一種針對(duì)帶有繩系結(jié)構(gòu)的失效航天器的姿態(tài)穩(wěn)定方法
【專(zhuān)利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種針對(duì)帶有繩系結(jié)構(gòu)的失效航天器的姿態(tài)穩(wěn)定方法,工作體包括一個(gè)帶有發(fā)動(dòng)機(jī)的主動(dòng)航天器和一條用于牽引的細(xì)繩,繩長(zhǎng)視具體工況決定。當(dāng)確定目標(biāo)后,主動(dòng)航天器發(fā)射末端帶有爪的繩子與目標(biāo)繩系航天器的一顆衛(wèi)星相連組成一個(gè)“失效航天器?繩?失效航天器?主動(dòng)航天器”的結(jié)構(gòu)。本發(fā)明建立了包含失效部件的三體空間繩系系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型;本發(fā)明可以有效的減輕帶有繩系結(jié)構(gòu)的太空垃圾隊(duì)在軌航天器的威脅,同時(shí)降低繩系空間垃圾自身碰撞產(chǎn)生附加空間碎片的可能,對(duì)軌道環(huán)境大有裨益;本發(fā)明對(duì)設(shè)備要就較低,所需的主動(dòng)航天器的最大推力不超過(guò)30N,操作工具僅為一根長(zhǎng)度不超過(guò)1000米的細(xì)繩;應(yīng)用本發(fā)明進(jìn)行空間操作的較使用傳統(tǒng)機(jī)械臂操作更為安全。
【專(zhuān)利說(shuō)明】一種針對(duì)帶有繩系結(jié)構(gòu)的失效航天器的姿態(tài)穩(wěn)定方法 【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于航天技術(shù)領(lǐng)域,涉及一種針對(duì)帶有繩系結(jié)構(gòu)的失效航天器的姿態(tài)穩(wěn)定 方法。 【【背景技術(shù)】】
[0002] 隨著空間技術(shù)的發(fā)展,空間任務(wù)日趨多樣化和復(fù)雜化。在眾多的空間系統(tǒng)中,繩系 系統(tǒng)是有著廣闊應(yīng)用前景的在軌服務(wù)技術(shù)。繩系系統(tǒng)能擴(kuò)大在軌操作半徑延伸至百米量 級(jí),從而避免了空間平臺(tái)近距離的逼近和??繋?lái)的碰撞風(fēng)險(xiǎn),減少燃料消耗,大幅度提高 了空間平臺(tái)在任務(wù)過(guò)程中的安全性??臻g繩系還可以用于連接多個(gè)航天器,例如在空間站 維護(hù)過(guò)程中使用高強(qiáng)度金屬纖維對(duì)目標(biāo)進(jìn)行充能。
[0003] 目前的繩系航天器多為啞鈴結(jié)構(gòu),即由兩個(gè)航天器和連接在它們之間的系繩組 成。系繩的材料多為凱夫拉-29,凱夫拉-49或高強(qiáng)度柔性金屬纖維;繩子長(zhǎng)度多為百米量 級(jí)。
[0004] 盡管空間繩系系統(tǒng)有著諸多的有點(diǎn)和廣闊的應(yīng)用前景,然而對(duì)于這種系統(tǒng)的姿態(tài) 穩(wěn)定始終是一個(gè)難題。而當(dāng)一個(gè)帶有繩系結(jié)構(gòu)的空間系統(tǒng)失效后,整個(gè)系統(tǒng)將成為一個(gè)很 難進(jìn)行姿態(tài)穩(wěn)定操作的太空垃圾。更為糟糕的是,由于失效的啞鈴結(jié)構(gòu)(兩顆衛(wèi)星中間由一 條繩子連接)航天器由兩個(gè)部分組成,因而當(dāng)其失控后兩部分極易發(fā)生碰撞從而產(chǎn)生更多 的空間碎片。因而,為了應(yīng)對(duì)和處理失效的繩系航天器,不僅需要將它們拖離其所在軌道還 需要在拖離過(guò)程中對(duì)其姿態(tài)進(jìn)行穩(wěn)定以防止纏繞和碰撞。 【
【發(fā)明內(nèi)容】
】
[0005] 本發(fā)明的目的在于克服上述現(xiàn)有技術(shù)的缺點(diǎn),提供一種針對(duì)帶有繩系結(jié)構(gòu)的失效 航天器的姿態(tài)穩(wěn)定方法,該方法能夠在保證能夠?qū)в欣K系的失效航天器拖離軌道同時(shí)確 保整個(gè)系統(tǒng)不發(fā)生碰撞和纏繞。
[0006] 為達(dá)到上述目的,本發(fā)明采用以下技術(shù)方案予以實(shí)現(xiàn):
[0007] -種針對(duì)帶有繩系結(jié)構(gòu)的失效航天器的姿態(tài)穩(wěn)定方法,包括以下步驟:
[0008] 步驟一、建立包含失效部件的三體空間繩系系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型;
[0009] 繩子被視為無(wú)質(zhì)量剛性桿,系統(tǒng)的平面運(yùn)動(dòng)在Oxyz系中,主動(dòng)航天器提供一個(gè)拉 力F,方向平行于Ox軸;F始終平行于Ox且將主動(dòng)航天器視為質(zhì)點(diǎn),(^和^表示繩子與Ox之間 的夾角,且逆時(shí)針為正;分別表示剛體1和剛體2的主軸與其連接的牽引繩之間的夾 角,且逆時(shí)針為正;主動(dòng)航天器與剛體1之間的繩長(zhǎng)為li,剛體1與剛體2之間的繩長(zhǎng)為1 2;剛 體1質(zhì)心到主動(dòng)航天器牽引繩在剛體1上連接點(diǎn)的距離為S1,到與剛體2連接的繩在其上的 連接點(diǎn)的距離為 8/ ;繩子在剛體2上的連接點(diǎn)到剛體2質(zhì)心的距離為s2;各剛體的引力矢量 Gi表不為:
[0011]其中y為地球引力常數(shù),^+心,1 = 0,1,2#=[0^]7為系統(tǒng)質(zhì)心在軌道坐標(biāo)系 下的位置矢量;慣性力Fn,其表達(dá)式為:
[0012] Fn = Fei+Fci (2)
[0013]其中Fel為剛體牽連慣性力,F(xiàn)el為科氏慣性力,系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)方程:
[0015]該系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)方程非線性,且耦合的;
[0016] 步驟二、針對(duì)系統(tǒng)特點(diǎn)的控制策略;
[0017] 將式(3)得到的拉格朗日方程,在名處增加一個(gè)修正量a硌,動(dòng)力學(xué)方程變?yōu)椋?br>[0019]其中,g ;
[0020]步驟三、針對(duì)目標(biāo)系統(tǒng)的姿態(tài)控制律;
[0021]利用滑膜預(yù)測(cè)控制方法SMPM進(jìn)行控制,控制輸入為:
[0023]將式(3)改寫(xiě)為遞推形式,得到:
[0032]系統(tǒng)輸出為四個(gè)姿態(tài)角。
[0033] 與現(xiàn)有技術(shù)相比,本發(fā)明具有以下有益效果:
[0034] 本發(fā)明可以有效的減輕帶有繩系結(jié)構(gòu)的太空垃圾隊(duì)在軌航天器的威脅,同時(shí)降低 繩系空間垃圾自身碰撞產(chǎn)生附加空間碎片的可能,對(duì)軌道環(huán)境大有裨益;本發(fā)明對(duì)設(shè)備要 就較低,所需的主動(dòng)航天器的最大推力不超過(guò)30N,操作工具僅為一根長(zhǎng)度不超過(guò)1000米的 細(xì)繩;應(yīng)用本發(fā)明進(jìn)行空間操作的較使用傳統(tǒng)機(jī)械臂操作更為安全。 【【附圖說(shuō)明】】
[0035] 圖1為對(duì)包含繩系的航天器進(jìn)行拖拽離軌的示意圖;
[0036] 圖2為操作過(guò)程中系統(tǒng)參數(shù)示意圖;
[0037]圖3系統(tǒng)控制輸出;
[0038]圖4系統(tǒng)輸入。
[0039] 其中,1為主動(dòng)航天器;2為目標(biāo)航天器;3為連接在目標(biāo)和主動(dòng)航天器之間的細(xì)繩。 【【具體實(shí)施方式】】
[0040] 下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)描述:
[0041] 參見(jiàn)圖1-圖4,本發(fā)明一種針對(duì)帶有繩系結(jié)構(gòu)的失效航天器的姿態(tài)穩(wěn)定方法,包括 以下步驟:
[0042]步驟一、建立包含失效部件的三體空間繩系系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型。
[0043]在本發(fā)明中繩子被視為無(wú)質(zhì)量剛性桿,其完整的系統(tǒng)簡(jiǎn)圖如圖1所示,系統(tǒng)的平面 運(yùn)動(dòng)在Oxyz系中,主動(dòng)航天器提供一個(gè)拉力F,方向平行于Ox軸。F始終平行于Ox且將主動(dòng)航 天器視為質(zhì)點(diǎn),^和以表示繩子與〇x之間的夾角(逆時(shí)針為正);以和以分別表示剛體1和剛 體2的主軸與其連接的牽引繩之間的夾角(逆時(shí)針為正);主動(dòng)航天器與剛體1之間的繩長(zhǎng)為 li,剛體1與剛體2之間的繩長(zhǎng)為1 2;剛體1質(zhì)心到主動(dòng)航天器牽引繩在剛體1上連接點(diǎn)的距離 為8:,到與剛體2連接的繩在其上的連接點(diǎn)的距離為s/ ;繩子在剛體2上的連接點(diǎn)到剛體2質(zhì) 心的距離為s2;各剛體的引力矢量仏可以表示為:
[0045 ]其中y為地球引力常數(shù),ri = r+Ri,1 = 0,1,2#=[0,1']1'為系統(tǒng)質(zhì)心在軌道坐標(biāo)系 下的位置矢量。慣性力Fn,其表達(dá)式為:
[0046] Fn = Fei+Fci (2)
[0047]其中Fel為剛體牽連慣性力,F(xiàn)el為科氏慣性力,系統(tǒng)在質(zhì)心坐標(biāo)系中的示意圖如圖 2所示,系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)方程:
[0049]該系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)方程非線性,且耦合的。
[0050] 步驟二、針對(duì)系統(tǒng)特點(diǎn)的控制策略。
[0051] 通過(guò)式(3)所示的方程可以知道,本發(fā)明所需控制的系統(tǒng)是一個(gè)存在耦合的四維 非線性方程。方程中任何參數(shù)的改變都會(huì)對(duì)其他參數(shù)產(chǎn)生影響。在系統(tǒng)牽引力不夠的情況 下往往會(huì)在任務(wù)時(shí)間內(nèi)發(fā)散,其帶來(lái)的實(shí)際后果為剛體與繩的纏繞一一這是繩系系統(tǒng)應(yīng)該 盡量避免的情況。
[0052]在本發(fā)明中利用有限推力的發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)盡可能惡劣(較大的初始角度和角速度)的 情況進(jìn)行抑制是工程應(yīng)用的關(guān)鍵。為此,有必要對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行一定的修正以獲得更為實(shí)用的 控制策略以對(duì)文中所提出的系統(tǒng)進(jìn)行穩(wěn)定。主動(dòng)航天器一般擁有多個(gè)方向上的推力,即主 動(dòng)航天器除了擁有切線的推力F以外還可以擁有法線方向的推力。這意味著主動(dòng)航天器擁 有直接調(diào)節(jié)系統(tǒng)廣義坐標(biāo)W的能力。由于法向推力可以利用脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生,因此成可以 視為一個(gè)可調(diào)節(jié)的量。
[0053]為了對(duì)完整的系統(tǒng)進(jìn)行分析和控制,本發(fā)明不對(duì)拉格朗日方程進(jìn)行降維,將由式 (3)得到的拉格朗日方程中在成處增加一個(gè)修正量△&。從而達(dá)到簡(jiǎn)化動(dòng)力學(xué)模型并對(duì)姿態(tài) 角度的變化進(jìn)行抑制的目的,而動(dòng)力學(xué)方程也變?yōu)椋?br>[0056]步驟三、針對(duì)目標(biāo)系統(tǒng)的姿態(tài)控制律。
[0057]針對(duì)本發(fā)明所描述的非線性耦合系統(tǒng),我們嘗試?yán)没ゎA(yù)測(cè)控制方法(SMPM)進(jìn) 行控制??刂戚斎霝椋?br>[0059]將式(3)改寫(xiě)為遞推形式可以得到:
[0068]系統(tǒng)輸出為四個(gè)姿態(tài)角。
[0069] 針對(duì)本發(fā)明的系統(tǒng)參數(shù)(見(jiàn)附表1),設(shè)置〇1 =-0.9, ypO.]_,£: = 〇.1山=〇.〇65, 由于實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)的限制,產(chǎn)生控制力矩的發(fā)動(dòng)機(jī)推力被限制在20N以下,因此當(dāng)控制系統(tǒng)推 力輸入值的需求大小達(dá)到或超過(guò)20N時(shí),系統(tǒng)輸入被限定為20N。
