CN106054907B - 一种针对带有绳系结构的失效航天器的姿态稳定方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种针对带有绳系结构的失效航天器的姿态稳定方法，工作体包括一个带有发动机的主动航天器和一条用于牵引的细绳，绳长视具体工况决定。当确定目标后，主动航天器发射末端带有爪的绳子与目标绳系航天器的一颗卫星相连组成一个“失效航天器‑绳‑失效航天器‑主动航天器”的结构。本发明建立了包含失效部件的三体空间绳系系统动力学模型；本发明可以有效的减轻带有绳系结构的太空垃圾队在轨航天器的威胁，同时降低绳系空间垃圾自身碰撞产生附加空间碎片的可能，对轨道环境大有裨益；本发明对设备要就较低，所需的主动航天器的最大推力不超过30N，操作工具仅为一根长度不超过1000米的细绳；应用本发明进行空间操作的较使用传统机械臂操作更为安全。

Description

一种针对带有绳系结构的失效航天器的姿态稳定方法

【技术领域】

本发明属于航天技术领域，涉及一种针对带有绳系结构的失效航天器的姿态稳定方法。

【背景技术】

随着空间技术的发展，空间任务日趋多样化和复杂化。在众多的空间系统中，绳系系统是有着广阔应用前景的在轨服务技术。绳系系统能扩大在轨操作半径延伸至百米量级，从而避免了空间平台近距离的逼近和停靠带来的碰撞风险，减少燃料消耗，大幅度提高了空间平台在任务过程中的安全性。空间绳系还可以用于连接多个航天器，例如在空间站维护过程中使用高强度金属纤维对目标进行充能。

目前的绳系航天器多为哑铃结构，即由两个航天器和连接在它们之间的系绳组成。系绳的材料多为凯夫拉-29，凯夫拉-49或高强度柔性金属纤维；绳子长度多为百米量级。

尽管空间绳系系统有着诸多的有点和广阔的应用前景，然而对于这种系统的姿态稳定始终是一个难题。而当一个带有绳系结构的空间系统失效后，整个系统将成为一个很难进行姿态稳定操作的太空垃圾。更为糟糕的是，由于失效的哑铃结构(两颗卫星中间由一条绳子连接)航天器由两个部分组成，因而当其失控后两部分极易发生碰撞从而产生更多的空间碎片。因而，为了应对和处理失效的绳系航天器，不仅需要将它们拖离其所在轨道还需要在拖离过程中对其姿态进行稳定以防止缠绕和碰撞。

【发明内容】

本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供一种针对带有绳系结构的失效航天器的姿态稳定方法，该方法能够在保证能够将带有绳系的失效航天器拖离轨道同时确保整个系统不发生碰撞和缠绕。

为达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：

一种针对带有绳系结构的失效航天器的姿态稳定方法，包括以下步骤：

步骤一、建立包含失效部件的三体空间绳系系统动力学模型；

绳子被视为无质量刚性杆，系统的平面运动在Oxyz系中，主动航天器提供一个拉力F，方向平行于Ox轴；F始终平行于Ox且将主动航天器视为质点，α₁和α₂表示绳子与Ox之间的夹角，且逆时针为正；θ₁和θ₂分别表示刚体1和刚体2的主轴与其连接的牵引绳之间的夹角，且逆时针为正；主动航天器与刚体1之间的绳长为l₁，刚体1与刚体2之间的绳长为l₂；刚体1质心到主动航天器牵引绳在刚体1上连接点的距离为s₁，到与刚体2连接的绳在其上的连接点的距离为s₁′；绳子在刚体2上的连接点到刚体2质心的距离为s₂；各刚体的引力矢量G_i表示为：

其中μ为地球引力常数，r_i＝r+R_i，i＝0,1,2；r＝[0,r]^T为系统质心在轨道坐标系下的位置矢量；惯性力F_Ii，其表达式为：

F_Ii＝F_ei+F_ci (2)

