
i
轴的方由右手定则确定；
13.航天器坐标系0
e
‑
x
e
y
e
z
e
，坐标原点0
e
为航天器的质心，0
e
x
e
轴的方向与航天器的飞行速度方向一致,0
e
y
e
轴与航天器的惯性主轴重合，0
e
z
e
轴的方由右手定则确定；
14.目标坐标系0
a
‑
x
a
y
a
z
a
，0
a
发现的目标物的位置，0
a
x
a
轴的方向与目标物的飞行速度方向一致，0
a
x
a
轴、0
a
y
a
轴和0
a
z
a
三轴相互垂直并满足右手定则；
15.航天器正常运行轨迹坐标系0
b
‑
x
b
y
b
z
b
，0
b
为航天器姿轨突变的位置，0
b
x
b
轴的方向与航天器的飞行速度方向一致,0
b
y
b
轴在包含速度向量的铅垂平面内与0
b
x
b
轴相垂直，0
b
z
b
轴的方由右手定则确定。
16.坐标系之间相互转换的关系：
17.绕x轴旋转θ角的单位转换矩阵为：
[0018][0019]
绕y轴旋转θ角的单位转换矩阵为：
[0020][0021]
绕z轴旋转θ角的单位转换矩阵为：
[0022][0023]
航天器坐标系与航天器正常运行轨迹坐标系之间的转换关系：
[0024]
通过上述矩阵(2)、(3)和(1)的顺序进行旋转变换，先绕y轴以角速度为ψ旋转ψ角度，然后绕z轴以角速度旋转角度，最后绕x轴以角速度γ旋转γ角度，ψ表示俯仰角度，表示偏移角度，γ代表自转角度，通过航天器坐标系到航天器正常运行轨迹坐标系的转换，可得到转换矩阵：
[0025][0026]
建立航天器姿轨耦合动力学方程：
[0027]
航天器相对姿态动力学和动力学方程
[0028][0029]
其中，为σ的一阶导数，g(σ)为中间变量，
[0030]
t代表转置，i3为3
×
3的单位矩
阵，对于任意向量a＝[a
1 a
2 a3]
t
都有j为航天器的转动惯量矩阵，为ω的一阶导数，ω表示航天器对于航天器坐标系的角速度，c
r
、n
r
均为中间变量，其中
[0031][0032][0033]
航天器的相对运行轨道运动学方程为：
[0034][0035]
其中，为p为的一阶导数，v为航天器姿轨突变的速度大小，为v的一阶导数，m为航天器的质量，μ为地球引力常数，r
p
为航天器当前位置到地球质心的位置，f为控制力；
[0036]
假设航天器位规则的长方体，则控制输入u为：
[0037][0038]
其中，f为轨控发动机推力器驱动力的向量；
[0039]
选取系统状态其中，x1、x2为系统状态变量，x1＝[p
t σ
t
]
t
，x2＝[v
t ω
t
]
t
,根据公式(5)、(6)和(7)得到航天器的姿轨耦合运动学方程：
[0040][0041]
其中，为x1的一阶导数，为x2的一阶导数，其中λ、c1、c2、m、n均为中间变量。
[0042]
进一步的，所述s2中航天器姿轨突变模型的建立，包括：
[0043]
模型的简化假设，模型简化条件：
[0044]
a1、航天器在在针对目标物做出反应时的时间很短，因此不考虑地球自转给模型带来的影响；
[0045]
a2、由于航天器的大小与其到地球中心的距离大小可以忽略不计，因此将地球看作为的球体，将航天器看作为质点；
[0046]
a3、将目标的形体大小假定为与航天器本体大小相等；
[0047]
a4、假定航天器的控制系统响应机制不存在延迟。
[0048]
在以上假定条件的情况下，上述方程(4)中ψ、和γ在姿轨突变前后均保持不变为ψ0，γ0，因此航天器坐标系与目标坐标系之间的转换矩阵保持不变，即为，
[0049][0050]
航天器姿轨突变质心运动的运动学方程
[0051]
航天器质心在姿轨突变点位置的方程为：
[0052][0053]
表达式(10)中，v为航天器姿轨突变的速度大小。
[0054]
将航天器质心运动速度投影到航天器正常运行轨迹坐标系中，可得：
[0055][0056]
根据航天器坐标系与航天器正常运行轨迹坐标系之间的转换关系可得：
[0057][0058]
将表达式(11)和(12)带入到公式(10)中，可得到航天器姿轨突变质心运动的运动方程：
[0059][0060]
航天器姿轨突变的全部质量参数之间的关系：
[0061][0062]
关系式(14)中，j
x
、j
y
、j
z
分别为航天器自身三个轴向的转动惯量，m
x
、m
y
、m
z
