本申請(qǐng)涉及航天器控制，特別涉及一種耦合飛輪動(dòng)力學(xué)的航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法。

背景技術(shù)：

1、航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制是指通過控制保證所有航天器姿態(tài)保持相對(duì)指向或最終趨向一致。其在合成孔徑成像、重力場(chǎng)測(cè)量和三維立體成像等編隊(duì)任務(wù)中的重要作用而備受關(guān)注。當(dāng)前對(duì)于航天器姿態(tài)協(xié)同控制問題的研究存在多種方法。比如針對(duì)編隊(duì)旋轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)中保持多航天器姿態(tài)對(duì)齊的要求，現(xiàn)有研究中給出了包括減小姿態(tài)誤差、保持姿態(tài)一致和繞規(guī)定軸旋轉(zhuǎn)三個(gè)行為相疊加的控制律，以及無需角速度信息的無源性動(dòng)態(tài)控制律?，F(xiàn)有研究還給出了基于虛擬結(jié)構(gòu)的航天器分散化控制機(jī)制，實(shí)現(xiàn)在編隊(duì)機(jī)動(dòng)中保持嚴(yán)格相對(duì)位置和姿態(tài)構(gòu)形。

2、動(dòng)量交換執(zhí)行機(jī)構(gòu)，特別是飛輪，是一種環(huán)保、節(jié)能的航天器姿態(tài)控制裝置，在單航天器控制中得到了深入研究。如共面雙飛輪-單噴氣的配置方案，通過雙飛輪組合穩(wěn)定航天器的角速度，使得航天器到達(dá)預(yù)期姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)燃料全局最省。然而，現(xiàn)有的航天器姿態(tài)協(xié)同控制研究大多將航天器簡(jiǎn)化為剛體，并未考慮到動(dòng)量交換執(zhí)行機(jī)構(gòu)的作用。少數(shù)姿態(tài)協(xié)同控制研究中考慮了飛輪作用，如研究了考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)構(gòu)型不對(duì)稱的柔性航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制問題，設(shè)計(jì)了一種積分型滑模自適應(yīng)控制律，一種魯棒抗飽和分布式姿態(tài)協(xié)同控制器，使姿態(tài)和角速度能夠在有限時(shí)間內(nèi)精確跟蹤期望的時(shí)變指令。但這些研究在控制律設(shè)計(jì)時(shí)并未考慮飛輪與航天器動(dòng)力學(xué)的耦合，且不利于實(shí)現(xiàn)航天器編隊(duì)姿態(tài)的高精度分布式協(xié)同控制。由此可見，現(xiàn)有的航天器協(xié)同控制方法存在航天器編隊(duì)的姿態(tài)控制合理性低的問題。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本申請(qǐng)?zhí)峁┝艘环N耦合飛輪動(dòng)力學(xué)的航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法，可以解決航天器編隊(duì)的姿態(tài)控制合理性低的問題。

2、第一方面，本申請(qǐng)實(shí)施例提供了一種耦合飛輪動(dòng)力學(xué)的航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法，該姿態(tài)協(xié)同控制方法包括：

3、獲取目標(biāo)航天器編隊(duì)中每個(gè)航天器當(dāng)前時(shí)刻的角速度、姿態(tài)和飛輪的角速度，并根據(jù)每個(gè)航天器的角速度、姿態(tài)和飛輪的角速度構(gòu)建每個(gè)航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程；航天器為使用飛輪的航天器，姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程用于描述航天器的姿態(tài)信息、飛輪信息和控制信息；

4、分別針對(duì)每個(gè)航天器，根據(jù)航天器的角速度和飛輪的角速度獲取航天器的哈密頓能量函數(shù)，并根據(jù)所有航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程計(jì)算航天器的領(lǐng)航員估計(jì)狀態(tài)；哈密頓能量函數(shù)用于描述航天器在當(dāng)前時(shí)刻的角動(dòng)能和飛輪的角動(dòng)能，領(lǐng)航員估計(jì)狀態(tài)用于描述航天器的期望狀態(tài)；

5、根據(jù)所有航天器的哈密頓能量函數(shù)以及姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，構(gòu)建目標(biāo)航天器編隊(duì)的ph方程；ph方程用于描述目標(biāo)航天器編隊(duì)的系統(tǒng)控制器與所有航天器的姿態(tài)之間的關(guān)系；