其中F_ei为刚体牵连惯性力，F_ei为科氏惯性力，系统的动力学方程：

该系统的动力学方程非线性，且耦合的；

步骤二、针对系统特点的控制策略；

将式(3)得到的拉格朗日方程，在

处增加一个修正量动力学方程变为：

其中，

步骤三、针对目标系统的姿态控制律；

利用滑模预测控制方法SMPM进行控制，控制输入为：

将式(3)改写为递推形式，得到：

系统输出为四个姿态角。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

本发明可以有效的减轻带有绳系结构的太空垃圾队在轨航天器的威胁，同时降低绳系空间垃圾自身碰撞产生附加空间碎片的可能，对轨道环境大有裨益；本发明对设备要就较低，所需的主动航天器的最大推力不超过30N，操作工具仅为一根长度不超过1000米的细绳；应用本发明进行空间操作的较使用传统机械臂操作更为安全。

【附图说明】

图1为对包含绳系的航天器进行拖拽离轨的示意图；

图2为操作过程中系统参数示意图；

图3系统控制输出；

图4系统输入。

其中，1为主动航天器；2为目标航天器；3为连接在目标和主动航天器之间的细绳。

【具体实施方式】

下面结合附图对本发明做进一步详细描述：

参见图1-图4，本发明一种针对带有绳系结构的失效航天器的姿态稳定方法，包括以下步骤：

步骤一、建立包含失效部件的三体空间绳系系统动力学模型。

在本发明中绳子被视为无质量刚性杆，其完整的系统简图如图1所示，系统的平面运动在Oxyz系中，主动航天器提供一个拉力F，方向平行于Ox轴。F始终平行于Ox且将主动航天器视为质点，α₁和α₂表示绳子与Ox之间的夹角(逆时针为正)；θ₁和θ₂分别表示刚体1和刚体2的主轴与其连接的牵引绳之间的夹角(逆时针为正)；主动航天器与刚体1之间的绳长为l₁，刚体1与刚体2之间的绳长为l₂；刚体1质心到主动航天器牵引绳在刚体1上连接点的距离为s₁，到与刚体2连接的绳在其上的连接点的距离为s₁′；绳子在刚体2上的连接点到刚体2质心的距离为s₂；各刚体的引力矢量G_i可以表示为：

其中μ为地球引力常数，r_i＝r+R_i，i＝0,1,2；r＝[0,r]^T为系统质心在轨道坐标系下的位置矢量。惯性力F_Ii，其表达式为：

F_Ii＝F_ei+F_ci (2)

其中F_ei为刚体牵连惯性力，F_ei为科氏惯性力，系统在质心坐标系中的示意图如图2所示，系统的动力学方程：

该系统的动力学方程非线性，且耦合的。

步骤二、针对系统特点的控制策略。

通过式(3)所示的方程可以知道，本发明所需控制的系统是一个存在耦合的四维非线性方程。方程中任何参数的改变都会对其他参数产生影响。在系统牵引力不够的情况下往往会在任务时间内发散，其带来的实际后果为刚体与绳的缠绕——这是绳系系统应该尽量避免的情况。

在本发明中利用有限推力的发动机对尽可能恶劣(较大的初始角度和角速度)的情况进行抑制是工程应用的关键。为此，有必要对系统进行一定的修正以获得更为实用的控制策略以对文中所提出的系统进行稳定。主动航天器一般拥有多个方向上的推力，即主动航天器除了拥有切线的推力F以外还可以拥有法线方向的推力。这意味着主动航天器拥有直接调节系统广义坐标α₁的能力。由于法向推力可以利用脉冲发动机产生，因此

可以视为一个可调节的量。

为了对完整的系统进行分析和控制，本发明不对拉格朗日方程进行降维，将由式(3)得到的拉格朗日方程中在

处增加一个修正量

从而达到简化动力学模型并对姿态角度的变化进行抑制的目的，而动力学方程也变为：

其中，

步骤三、针对目标系统的姿态控制律。

针对本发明所描述的非线性耦合系统，我们尝试利用滑模，预测控制方法(SMPM)进行控制。控制输入为：

将式(3)改写为递推形式可以得到：

系统输出为四个姿态角。

针对本发明的系统参数(见附表1)，设置σ₁＝-0.9，γ₁＝0.1，ε₁＝0.1，λ₁＝0.065，由于实际发动机的限制，产生控制力矩的发动机推力被限制在20N以下，因此当控制系统推力输入值的需求大小达到或超过20N时，系统输入被限定为20N。

