一种燃料消耗最优的组合航天器操控方法、计算机可读存储介质及空间机器人与流程

1.本发明属于航天器操控技术领域，具体涉及一种燃料消耗最优的组合航天器操控方法、计算机可读存储介质及空间机器人。


背景技术：

2.在上个世纪，空间科学和技术取得了巨大的飞跃，将各种航天器送入轨道，如今，这些航天器大多不再起作用，被归类为空间碎片。在过去几年里，空间碎片的数量以越来越快的速度增长，已经对空间安全造成了严重威胁，并阻碍了空间应用的进一步发展。
3.因此有必要通过空间机器人对空间碎片进行收集来净化太空。由于空间碎片不具备姿态稳定能力，在太阳辐射力矩与重力梯度力矩作用下，通常处于旋转状态，空间碎片在被成功抓捕后与空间机器人构成组合航天器并且具有初始角动量，使得组合航天器开始时处于不稳定状态，因此，为实现空间碎片的清理，首先必需使组合航天器稳定。
4.考虑到空间机器人的姿态控制系统能力有限，如何在有限力矩输出条件下实现燃料消耗最优的组合来使组合航天器消旋，是空间碎片清理领域中一个非常具有挑战性的课题。
5.航天器姿态最优控制作为一个连续过程的优化问题，传统上采用泛函法，本质是泛函求解极值问题，常用的方法包括直接法和间接法，其中，直接法是通过对系统参数进行离散化，从而将泛函极值问题转化为参数优化问题，直接法由于其不依靠一阶必要条件，导致其计算精度不高，很容易收敛于局部最优解；间接法是基于极小值原理，将问题转化为两点边值求解，虽然间接法比直接法具有更高的准确性，但其推导过程复杂，对协态变量的迭代初值精度要求高。因此有必要研究航天器燃料最优控制中具有更宽的收敛域及更好的数值稳定性方法。