分别为航天器所受外力对其质心的力矩在航天器坐标系中各个坐标轴上的力矩分量，ψ、γ分别为航天器的偏移角、俯仰角、自转角，w
x
、w
y
、w
z
分别为航天器姿轨突变时旋转角速度在航天器坐标系坐标轴上的三个分量。
[0063]
进一步的，所述s3中航天器姿轨突变过程中，轨控发动机推力器的动力输出的过程为：
[0064]
当发现目标物时，此时轨控发动机推力器启动，产生推力f，根据等效冲量原理，可以得到等效的航天器轨控发动机推力器的推力为：
[0065][0066]
其中，δt为轨控发动机推力器开始启动到其平稳运行的时间，t0为航天器在姿轨突变过程中轨控发动机推力器稳定运行的时间，f
max
为轨控发动机推力器的最大推力。
[0067]
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
[0068]
该对航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，通过对航天器本体在姿轨突变时各质量参数之间的辨识，有利于对航天器轨控发动机推力器的输出动力进行控制，以对航天器的耦合运动轨迹进行控制，可有利于根据目标物与航天器自身质量参数的辨识，对目标物进行避让，防止航天器与太空垃圾发生碰撞，有利于降低航天器运行时存在的安全隐患。
附图说明
[0069]
图1为本发明航天器运动轨迹示意图；
[0070]
图2为本发明航天器姿轨突变示意图；
[0071]
图3为本发明航天器坐标系与航天器正常运行轨迹坐标系相互之间转换示意图；
[0072]
图4为本发明轨控发动机工作方式示意图。
具体实施方式
[0073]
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于
本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0074]
该对航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法的实施例如下：
[0075]
实施例一：
[0076]
请参阅图1
‑
4，一种对航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，
[0077]
建立大气层外航天器模型，包括相关坐标系的定义，相关参数表示的含义，坐标系之间相互转换的关系，建立航天器姿轨耦合动力学方程；
[0078]
大气层外航天器模型建立的具体过程：
[0079]
相关坐标系的定义和相关参数表示的含义：
[0080]
地心惯性坐标系0
‑
x
i
y
i
z
i
，坐标原点0选为地心,ox
i
轴位于赤道平面内并且指向春分点；0z
i
轴和地球自转轴相一致，并定义指向北极为正方向；oy
i
轴的方由右手定则确定；
[0081]
航天器坐标系0
e
‑
x
e
y
e
z
e
，坐标原点0
e
为航天器的质心，0
e
x
e
轴的方向与航天器的飞行速度方向一致,0
e
y
e
轴与航天器的惯性主轴重合，0
e
z
e
轴的方由右手定则确定；
[0082]
目标坐标系0
a
‑
x
a
y
a
z
a
，0
a
发现的目标物的位置，0
a
x
a
轴的方向与目标物的飞行速度方向一致，0
a
x
a
轴、0
a
y
a
轴和0
a
z
a
三轴相互垂直并满足右手定则；
[0083]
航天器正常运行轨迹坐标系0
b
‑
x
b
y
b
z
b
，0
b
为航天器姿轨突变的位置，0
b
x
b
轴的方向与航天器的飞行速度方向一致,0
b
y
b
轴在包含速度向量的铅垂平面内与0
b
x
b
轴相垂直，0
b
z
b
轴的方由右手定则确定。
[0084]
坐标系之间相互转换的关系：
[0085]
绕x轴旋转θ角的单位转换矩阵为：
[0086][0087]
绕y轴旋转θ角的单位转换矩阵为：
[0088][0089]
绕z轴旋转θ角的单位转换矩阵为：
[0090][0091]
航天器坐标系与航天器正常运行轨迹坐标系之间的转换关系：
[0092]
通过上述矩阵(2)、(3)和(1)的顺序进行旋转变换，先绕y轴以角速度为ψ旋转ψ角度，然后绕z轴以角速度旋转角度，最后绕x轴以角速度γ旋转γ角度，ψ表示俯仰角度，表示偏移角度，γ代表自转角度，通过航天器坐标系到航天器正常运行轨迹坐标系的转换，可得到转换矩阵：
[0093][0094]
建立航天器姿轨耦合动力学方程：
[0095]
