一种考虑可视性约束的航天器编队-尊龙凯时官方app下载

文档序号:36404730发布日期:2023-12-16 10:44阅读:11来源:国知局
一种考虑可视性约束的航天器编队
一种考虑可视性约束的航天器编队6dof输出反馈控制方法
技术领域
1.本发明涉及一种考虑可视性约束的航天器编队控制方法,属于航天器编队控制领域



背景技术:

2.随着空间技术的发展,对空间高轨道上具有高价值的或奇特的失效航天器进行在轨服务已经成为一项不可或缺的技术

而相对轨道-姿态跟踪控制则是航天器交会对接

高精度在轨监测等在轨服务操作的关键使能技术

针对失效航天器,其可视为已知特征的非合作目标,通常用基于视觉的传感器来测量航天器之间的相对位姿,但视觉传感器缺乏直接的线速度和角速度测量

目前已进行的空间近距离在轨服务操作的研究都默认可以直接获取线速度和角速度信息,但由于传感器故障或星上成本受限,速度测量信息可能无法获得

3.针对速度信息不可测的问题,一般有两种应对方案,一是采用观测器对速度信息进行估计,二是利用滤波器或者动力学辅助系统为闭环系统提供阻尼

针对角速度不可知的情况,现有的分布式有限时间姿态协同控制方案,使用有限时间分布式观测器使得编队内所有的航天器可以实现在无角速度测量的情况下跟踪时变的参考姿态

现有的基于状态观测器提出的固定时间稳定的控制器,可以运用到更一般的二阶系统,然而其并未考虑相对线速度不可知的情况

前述方法皆无法直接推广到
6dof(six degrees of freedom tracking
,六自由度跟踪
)
速度信息不可知的情况中

为了解决通信约束下二阶多智能体系统的无碰撞编队跟踪过程中智能体的速度和加速度不可用的问题,高增益连续-离散时间观测器被用来从离散位置数据估计智能体及其邻居在连续时间内的位置和速度

虽然上述基于观测器的输出反馈控制器能实现航天器位姿机动的目标,但其设计的观测器结构复杂,且需要未知的模型信息以实现准确估计,这使得其在工程实践方面并不友好

4.另一种解决速度信息不可测的方法是设计滤波器或者动力学辅助系统

针对无需角速度测量信息的情况,基于四元数形式的动力学辅助系统可用于角速度的间接渐近估计,为闭环系统提供必要的阻尼以解决角速度信息不可测时的航天器姿态跟踪问题

进一步地,可通过构造分布式四元数滤波器解决多智能体姿态一致性问题

基于该思想,一种无角速度的姿态跟踪控制框架被提出,该方法以欧拉角表示姿态运动学,可以在线实时实施

它不需要昂贵的在线计算,使其能够方便地应用于实际的大角度姿态跟踪机动

同样,为了解决刚体的无速度主从合作姿态跟踪问题,一种基于局部信息交换的分布式控制算法被提出,其利用非线性流形
so(3)
用于表示刚体的姿态,设计了两个由指定输入驱动的辅助系统来解决绝对角速度和相对角速度不可得的问题,但其同样无法直接运用于
6dof
速度未知的问题中

5.以上方法仅考虑了单独的角速度信息或线速度信息不可测的情形,并未考虑轨道-姿态耦合情形下的速度信息全部缺失的情况

与航天器接近机动的现有工作不同,一种自适应输出反馈安全控制方案被用来实现位置和姿态的同时跟踪,该方案消除了对全状态
反馈的需要
(
即,只有姿态和位置跟踪误差可用
)
,同时保证在整个接近过程中两个航天器之间不会发生碰撞

然而该方法需要为位姿估计分别设计观测器,不适用于位姿耦合的情形

为避免上述问题,在基于对偶四元数建立的刚体航天器
6dof
动力学模型的基础上,一种不需要相对线速度和角速度测量的位姿跟踪控制器被提出

6.在工程实践中,通常存在各种状态约束限制航天器的位姿运动

现有的研究考虑了不需要线速度信息时的安全接近问题

或者是无需角速度测量时运动约束下的姿态机动问题

如基于人工势函数提出的不使用速度信息的控制策略,可使所有追踪星实现控制目标的同时避免与其他智能体以及环境中的障碍物发生碰撞

然而,在没有速度信息的情况下,运动约束下的航天器姿态-轨道一体化控制的研究很少受到关注



技术实现要素:

7.针对现有航天器编队控制存在的问题,本发明提供一种考虑可视性约束的航天器编队
6dof
输出反馈控制方法

本发明提出了可用于运动约束下速度测量信息不可知的航天器位姿一体化控制方法

本发明的创新点在于,针对速度测量信息无法获得的情形,设计的输出反馈控制器不依赖观测器的设计,且对速度信息的估计过程中不需要模型信息,同时能保证位位姿运动满足相应的运动约束

8.本发明所述一种考虑可视性约束的航天器编队
6dof
输出反馈控制方法,该方法包括以下步骤:
9.s1、
基于李群
se(3)
建立追踪星相对空间失效目标航天器的动力学方程;
10.s2、
引入位形误差势函数以获取位形误差矢量;
11.s3、
建立可视性约束:构建保证目标时刻处于第k个追踪星的视野中的视场约束,及基于最大观测截面而建立的星间视线遮挡规避约束;
12.s4、
设计满足可视性约束的势函数;
13.s5、
建立基于李群
se(3)
的辅助动力系统;
14.s6、
构建基于辅助动力系统的航天器编队
6dof
输出反馈控制律:
[0015][0016]
式中:
[0017]
为追踪星与目标航天器间的运动约束势场在第k个追踪星上产生的控制量;
[0018][0019]
式中:表示求关于
(
·
)
的梯度,是第k个追踪星相对目标航天器姿态误差,表示第k个追踪星相对目标航天器的位置误差,为第k个追踪星相对目标航天器的期望姿态,为第k个追踪星相对目标航天器的期望位置;
(
·
)

表示映射,映射
(
·
)

:
表示将中的矩阵映射到同构的实空间vm
表示可见性约束势函数;
[0020]
为不与势函数相关的输出反馈控制器,
[0021][0022]
式中:
kf、k
l
为待设计的正定控制增益矩阵,且
[0023]
表示实际构型与期望构型之间的位形误差矢量,
[0024]
表示辅助系统相对实际运动系统的位形误差矢量,
[0025]
表示第k个追踪星上的重力作用项,
[0026]jk
,mk分别表示第k个追踪星的转动惯量与质量,
e3表示三阶单位阵;
[0027]
adg为李群
se(3)
上元素g的伴随算子,
ad
ξ

ξ
的伴随算子;
[0028][0029]
表示相对的速度,和分别表示相对于的转动速度与平动速度

[0030]
优选地,伴随算子
adg、ad
ξ
的矩阵表达式为:
[0031]
(
·
)
×
表示求取反对称矩阵,
[0032]
任意任意
ξ

[
ω v]
,其中
r∈so(3)
表示旋转矩阵,表示旋转矢量,表示旋转角速度,表示平动速度

[0033]
优选地,
s1
中的基于李群
se(3)
建立追踪星相对空间失效目标航天器的动力学方程为相对运动系统的动力学方程,表达式为:
[0034][0035]
式中:
[0036][0037]
式中,表示第k个追踪星的本体坐标系相对于目标航天器本体坐标系的速度矢量,和分别表示相对于的转动速度与平动速度;
[0038]rtk
为到的坐标转换矩阵,表示第k个追踪星相对于目标航天器的相对位置矢量在下的坐标,rit
表示目标航天器本体坐标系到地心惯性坐标系的坐标转换矩阵,rti
和分别为目标航天器和第k个追踪星在目标航天器本体坐标系下的位置矢量,
[0039]
表示相对的速度,和分别表示相对于的转动速度与平动速度;
[0040]
第k个追踪星上的重力作用项表示重力项,该矢量方向为从地心指向目标航天器或第k个追踪星的质心,
μ
表示地球的万有引力常数,
μ