6、基于所有航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程、所有航天器的領(lǐng)航員估計(jì)狀態(tài)構(gòu)建目標(biāo)航天器編隊(duì)的期望哈密頓函數(shù)；期望哈密頓函數(shù)用于描述每個(gè)航天器的姿態(tài)誤差，以及每?jī)蓚€(gè)航天器之間的相對(duì)姿態(tài)誤差；

7、根據(jù)ph方程和期望哈密頓函數(shù)，利用ida-pbc算法計(jì)算得到目標(biāo)航天器編隊(duì)的系統(tǒng)控制器方程，并基于系統(tǒng)控制器方程獲取每個(gè)航天器的控制律方程；

8、分別針對(duì)每個(gè)航天器，利用航天器的控制律方程對(duì)航天器進(jìn)行控制。

9、第二方面，本申請(qǐng)實(shí)施例提供了一種耦合飛輪動(dòng)力學(xué)的航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制裝置，包括：

10、獲取模塊，用于獲取目標(biāo)航天器編隊(duì)中每個(gè)航天器當(dāng)前時(shí)刻的角速度、姿態(tài)和飛輪的角速度，并根據(jù)每個(gè)航天器的角速度、姿態(tài)和飛輪的角速度構(gòu)建每個(gè)航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程；航天器為使用飛輪的航天器，姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程用于描述航天器的姿態(tài)信息、飛輪信息和控制信息；

11、第一計(jì)算模塊，用于分別針對(duì)每個(gè)航天器，根據(jù)航天器的角速度和飛輪的角速度獲取航天器的哈密頓能量函數(shù)，并根據(jù)所有航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程計(jì)算航天器的領(lǐng)航員估計(jì)狀態(tài)；哈密頓能量函數(shù)用于描述航天器在當(dāng)前時(shí)刻的角動(dòng)能和飛輪的角動(dòng)能，領(lǐng)航員估計(jì)狀態(tài)用于描述航天器的期望狀態(tài)；

12、第一構(gòu)建模塊，用于根據(jù)所有航天器的哈密頓能量函數(shù)以及姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，構(gòu)建目標(biāo)航天器編隊(duì)的ph方程；ph方程用于描述目標(biāo)航天器編隊(duì)的系統(tǒng)控制器與所有航天器的姿態(tài)之間的關(guān)系；

13、第二構(gòu)建模塊，用于基于所有航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程、所有航天器的領(lǐng)航員估計(jì)狀態(tài)構(gòu)建目標(biāo)航天器編隊(duì)的期望哈密頓函數(shù)；期望哈密頓函數(shù)用于描述每個(gè)航天器的姿態(tài)誤差，以及每?jī)蓚€(gè)航天器之間的相對(duì)姿態(tài)誤差；

14、第二計(jì)算模塊，用于根據(jù)ph方程和期望哈密頓函數(shù)，利用ida-pbc算法計(jì)算得到目標(biāo)航天器編隊(duì)的系統(tǒng)控制器方程，并基于系統(tǒng)控制器方程獲取每個(gè)航天器的控制律方程；

15、控制模塊，用于分別針對(duì)每個(gè)航天器，利用航天器的控制律方程對(duì)航天器進(jìn)行控制。

16、第三方面，本申請(qǐng)實(shí)施例提供了一種終端設(shè)備，包括存儲(chǔ)器、處理器以及存儲(chǔ)在存儲(chǔ)器中并可在處理器上運(yùn)行的計(jì)算機(jī)程序，該處理器執(zhí)行上述計(jì)算機(jī)程序時(shí)實(shí)現(xiàn)上述的耦合飛輪動(dòng)力學(xué)的航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法。

17、第四方面，本申請(qǐng)實(shí)施例提供了一種計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)，該計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)存儲(chǔ)有計(jì)算機(jī)程序，該計(jì)算機(jī)程序被處理器執(zhí)行時(shí)實(shí)現(xiàn)上述的耦合飛輪動(dòng)力學(xué)的航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法。