航天器相对姿态动力学和动力学方程
[0096][0097]
其中，为σ的一阶导数，g(σ)为中间变量，
[0098]
t代表转置，i3为3
×
3的单位矩阵，对于任意向量a＝[a
1 a
2 a3]
t
都有j为航天器的转动惯量矩阵，为ω的一阶导数，ω表示航天器对于航天器坐标系的角速度，c
r
、n
r
均为中间变量，其中
[0099][0100][0101]
航天器的相对运行轨道运动学方程为：
[0102][0103]
其中，为p为的一阶导数，v为航天器姿轨突变的速度大小，为v的一阶导数，m为航天器的质量，μ为地球引力常数，r
p
为航天器当前位置到地球质心的位置，f为控制力；
[0104]
假设航天器位规则的长方体，则控制输入u为：
[0105][0106]
其中，f为轨控发动机推力器驱动力的向量；
[0107]
选取系统状态其中，x1、x2为系统状态变量，x1＝[p
t σ
t
]
t
，x2＝[v
t ω
t
]
t
,根据公式(5)、(6)和(7)得到航天器的姿轨耦合运动学方程：
[0108][0109]
其中，为x1的一阶导数，为x2的一阶导数，其中λ、c1、c2、m、n均为中间变量。
[0110]
实施例二：
[0111]
请参阅图1
‑
4，一种对航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，
[0112]
建立航天器姿轨突变模型，包括模型的简化假设，航天器姿轨突变质心运动的运动学方程和航天器全部质量参数之间的关系表达式；
[0113]
航天器姿轨突变模型的建立，包括：
[0114]
模型的简化假设，模型简化条件：
[0115]
a1、航天器在在针对目标物做出反应时的时间很短，因此不考虑地球自转给模型带来的影响；
[0116]
a2、由于航天器的大小与其到地球中心的距离大小可以忽略不计，因此将地球看作为的球体，将航天器看作为质点；
[0117]
a3、将目标的形体大小假定为与航天器本体大小相等；
[0118]
a4、假定航天器的控制系统响应机制不存在延迟。
[0119]
在以上假定条件的情况下，上述方程(4)中ψ、和γ在姿轨突变前后均保持不变为ψ0，γ0，因此航天器坐标系与目标坐标系之间的转换矩阵保持不变，即为，
[0120][0121]
航天器姿轨突变质心运动的运动学方程
[0122]
航天器质心在姿轨突变点位置的方程为：
[0123][0124]
表达式(10)中，v为航天器姿轨突变的速度大小。
[0125]
将航天器质心运动速度投影到航天器正常运行轨迹坐标系中，可得：
[0126][0127]
根据航天器坐标系与航天器正常运行轨迹坐标系之间的转换关系可得：
[0128][0129]
将表达式(11)和(12)带入到公式(10)中，可得到航天器姿轨突变质心运动的运动方程：
[0130]
[0131]
航天器姿轨突变的全部质量参数之间的关系：
[0132][0133]
关系式(14)中，j
x
、j
y
、j
z
分别为航天器自身三个轴向的转动惯量，m
x
、m
y
、m
z
分别为航天器所受外力对其质心的力矩在航天器坐标系中各个坐标轴上的力矩分量，ψ、γ分别为航天器的偏移角、俯仰角、自转角，w
x
、w
y
、w
z
分别为航天器姿轨突变时旋转角速度在航天器坐标系坐标轴上的三个分量。
[0134]
实施例三：
[0135]
请参阅图1
‑
4，一种对航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，
[0136]
航天器姿轨突变过程中，其内部轨控发动机的动力输出、稳定和变向数据的演化；
[0137]
航天器姿轨突变过程中，轨控发动机推力器的动力输出的过程为：
[0138]
当发现目标物时，此时轨控发动机推力器启动，产生推力f，根据等效冲量原理，可以得到等效的航天器轨控发动机推力器的推力为：
[0139][0140]
其中，δt为轨控发动机推力器开始启动到其平稳运行的时间，t0为航天器在姿轨突变过程中轨控发动机推力器稳定运行的时间，f
max
为轨控发动机推力器的最大推力。
[0141]
根据目标相对坐标参数识别的数据信息，利用航天器姿轨突变运动演化方程，对航天器轨控发动机的动力输出和回归进行控制输入和辨识。
[0142]
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。