398600.47km3/s2,rik
表示第k个追踪星的本体坐标系到地心惯性坐标系的坐标转换矩阵,
[0041]
表示作用在第k个追踪星上的外部干扰

[0042]
优选地,
s2
中的位形误差矢量包括实际构型与期望构型之间的位形误差矢量和辅助系统相对实际运动系统的位形误差矢量
[0043]
实际构型与期望构型之间的位形误差矢量按下式获取:
[0044][0045]
和分别表示相对姿态误差矢量和相对位置误差矢量;
[0046]
辅助系统相对实际运动系统的位形误差矢量按下式获取:
[0047][0048]
式中,rak
表示到第k个追踪星的本体坐标系的坐标转换矩阵,表示相对于的相对位置矢量在下的坐标,表示坐标系的估计

[0049]
优选地,
s3
建立可视性约束,其中构建保证目标时刻处于第k个追踪星的视野中的视场约束:
[0050][0051]
其中,
αk表示视线角,
αk=
arccos((x
p
)
t
xk)
,表示期望的
los
方向,表示在下第k个追踪星相对于目标航天器的位置矢量,
xk为下的单位向量,为追踪星的相机视场半顶角,对于fk
>0,表示目标航天器位于追踪星的视场内;
[0052]
其中,基于最大观测截面而建立的星间视线遮挡规避约束:
[0053]
[0054]
式中,表示判断视线是否遮挡的指标函数,
[0055][0056]
式中,
[0057]
一个目标航天器
t
以及n个追踪星共
n 1
个椭球体定义为椭球航天器集合rtj
第j个追踪星本体坐标系到的坐标转换矩阵,表示第j个追踪星相对于目标航天器的相对位置矢量在下的坐标,
[0058]wkj
表示对称矩阵,为第j个追踪星的相机视场半顶角,
ε
kj
为松弛变量且
0≤
ε
kj
≤1

[0059]
η
kj

(xs)
t
xc为视线遮挡规避约束的前置条件,表示第k个追踪星的方向,表示第j个追踪星的方向,当
η
kj
≤0
时,hkj
=1,第k个追踪星与第j个追踪星分别位于
mocs
的异侧,此时第k个追踪星与第j个追踪星之间无需考虑视线遮挡,对当hk
>0,表明第k个追踪星未遮挡第j个追踪星的视线

[0060]
优选地,
s4
中的设计满足可视性约束的势函数vm
为:
[0061]vm

φ
ak

ψk[0062]
其中,
φ
ak
为在
se(3)
上用于第k个追踪星与目标航天器之间的视场约束的势函数,
[0063][0064]
式中,
l
ak
为待设计的正常数,表示第k个追踪星与目标航天器之间姿态误差函数,
[0065]
当时,
φ
ak


,第k个追踪星将丢失对目标航天器的可视性;
[0066]
其中,
ψk为视线遮挡避免势函数,
[0067][0068]
式中,
γ
kj

κ
kj
为正常数,表示第k个追踪星与目标航天器之间位置误差函数;
[0069]
当第k个追踪星遮挡了第j个追踪星与目标航天器之间视线时,hkj
→0,
ψ
kj

∞。
[0070]
优选地,第k个追踪星与目标航天器之间姿态误差函数为:
[0071][0072]
第k个追踪星与目标航天器之间位置误差函数为:
[0073][0074]
优选地,
s5
中的基于李群
se(3)
的辅助动力系统用相对于的运动学方程表示:
[0075][0076]
式中,fka
表示系统矩阵;
[0077][0078]
中间变量
[0079]
为相对于的速度在下的表示