18、本申請(qǐng)的上述方案有如下的有益效果：

19、在本申請(qǐng)的實(shí)施例中，通過獲取目標(biāo)航天器編隊(duì)中每個(gè)航天器當(dāng)前時(shí)刻的角速度、姿態(tài)和飛輪的角速度，并根據(jù)每個(gè)航天器的角速度、姿態(tài)和飛輪的角速度構(gòu)建每個(gè)航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，然后分別針對(duì)每個(gè)航天器，根據(jù)航天器的角速度和飛輪的角速度獲取航天器的哈密頓能量函數(shù)，并根據(jù)所有航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程計(jì)算航天器的領(lǐng)航員估計(jì)狀態(tài)，再根據(jù)所有航天器的哈密頓能量函數(shù)以及姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，構(gòu)建目標(biāo)航天器編隊(duì)的ph方程，然后基于所有航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程、所有航天器的領(lǐng)航員估計(jì)狀態(tài)構(gòu)建目標(biāo)航天器編隊(duì)的期望哈密頓函數(shù)，再根據(jù)ph方程和期望哈密頓函數(shù)，利用ida-pbc算法計(jì)算得到目標(biāo)航天器編隊(duì)的系統(tǒng)控制器方程，并基于系統(tǒng)控制器方程獲取每個(gè)航天器的控制律方程，最后分別針對(duì)每個(gè)航天器，利用航天器的控制律方程對(duì)航天器進(jìn)行控制。其中，根據(jù)航天器的飛輪角動(dòng)量構(gòu)建姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，使得姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程中耦合了飛輪的動(dòng)力學(xué)信息，提高方程對(duì)航天器狀態(tài)的表述準(zhǔn)確性和合理性，基于準(zhǔn)確且合理的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程得到的領(lǐng)航員估計(jì)狀態(tài)的精確性高，能夠?yàn)楹教炱魈峁┚_的期望狀態(tài)，進(jìn)而提高期望哈密頓函數(shù)的準(zhǔn)確性，根據(jù)準(zhǔn)確性高的期望哈密頓函數(shù)得到的航天器控制律方程的合理性提高，進(jìn)而使得對(duì)航天器編隊(duì)的姿態(tài)控制的合理性提高，并能使誤差收斂速度更快，構(gòu)型保持更穩(wěn)定。

20、本申請(qǐng)的其它有益效果將在隨后的具體實(shí)施方式部分予以詳細(xì)說明。

技術(shù)特征：

1.一種耦合飛輪動(dòng)力學(xué)的航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法，其特征在于，包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法，其特征在于，所述姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程為：

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法，其特征在于，所述哈密頓能量函數(shù)為：

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法，其特征在于，所述根據(jù)所有航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程計(jì)算所述航天器的領(lǐng)航員估計(jì)狀態(tài)，包括：

5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法，其特征在于，所述根據(jù)所有航天器的哈密頓能量函數(shù)以及姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，構(gòu)建所述目標(biāo)航天器編隊(duì)的ph方程，包括：

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法，其特征在于，所述編隊(duì)系統(tǒng)哈密頓能量函數(shù)為：

7.根據(jù)權(quán)利要求4所述的航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法，其特征在于，所述期望哈密頓函數(shù)為：

8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法，其特征在于，所述根據(jù)所述ph方程和所述期望哈密頓函數(shù)，利用ida-pbc算法計(jì)算得到目標(biāo)航天器編隊(duì)的系統(tǒng)控制器方程，包括：

9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法，其特征在于，所述匹配方程為：

10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法，其特征在于，所述每個(gè)所述航天器的控制律方程為：

技術(shù)總結(jié)
本申請(qǐng)涉及航天器控制技術(shù)領(lǐng)域，提供了一種耦合飛輪動(dòng)力學(xué)的航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法，該方法包括：根據(jù)航天器的角動(dòng)能和飛輪的角動(dòng)能獲取哈密頓能量函數(shù)，并根據(jù)姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程計(jì)算領(lǐng)航員估計(jì)狀態(tài)；根據(jù)所有哈密頓能量函數(shù)以及姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，構(gòu)建目標(biāo)航天器編隊(duì)的PH方程；基于所有航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程、所有航天器的領(lǐng)航員估計(jì)狀態(tài)構(gòu)建目標(biāo)航天器編隊(duì)的期望哈密頓函數(shù)；根據(jù)PH方程和期望哈密頓函數(shù)，利用IDA?PBC算法計(jì)算得到目標(biāo)航天器編隊(duì)的系統(tǒng)控制器方程，并基于系統(tǒng)控制器方程獲取航天器的控制律方程；利用航天器的控制律方程對(duì)航天器進(jìn)行控制。本申請(qǐng)的方法能夠提高航天器編隊(duì)控制的合理性。

技術(shù)研發(fā)人員：劉俊,陳琪鋒
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中南大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/11/14