技术实现要素：

6.本发明旨在提供一种燃料消耗最优的组合航天器操控方法、计算机可读存储介质及空间机器人，解决现有技术中空间机器人的燃料消耗优化效果不好的技术问题。
7.为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案：
8.提供一种燃料消耗最优的组合航天器操控方法，包括：
9.(1)空间机器人抓捕非合作自旋目标，所述空间机器人与所述非合作自旋目标形成组合航天器，建立所述组合航天器的运动学模型与姿态动力学模型；
10.(2)预先设计所述组合航天器的消旋轨迹，将消旋时间设计为可调节参数，通过调节消旋时间，达到调节消旋力矩的目的；然后对所述消旋轨迹进行优化，以减少燃料消耗；
11.(3)控制所述空间机器人的推力器跟踪预设并优化后的消旋轨迹。
12.优选的，在所述步骤(1)中，所述建立所述组合航天器的运动学模型与姿态动力学模型包括：
13.(1-1)：采用修正罗德里格斯参数建立所述组合航天器的运动学模型：
[0014][0015]
式(1)中，σ＝[σ
1 σ
2 σ3]
t
∈r3为修正罗德里格斯参数，ω＝[ω
1 ω
2 ω3]
t
∈r3为惯性坐标系下表示的组合航天器的角速度，ω0为轨道角速度，g(σ)为运动学矩阵，c2(σ)为轨道坐标系到本体坐标系方向余弦矩阵的第二列，具体表示为：
[0016][0017][0018]
σ＝1-σ
t
σ
[0019]
(1-2)：所述组合航天器的姿态动力学方程为：
[0020][0021]
式(2)中，i为所述组合航天器的惯量，tc为所述空间机器人的控制力矩，td为所述组合航天器的扰动力矩；
[0022]
考虑到非合作自旋目标具有动力学参数未知的特性，虽然可以通过参数辨识的方法获得，但仍然具有一定的不确定性，则具有惯量不确定性的组合航天器姿态动力学模型进一步表示为：
[0023][0024]
式(3)中
[0025][0026]
该式中，i
*
为建模惯量，δi为建模惯量误差，真实惯量i的逆表示为i-1
＝i
*-1
+δi
*
，ω
×
为ω的反对称矩阵，e3为3阶单位矩阵。
[0027]
优选的，在所述步骤(2)具体包括：
[0028]
(2-1)：采用5阶多项式预先设计所述消旋轨迹：
[0029][0030]
式(4)中，a
0i
～a
5i
为多项式系数，t∈[t0,tf]为时间变量，t0为消旋开始时间，tf为消旋结束时间，σ
i i＝1,2,3表示姿态的修正罗德里格斯参数；
[0031]
消旋的初始姿态σi(t0)、初始姿态微分初始角加速度以及消旋结束后姿态变化率与角加速度为已知，初始约束与结束约束可以表示为：
[0032][0033]
将约束关系方程(5)代入多项式(4)可得：
[0034][0035]
式(6)中，b＝[b1,b2,b3]
t
为待优化参数；
[0036]
(2-2)：采用粒子群优化算法对参数进行优化：
[0037]
代价函数设计为：
[0038][0039]
优化结果为：b＝[0.274 0.522 0.502]
t
。
[0040]
优选的，所述步骤(3)具体包括：
[0041]
(3-1)：控制器设计：
[0042]
初始跟踪偏差包括姿态偏差z1与角速度偏差z2，分别定义为：
[0043]
z1＝σ-σd，z2＝ω-α1[0044]
式(8)中，σd为期望姿态，α1为虚拟控制输入；
[0045]
第一步：对z1进行求导可得
[0046][0047]
选择二次型lyapunov函数为：
[0048][0049]
对式(10)进行求导可得：
[0050][0051]
将式(9)代入式(11)中可得：
[0052][0053]
选择虚拟控制输入α1为：
[0054][0055]
式中：为控制器设计参数；则式(12)中的lyapunov微分函数变为：
[0056]
[0057]
第二步：对z2进行微分可得：
[0058][0059]
式中：
[0060][0061][0062]
选择二次型lyapunov函数为：
[0063][0064]
对式进行求导可得：
[0065][0066]
基于式，选取控制输入tc为：
[0067][0068]
式中：为控制器设计参数；从而式变为：
[0069][0070]
根据李雅普诺夫定理和拉萨尔不变性原理可知，跟踪误差(z1,z2)＝0，表明设计的控制器全局渐近稳定；
[0071]
(3-2)：控制力分配：
[0072]
控制器输出的控制力矩要分配在空间机器人的推力器上，控制推力器输出实现组合航天器消旋，表示为：
[0073][0074]
式中，γ为正定调节矩阵，f为推力器推力，a为推力器配置矩阵，采用伪逆法求解最优分配问题，式解为：
[0075]
f＝γa
t
(aγa
t
)-1
tc[0076]
基于此，推力器输出产生消旋力矩，实现组合航天器消旋。
[0077]
本发明还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序可由处理器执行完成上述任一项所述的燃料消耗最优的组合航天器操控方法。
[0078]
本发明还提供一种空间机器人，所述空间机器人中设有处理器、存储器，所述存储
器用于存储所述处理器可执行的指令，所述处理器被配置为执行上述任一项所述的燃料消耗最优的组合航天器操控方法。
[0079]
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
[0080]
1、该燃料消耗最优的组合航天器操控方法先建立组合航天器的运动学模型与姿态动力学模型，然后预先设计组合航天器的消旋轨迹，将消旋时间设计为可调节参数，通过调节消旋时间，达到调节消旋力矩的目的；然后对消旋轨迹进行优化，以减小最大消旋力矩，并提高消旋效率；最后控制空间机器人的推力器跟踪预设并优化后的消旋轨迹。该方法采用控制理论结合智能算法，将姿态变化率导数作为优化指标，消旋时间作为调节变量，避免了传统方法将角速度等于零作为控制目标所导致的输出力矩饱和带来的燃料消耗得不到良好控制。
[0081]
2、本发明的控制器设计中考虑了目标动力学参数的不确定性，引入虚拟控制量，在目标参数辨识存在误差的条件下，仍然能够实现组合航天器消旋，具有很强的跟踪精度和鲁棒性，在对航天器燃料最优控制中，具有更宽的收敛域及更好的数值稳定性。
[0082]
3、本发明采用5阶多项式设计消旋轨迹，提高了消旋轨迹的平滑度。