[0080]
本发明的有益效果:相比现有的以对目标航天器近距离定点详查为目的的研究,本发明应用场景更加广泛

不仅可以完成一对一在轨服务任务中的定点悬停观测,同时,在多星对同一目标航天器进行近距离操作的过程中,还可避免其他追踪星遮挡当前追踪星对目标航天器的观测视线

本发明针对速度测量信息无法获得的情形,设计了无需观测器的输出反馈控制方案,且对速度信息的估计过程中不需要模型信息

结合势函数设计的输出反馈控制策略,相比于其他基于优化的方法,在处理可视性约束时更加节省星上的计算资源

附图说明
[0081]
图1是本发明所述一种考虑可视性约束的航天器编队
6dof
输出反馈控制方法的结构示意图

[0082]
1、
目标航天器,
2、
第k个追踪星,
3、
追踪星之间可能的视线遮挡场景

具体实施方式
[0083]
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作出创造性劳动的前提下所获得的所有其它实施例,都属于本发明保护的范围

[0084]
需要说明的是,在不冲突的情况下,本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合

[0085]
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明,但不作为本发明的限定

[0086]
具体实施方式一:下面结合图1说明本实施方式,本实施方式所述一种考虑可视性约束的航天器编队
6dof
输出反馈控制方法,该方法包括以下步骤:
[0087]
s1、
基于李群
se(3)
建立追踪星相对空间失效目标航天器的动力学方程;
[0088]
s2、
引入位形误差势函数以获取位形误差矢量;
[0089]
s3、
建立可视性约束:构建保证目标时刻处于第k个追踪星的视野中的视场约束,及基于最大观测截面而建立的星间视线遮挡规避约束;
[0090]
s4、
设计满足可视性约束的势函数;
[0091]
s5、
建立基于李群
se(3)
的辅助动力系统;
[0092]
s6、
构建基于辅助动力系统的航天器编队
6dof
输出反馈控制律

[0093]
关于步骤
s1
,为了描述追踪星的运动情况,首先定义目标航天器本体坐标系原点位于目标航天质心,z轴沿着轨道面的法向,
x
轴沿着目标航天器轨道矢径的方向,y轴由右手定则决定

设有n颗追踪星,第k个追踪星的本体坐标系定义为原点位于追踪星的质心,其坐标轴沿着惯性主轴方向

表示地心惯性坐标系

本发明中,写在字符右上角的记号
(k,t,i)
分别表示该变量表达在相应坐标系下

[0094]
为了建立航天器姿轨一体化动力学模型,要实现表示姿态和轨道两种运动的参数和模型形式的统一

首先,将第k个追踪星相对目标的运动学方程表达成如下紧凑的形式
[0095][0096]
其中,表示追踪星相对目标航天器的位姿构型,rtk
为到的坐标转换矩阵

表示第k个追踪星相对于目标航天器的相对位置矢量在下的坐标,rit
表示目标航天器本体坐标系到地心惯性坐标系的坐标转换矩阵,rti
和分别为目标航天器和第k个追踪星在目标航天器本体坐标系下的位置矢量
(
矢量方向为从地心指向目标航天器的质心和第k个追踪星的质心
)。
和分别表示相对于的转动速度与平动速度

映射
(
·
)

:
表示将中的向量映射到同构的矩阵空间其中
(
·
)
×
表示求取反对称矩阵

[0097]
同时,对任意
ξ

[
ω v]
,其中
r∈so(3)
表示旋转矩阵,表示旋转矢量,表示旋转角速度,表示平动速度,定义两个伴随算子如下:
[0098][0099]
并有
[0100]
其次,当可直接测量得到两航天器的相对速度时,将相对运动系统的动力学方程表示为如下形式:
[0101][0102]
其中,jk
,mk分别表示第k个追踪星的转动惯量与质量,表示第k个追踪星的控制输入

表示相对的速度

表示第k个追
踪星上的重力作用项,表示重力项且形式如下
[0103][0104]rik
表示第k个追踪星的本体坐标系到地心惯性坐标系的坐标转换矩阵

[0105]
本发明的目标是设计一种控制策略,使得每个追踪星实现对目标航天器安全持续的特定跟踪

在整个任务过程中,所有的运动约束都应被遵守

[0106]
关于步骤
s2
,引入位形误差势函数以获取位形误差矢量;
[0107]
在进行运动约束分析之前,首先给出第k个追踪星与目标航天器的期望相对位形如下:
[0108][0109]
其中,为第k个追踪星相对目标航天器的期望姿态,为第k个追踪星相对目标航天器的期望位置

