空間機(jī)器人目標(biāo)抓捕后姿態(tài)接管控制研究.pdf

1、隨著空間技術(shù)的發(fā)展，全球每年衛(wèi)星發(fā)射數(shù)量在逐步增加，但衛(wèi)星在軌失效的數(shù)目也在逐步增加。當(dāng)航天器達(dá)到壽命末期時(shí)，大部分情況下其有效載荷仍然能夠繼續(xù)工作，但由于推進(jìn)系統(tǒng)攜帶的燃料耗盡或執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效，從而使其喪失了三軸姿態(tài)控制能力和軌道位置保持能力，若能夠恢復(fù)其姿態(tài)與軌道控制能力，則可使其繼續(xù)在軌工作。采用接管控制技術(shù)來延長航天器在軌壽命為合理處置這些失效衛(wèi)星提供了一種新思路。目標(biāo)航天器接管控制主要是指服務(wù)航天器通過空間機(jī)械手、對(duì)接機(jī)構(gòu)或者其

2、它等設(shè)備與目標(biāo)航天器固連形成組合體后，接管其姿態(tài)與軌道控制功能，通過自身的執(zhí)行機(jī)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)航天器姿態(tài)與軌道的精確控制。由于非合作目標(biāo)航天器無交會(huì)對(duì)接相關(guān)輔助設(shè)備，與其進(jìn)行對(duì)接比較困難，故采用空間機(jī)器人對(duì)其進(jìn)行抓捕更具有普遍性。因此，本文以美國的SUMO/FREND項(xiàng)目為背景，研究空間機(jī)器人目標(biāo)抓捕后姿態(tài)接管控制相關(guān)的關(guān)鍵技術(shù)問題，為未來的衛(wèi)星壽命延長、失控衛(wèi)星救助、軌道垃圾清理等在軌服務(wù)提供理論支持。
　　由于目標(biāo)航天器的質(zhì)量

3、特性參數(shù)未知，這種參數(shù)的不確定性和未知性給目標(biāo)航天器的精確姿態(tài)接管控制帶來了很大的挑戰(zhàn)。空間機(jī)器人抓捕目標(biāo)后形成的組合體屬于變參數(shù)變構(gòu)型的非線性強(qiáng)耦合時(shí)變系統(tǒng)，具有參數(shù)變化大、構(gòu)型突變、動(dòng)力學(xué)強(qiáng)耦合和目標(biāo)控制系統(tǒng)失效等新特性，而目前國內(nèi)外關(guān)于空間機(jī)器人目標(biāo)抓捕后姿態(tài)接管控制的研究很少，在理論研究和驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)方面都比較欠缺，且存在很多未解決的關(guān)鍵技術(shù)問題。因此，論文主要針對(duì)空間機(jī)器人目標(biāo)抓捕后姿態(tài)接管控制中涉及到的質(zhì)量特性參數(shù)辨識(shí)、控制系統(tǒng)

4、重構(gòu)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制重分配等方面的關(guān)鍵技術(shù)問題進(jìn)行了研究。論文的主要研究?jī)?nèi)容和研究成果如下：
　　首先，研究了空間機(jī)器人抓捕后目標(biāo)航天器的質(zhì)量特性參數(shù)辨識(shí)問題，提出一種基于機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)的目標(biāo)航天器質(zhì)量特性參數(shù)辨識(shí)方法。該辨識(shí)方法利用空間機(jī)械臂進(jìn)行大范圍運(yùn)動(dòng)來改變組合航天器系統(tǒng)的質(zhì)量分布，從而改變組合航天器的線速度和角速度，并分別利用線動(dòng)量守恒和角動(dòng)量守恒來辨識(shí)出目標(biāo)航天器質(zhì)量特性參數(shù)，包括質(zhì)量、質(zhì)心與慣量。該辨識(shí)方法僅需要空間機(jī)械臂進(jìn)

5、行較大范圍的運(yùn)動(dòng)即可辨識(shí)，不需要消耗航天器上寶貴的噴氣燃料；同時(shí)，該辨識(shí)方法還實(shí)現(xiàn)了質(zhì)量、質(zhì)心與慣量等辨識(shí)參數(shù)的相互解耦，僅需要測(cè)量航天器的速度，而不是加速度和力，可操作性強(qiáng)，辨識(shí)精度較高。
　　其次，研究了控制系統(tǒng)失效和確定模型目標(biāo)航天器的姿態(tài)穩(wěn)定接管控制問題，提出了一種基于反作用輪控制系統(tǒng)重構(gòu)的目標(biāo)航天器姿態(tài)穩(wěn)定接管控制方法。該方法采用??穩(wěn)定度設(shè)計(jì)的SDRE(Sate-Dependent Riccati Equation)控