[0070] 在有限的推力下,本發(fā)明應(yīng)用的控制方法成功的將目標(biāo)量02控制在一個(gè)接近于0 的位置上而其他的系統(tǒng)參數(shù)也被抑制在可接受的,不會(huì)令系統(tǒng)發(fā)生纏繞的尺度上。通過(guò)圖4 可以看到,通過(guò)應(yīng)用本發(fā)明控制方法對(duì)可動(dòng)的推力器進(jìn)行控制可以很好的抑制系統(tǒng)參數(shù)的 抖動(dòng),這對(duì)于工程應(yīng)用來(lái)說(shuō)大有裨益,因?yàn)槿绻到y(tǒng)參數(shù)以一個(gè)較高的頻率變化,那么即使 他們的幅值被成功的抑制在可接受的范圍之內(nèi),其也會(huì)增加系統(tǒng)的不穩(wěn)定性。由于本發(fā)明 所研究的系統(tǒng)是一個(gè)復(fù)雜的多變量耦合系統(tǒng),而可用的控制輸入不僅少于系統(tǒng)廣義坐標(biāo)數(shù) 量而且在幅值方面的限制也是很大的,因此,利用本發(fā)明中所提供的控制元件在大多數(shù)工 況下(很貼近實(shí)際情況)是無(wú)法對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行完全控制的。這樣的系統(tǒng)特性決定了本發(fā)明采取 有針對(duì)性的對(duì)一個(gè)最為敏感和最難以利用水平牽引力穩(wěn)定的系統(tǒng)參數(shù)進(jìn)行重點(diǎn)控制而對(duì) 其他系統(tǒng)參數(shù)則不加以有針對(duì)性的控制。這種控制策略的實(shí)質(zhì)是通過(guò)犧牲其他不敏感參數(shù) 穩(wěn)定值一一令其在穩(wěn)定狀態(tài)下處于一個(gè)較大的可接受幅值一一換取敏感系統(tǒng)參數(shù)的穩(wěn)定 進(jìn)而達(dá)到全系統(tǒng)的穩(wěn)定。
[0071]表1系統(tǒng)參數(shù):
[0073] 表 2 初始參數(shù)(rad,rad/s):
[0074]
[0075] 以上內(nèi)容僅為說(shuō)明本發(fā)明的技術(shù)思想,不能以此限定本發(fā)明的保護(hù)范圍,凡是按 照本發(fā)明提出的技術(shù)思想,在技術(shù)方案基礎(chǔ)上所做的任何改動(dòng),均落入本發(fā)明權(quán)利要求書(shū) 的保護(hù)范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種針對(duì)帶有繩系結(jié)構(gòu)的失效航天器的姿態(tài)穩(wěn)定方法,其特征在于,包括以下步驟: 步驟一、建立包含失效部件的三體空間繩系系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型; 繩子被視為無(wú)質(zhì)量剛性桿,系統(tǒng)的平面運(yùn)動(dòng)在Oxyz系中,主動(dòng)航天器提供一個(gè)拉力F, 方向平行于Ox軸;F始終平行于Ox且將主動(dòng)航天器視為質(zhì)點(diǎn),(^和以表示繩子與Ox之間的夾 角,且逆時(shí)針為正;0#P0 2分別表示剛體1和剛體2的主軸與其連接的牽引繩之間的夾角,且 逆時(shí)針為正;主動(dòng)航天器與剛體1之間的繩長(zhǎng)為h,剛體1與剛體2之間的繩長(zhǎng)為1 2;剛體1質(zhì) 心到主動(dòng)航天器牽引繩在剛體1上連接點(diǎn)的距離為si,到與剛體2連接的繩在其上的連接點(diǎn) 的距離為 8/ ;繩子在剛體2上的連接點(diǎn)到剛體2質(zhì)心的距離為s2;各剛體的引力矢量Gi表示 為:其中y為地球引力常數(shù),^=0心,1=〇,1,2#=[〇^]7為系統(tǒng)質(zhì)心在軌道坐標(biāo)系下的 位置矢量;慣性力Fll,其表達(dá)式為: Fn = Fei+Fci (2) 其中Fel為剛體牽連慣性力,F(xiàn)el為科氏慣性力,系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)方程:該系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)方程非線性,且耦合的; 步驟二、針對(duì)系統(tǒng)特點(diǎn)的控制策略; 將式(3)得到的拉格朗日方程,在A處增加一個(gè)修正量a成,動(dòng)力學(xué)方程變?yōu)椋翰襟E三、針對(duì)目標(biāo)系統(tǒng)的姿態(tài)控制律; 利用滑膜預(yù)測(cè)控制方法SMPM進(jìn)行控制,控制輸入為:將式(3)改寫(xiě)為遞推形式,得到:
【文檔編號(hào)】G05D1/08GK106054907SQ201610389194
【公開(kāi)日】2016年10月26日
【申請(qǐng)日】2016年6月2日
【發(fā)明人】朱戰(zhàn)霞, 史格非, 陳詩(shī)瑜, 袁建平, 方群
【申請(qǐng)人】西北工業(yè)大學(xué)