的设计必须满足不与运动约束相悖

[0110]
而后,选取群误差如下
[0111][0112]
其中,表示第k个追踪星相对目标航天器姿态误差,表示第k个追踪星相对目标航天器的位置误差

[0113]
因为式
(4)
中给出的期望位形是常值矩阵,所以,对式
(5)
求导可得
[0114][0115]
为了控制器设计方便,定义如下正定的
morse
势函数来评估第k个追踪星与目标航天器之间的位形误差
[0116][0117]
和分别表示姿态和位置部分的误差函数

[0118][0119]
其中,表示对求矩阵的迹

[0120][0121]

(7)
对时间求导可得
[0122][0123]
其中,位形误差函数的梯度也称为位形误差矢量,其形式如下所示
[0124][0125]
和分别表示相对姿态误差矢量和相对位置误差矢量

[0126]
辅助系统相对实际运动系统的位形误差矢量按下式获取:
[0127][0128]
式中,rak
表示到第k个追踪星的本体坐标系的坐标转换矩阵,表示相对于的相对位置矢量在下的坐标,表示坐标系的估计

[0129]
关于步骤
s3、
建立可视性约束,可视性约束函数vm
包括以下两部分:保证目标时刻处于第k个追踪星的视野中的视场约束,及基于最大观测截面而建立的星间视线遮挡规避约束

[0130]
可视性约束与势函数设计:
[0131]
为了方便星间相对位姿的测量,在下构建如下视场约束保证目标时刻处于第k个追踪星的视野中
[0132][0133]
其中,
αk表示视线角,
αk=
arccos((x
p
)
t
xk)
,表示期望的
los
方向,表示在下第k个追踪星相对于目标航天器的位置矢量,
xk为下的单位向量,为追踪星的相机视场半顶角,对于fk
>0,表示目标航天器位于追踪星的视场内

[0134]
当其他追踪星出现在第k个追踪星的视野中并对目标航天器进行遮挡时,这将大大影响第k个追踪星对目标的成像质量

为了增强视线遮挡规避约束对不同编队构型的适用性,将追踪星的视场与目标椭球包络相交得到的截面定义为追踪星在目标航天器上的最大可观测截面
(mocs

maximum observable cross-section)。
当两颗追踪星位于
mocs
的相对侧
(
如图1中的
zonea)
时,无需考虑视线遮挡

因此,构建的视线遮挡规避约束如下,
[0135][0136]
式中,表示判断视线是否遮挡的指标函数,
[0137][0138]
其中,表示椭球航天器集合,包括目标航天器
t
和n个
追踪星航天器

为第j个追踪星的相机视场半顶角,
ε
kj
为松弛变量且
0≤
ε
kj
≤1。
η
kj

(xs)
t
xc为视线遮挡规避约束的前置条件,表示第k个追踪星的方向,表示第j个追踪星的方向,当
η
kj
≤0
时,hkj
=1,第k个追踪星与第j个追踪星分别位于
mocs
的异侧,此时第k个追踪星与第j个追踪星之间无需考虑视线遮挡,对当hk
>0,表明第k个追踪星未遮挡第j个追踪星的视线

[0139]
关于步骤
s4、
设计满足可视性约束的势函数
[0140]
为了保证追踪星在任务过程中时刻满足这些运动约束,本步骤将提出基于
apf
的控制方法


se(3)
上用于第k个追踪星与目标航天器之间的视场约束的势函数被设计成如下形式
[0141][0142]
其中,
l
ak
为待设计的正常数,表示第k个追踪星与目标航天器之间姿态误差函数,
[0143]
当时,
φ
ak


,第k个追踪星将丢失对目标航天器的可视性

[0144]
为了保证星间视线遮挡规避约束时刻成立,设计视线遮挡避免势函数如下
[0145][0146]
其中,
γ
kj

κ
kj
为正常数,表示第k个追踪星与目标航天器之间位置误差函数

当第k个追踪星遮挡了第j个追踪星与目标航天器之间视线时,hkj
→0,
ψ
kj

∞。
[0147]
令vm

φ
ak

ψk,对式
(15)