6、制方法來重構(gòu)服務(wù)航天器的姿態(tài)控制律，并通過?-D求解方法得到SDRE控制器的次最優(yōu)控制律，然后采用偽逆控制分配算法將姿態(tài)重構(gòu)控制律給出的期望控制量在服務(wù)航天器的各反作用輪之間進(jìn)行控制力矩重分配，實(shí)現(xiàn)對(duì)控制系統(tǒng)失效目標(biāo)航天器的姿態(tài)穩(wěn)定接管控制。該方法能夠使系統(tǒng)的閉環(huán)極點(diǎn)按要求遠(yuǎn)離虛軸，具有更好的穩(wěn)定性，且大幅度減少了計(jì)算量，具有較高的實(shí)時(shí)性。但是，考慮反作用輪控制力矩有限，容易飽和，而機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)對(duì)組合體平臺(tái)產(chǎn)生的較大耦合力矩可以作為姿態(tài)控

7、制力矩，因此，針對(duì)目標(biāo)航天器姿態(tài)偏差較大情況，提出一種基于機(jī)械臂耦合力矩評(píng)估的目標(biāo)航天器姿態(tài)穩(wěn)定接管控制方法。該方法采用CPSO算法來尋找機(jī)械臂的最優(yōu)姿態(tài)調(diào)整軌跡，并通過機(jī)械臂耦合力矩評(píng)估的反作用輪控制補(bǔ)償?shù)姆绞?，?shí)現(xiàn)對(duì)控制系統(tǒng)失效目標(biāo)航天器的姿態(tài)穩(wěn)定接管控制。該方法充分利用了機(jī)械臂耦合力矩大的特點(diǎn)，避免了傳統(tǒng)姿態(tài)控制中反作用輪控制力矩有限，易出現(xiàn)飽和等缺點(diǎn)，且不需要消耗燃料。
　　然后，研究了控制系統(tǒng)失效和未知模型目標(biāo)航天器的姿

8、態(tài)機(jī)動(dòng)接管控制問題，提出一種基于推力器控制系統(tǒng)重構(gòu)的目標(biāo)航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)接管控制方法。該方法通過參數(shù)線性化方法從Lagrange動(dòng)力學(xué)方程中分離出組合航天器的未知慣量參數(shù)，并采用改進(jìn)的自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆控制技術(shù)來重構(gòu)服務(wù)航天器的姿態(tài)接管控制律，然后考慮到控制輸入受限問題，通過零空間修正偽逆的控制分配算法將姿態(tài)重構(gòu)控制律給出的期望控制量在服務(wù)航天器的各推力器之間進(jìn)行推力重分配，實(shí)現(xiàn)對(duì)控制系統(tǒng)失效和未知模型目標(biāo)航天器的姿態(tài)機(jī)動(dòng)接管控制。該方法不僅能

9、夠保證位置跟蹤誤差和速度跟蹤誤差全局收斂，而且克服了傳統(tǒng)偽逆法難以考慮的控制輸入受限問題，能夠滿足航天器的在軌實(shí)時(shí)性要求。
　　最后，研究了部分執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效和不確定模型目標(biāo)航天器的姿態(tài)機(jī)動(dòng)接管控制問題，提出一種基于冗余推力器動(dòng)態(tài)控制分配的目標(biāo)航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)接管控制方法。該方法采用指令濾波 Backstepping控制來重構(gòu)服務(wù)航天器的姿態(tài)接管控制律，并利用Lyapunov方法分析系統(tǒng)穩(wěn)定性，然后考慮到燃料消耗和控制輸入受限問題，通

10、過基于約束最優(yōu)二次規(guī)劃的動(dòng)態(tài)控制分配算法來對(duì)服務(wù)航天器和目標(biāo)航天器推力器進(jìn)行推力重分配，實(shí)現(xiàn)對(duì)部分執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效和不確定模型目標(biāo)航天器的姿態(tài)機(jī)動(dòng)接管控制；最后從燃料消耗角度考慮，與僅采用服務(wù)航天器推力器對(duì)目標(biāo)航天器進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)接管控制方法進(jìn)行了比較。該方法不僅能夠?qū)ν屏ζ鬟M(jìn)行幅值和速度限制約束，避免航天器受到推力器噴氣羽流沖擊影響，而且在特定冗余推力器構(gòu)型下，可以充分利用服務(wù)航天器的推力器和目標(biāo)航天器的部分推力器對(duì)目標(biāo)航天器進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)接