在有限的推力下，本发明应用的控制方法成功的将目标量θ₂控制在一个接近于0的位置上而其他的系统参数也被抑制在可接受的，不会令系统发生缠绕的尺度上。通过图4可以看到，通过应用本发明控制方法对可动的推力器进行控制可以很好的抑制系统参数的抖动，这对于工程应用来说大有裨益，因为如果系统参数以一个较高的频率变化，那么即使他们的幅值被成功的抑制在可接受的范围之内，其也会增加系统的不稳定性。由于本发明所研究的系统是一个复杂的多变量耦合系统，而可用的控制输入不仅少于系统广义坐标数量而且在幅值方面的限制也是很大的，因此，利用本发明中所提供的控制元件在大多数工况下(很贴近实际情况)是无法对系统进行完全控制的。这样的系统特性决定了本发明采取有针对性的对一个最为敏感和最难以利用水平牵引力稳定的系统参数进行重点控制而对其他系统参数则不加以有针对性的控制。这种控制策略的实质是通过牺牲其他不敏感参数稳定值——令其在稳定状态下处于一个较大的可接受幅值——换取敏感系统参数的稳定进而达到全系统的稳定。

表1系统参数：

m<sub>0</sub>	m<sub>1</sub>	m<sub>2</sub>	s<sub>1</sub>	s<sub>1</sub>′	s<sub>2</sub>
						200kg	1000kg	3000kg	1m	1m	2m
l<sub>1</sub>	l<sub>2</sub>	J<sub>1</sub>(J<sub>x1</sub>)	J<sub>2</sub>(J<sub>x2</sub>)	J<sub>y1</sub>	J<sub>y2</sub>
						200m	200m	1000kg·m<sup>2</sup>	3000kg·m<sup>2</sup>	3000kg·m<sup>2</sup>	10000kg·m<sup>2</sup>

表2初始参数(rad，rad/s)：

以上内容仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明权利要求书的保护范围之内。

Claims (1)

1.一种针对带有绳系结构的失效航天器的姿态稳定方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、建立包含失效部件的三体空间绳系系统动力学模型；

牵引绳被视为无质量刚性杆，系统的平面运动在Oxyz系中，主动航天器提供一个拉力F，方向平行于Ox轴；F始终平行于Ox轴且将主动航天器视为质点，α₁和α₂表示牵引绳与Ox轴之间的夹角，且逆时针为正；θ₁和θ₂分别表示刚体1和刚体2的主轴与其连接的牵引绳之间的夹角，且逆时针为正；主动航天器与刚体1之间的牵引绳长为l₁，刚体1与刚体2之间的牵引绳长为l₂；刚体1质心到主动航天器牵引绳在刚体1上连接点的距离为s₁，到与刚体2连接的牵引绳在其上的连接点的距离为s₁′；牵引绳在刚体2上的连接点到刚体2质心的距离为s₂；各刚体的引力矢量G_i表示为：

其中μ为地球引力常数，r_i＝r+R_i，i＝0,1,2；r＝[0,r]^T为系统质心在轨道坐标系下的位置矢量；惯性力F_Ii，其表达式为：

F_Ii＝F_ei+F_ci (2)

其中F_ei为刚体牵连惯性力，F_ci为科氏惯性力，系统的动力学方程：

该系统的动力学方程非线性的，且动力学参数之间相互耦合；

步骤二、针对系统特点的控制策略；

将式(3)得到的拉格朗日方程，在

处增加一个修正量动力学方程变为：

其中，

步骤三、针对系统的姿态控制律；

利用滑模预测控制方法SMPM进行控制，控制输入为：

将式(3)改写为递推形式，得到：

系统输出为四个姿态角：α₁、α₂、θ₁和θ₂。

Images