(16)
求导,整理可得如下形式
[0148][0149]
为了书写简便,令表示vm
的黎曼梯度

[0150]
简写为:
[0151]
关于步骤
s5、
建立基于李群
se(3)
的辅助动力系统
[0152]
当追踪星的角速度信息不可测时,无法利用追踪星与目标航天器的相对速度信息进行控制器设计

为此,本发明在
se(3)
上设计辅助动力学系统对进行间接估计

定义坐标系表示坐标系的估计,将相对于的位形记为gat

辅助动力学系统定义如下
[0153][0154]
其中,为辅助动力系统的输入,是一个待设计的参数

为了描述辅助动力系统与
实际相对运动系统的误差,定义误差相对位形rak
表示到的坐标转换矩阵,表示相对于的相对位置矢量在下的坐标

并且误差相对位形满足如下的关系式
[0155][0156][0157]
为相对于的速度在下的表示

相似地,为了设计控制器更方便,利用如下与式
(8)

(9)
同形式的位形势函数
ψ
(g
ka
)
来衡量辅助动力系统与实际相对运动系统的位形偏差

[0158][0159]
ψr(r
ak
)、
分别表示姿态和位置部分的误差函数;
[0160]
对式
(19)
进行改写,得到相对于的运动学方程如下
[0161][0162]
其中,表示辅助系统相对实际运动系统的位形误差矢量,
[0163][0164]
式中,fka
表示系统矩阵;
[0165][0166]
中间变量
[0167]
为相对于的速度在下的表示

[0168]

(22)
用于衡量辅助动力系统对真实系统的估计状况,当即这意味着在下,本发明设计的辅助动力系统的输入能够逼近到系统真实的相对速度,也即
[0169]
关于步骤
s6、
构建基于辅助动力系统的航天器编队
6dof
输出反馈控制律:
[0170]
本步骤将为追踪星设计一个输出反馈控制器,用以控制每颗追踪星到达各自的期望状态,以便开展相应的观测任务

同时,在抵达期望状态的过程中,追踪星需要遵守运动约束
(12)

(13)。
该控制律作用下的相对运动系统是几乎全局渐进收敛的

控制律设计成如下形式:
[0171][0172][0173][0174]
其中,为不与势函数相关的输出反馈控制器

中的第一项表示位形误差反馈项,第二项表示辅助动力学系统与实际运动系统的相对位形反馈项,表示已知的重力作用项,最后两项表示非线性前馈项

为追踪星与目标航天器间的运动约束势场在第k个追踪星上产生的控制量

为待设计的正定控制增益矩阵

表示求关于的梯度,表示求关于的梯度

[0175]
下面给出辅助动力系统的输入的设计流程

首先,定义
lyapunov
候选函数如下
[0176][0177]
对式
(26)
求导并代入相关项,经过推导可得
[0178][0179]
对上式在
[0,t]
内求定积分可得
[0180][0181]
不难发现,式
(28)
是标准的耗散不等式,v为储能函数,为耗散系统的输入,为耗散系统的输出

也即
(18)
通过储能函数v构造了一个从到的无源映射,
v(t)、v(0)

[0,t]
两个端点值

那么,通过设计辅助动力系统的输入,可以为闭环系统注入阻尼,并保证系统的稳定性

因此,被设计为如下形式
[0182][0183]
其中,为常值增益矩阵

[0184]
根据伴随算子的定义式
(24)
中表示为:
[0185][0186]
虽然在本文中参照了特定的实施方式来描述本发明,但是应该理解的是,这些实施例仅仅是本发明的原理和应用的示例

因此应该理解的是,可以对示例性的实施例进行许多修改,并且可以设计出其他的布置,只要不偏离所附权利要求所限定的本发明的精神和范围

应该理解的是,可以通过不同于原始权利要求所描述的方式来结合不同的从属权利要求和本文中所述的特征

还可以理解的是,结合单独实施例所描述的特征可以使用在
其它所述实施例中

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