[0083]
4、本发明采用智能算法对消旋轨迹进行优化，以姿态变化率导数作为优化指标，减小了最大输出力矩，有效提高了消旋效率，节约了推力器的宝贵燃料。
附图说明
[0084]
附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。在附图中：
[0085]
图1为本发明燃料消耗最优的组合航天器操控方法的流程图。
[0086]
图2为采用本发明燃料消耗最优的组合航天器操控方法模拟航天器控制时多项式系数优化的示意图。
[0087]
图3为采用本发明燃料消耗最优的组合航天器操控方法模拟航天器控制时不同组合航天器的消旋轨迹图。
[0088]
图4为采用本发明燃料消耗最优的组合航天器操控方法模拟航天器控制时消旋过程中推力器产生推力示意图。
[0089]
图5为采用本发明燃料消耗最优的组合航天器操控方法模拟航天器控制与优化前燃料消耗对比图。
具体实施方式
[0090]
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做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0091]
在一个实施例中，提供一种燃料消耗最优的组合航天器操控方法，请参阅图1至图5。
[0092]
该燃料消耗最优的组合航天器操控方法包括以下步骤：
[0093]
s100、空间机器人抓捕非合作自旋目标，空间机器人与非合作自旋目标形成组合
航天器，建立组合航天器的运动学模型与姿态动力学模型。
[0094]
这里的非合作自旋目标比如可以是太空中的空间碎片，通过双臂空间机器人收集空间碎片。
[0095]
在本步骤s100中，建立组合航天器的运动学模型与姿态动力学模型包括：
[0096]
(1-1)：采用修正罗德里格斯参数建立组合航天器的运动学模型：
[0097][0098]
式(1)中，σ＝[σ
1 σ
2 σ3]
t
∈r3为修正罗德里格斯参数，ω＝[ω
1 ω
2 ω3]
t
∈r3为惯性坐标系下表示的组合航天器的角速度，ω0为轨道角速度，g(σ)为运动学矩阵，c2(σ)为轨道坐标系到本体坐标系方向余弦矩阵的第二列，具体表示为：
[0099][0100][0101]
σ＝1-σ
t
σ
[0102]
(1-2)：组合航天器的姿态动力学方程为：
[0103][0104]
式(2)中，i为组合航天器的惯量，tc为空间机器人的控制力矩，td为组合航天器的扰动力矩；
[0105]
考虑到非合作自旋目标具有动力学参数未知的特性，虽然可以通过参数辨识的方法获得，但仍然具有一定的不确定性，则具有惯量不确定性的组合航天器姿态动力学模型进一步表示为：
[0106][0107]
式(3)中
[0108][0109]
该式中，i
*
为建模惯量，δi为建模惯量误差，真实惯量i的逆表示为i-1
＝i
*-1
+δi
*
，ω
×
为ω的反对称矩阵，e3为3阶单位矩阵。
[0110]
s200、预先设计组合航天器的消旋轨迹，将消旋时间设计为可调节参数，通过调节消旋时间，达到调节消旋力矩的目的；然后对消旋轨迹进行优化，以减少燃料消耗。
[0111]
步骤s200具体包括：
[0112]
(2-1)：采用5阶多项式预先设计消旋轨迹：
[0113][0114]
式(4)中，a
0i
～a
5i
为多项式系数，t∈[t0,tf]为时间变量，t0为消旋开始时间，tf为消旋结束时间，σ
i i＝1,2,3表示姿态的修正罗德里格斯参数；
[0115]
消旋的初始姿态σi(t0)、初始姿态微分初始角加速度以及消旋结束后姿态变化率与角加速度为已知，初始约束与结束约束可以表示为：
[0116][0117]
将约束关系方程(5)代入多项式(4)可得：
[0118][0119]
式(6)中，b＝[b1,b2,b3]
t
为待优化参数；
[0120]
(2-2)：采用粒子群优化算法对参数进行优化：
[0121]
代价函数设计为：
[0122][0123]
优化结果为：b＝[0.2740.5220.502]
t
。
[0124]
请参阅图2，图2为待优化参数b中某子参数的优化过程示意图，经过约30次迭代获取其最优值。
[0125]
如图3所示，图3中三条曲线分别为三种初始角速度不同时的三条消旋轨迹，该三条消旋轨迹的初始角速度的大小决定于非合作自旋目标。
[0126]
s300、控制空间机器人的推力器跟踪预设并优化后的消旋轨迹。
[0127]
步骤s300具体包括：
[0128]
(3-1)：控制器设计：
[0129]
初始跟踪偏差包括姿态偏差z1与角速度偏差z2，分别定义为：
[0130]
z1＝σ-σd，z2＝ω-α1[0131]
式(8)中，σd为期望姿态，α1为虚拟控制输入；
[0132]
第一步：对z1进行求导可得
[0133][0134]
选择二次型lyapunov函数为：
[0135]
[0136]
对式(10)进行求导可得：
[0137][0138]
将式(9)代入式(11)中可得：
[0139][0140]
选择虚拟控制输入α1为：
[0141][0142]
式中：为控制器设计参数；则式(12)中的lyapunov微分函数变为：
[0143][0144]
第二步：对z2进行微分可得：
[0145][0146]
式中：
[0147][0148][0149]
选择二次型lyapunov函数为：
[0150][0151]
对式进行求导可得：
[0152][0153]
基于式，选取控制输入tc为：
[0154][0155]
从而式变为：
[0156][0157]
根据李雅普诺夫定理和拉萨尔不变性原理可知，跟踪误差(z1,z2)＝0，表明设计的控制器全局渐近稳定；
[0158]
(3-2)：控制力分配：
[0159]
控制器输出的控制力矩要分配在空间机器人的推力器上，控制推力器输出实现组合航天器消旋，表示为：
[0160][0161]
式中，γ为正定调节矩阵，f为推力器推力，a为推力器配置矩阵，采用伪逆法求解最优分配问题，式解为：
[0162]
f＝γa
t
(aγa
t
)-1
tc[0163]
基于此，推力器输出产生消旋力矩，实现组合航天器消旋。
[0164]
如图4所示，在一个模拟实例中，空间机器人具有八个推力器，图4中显示了这八个推力器各自输出产生消旋力矩随时间的变化，最终达到实现组合航天器消旋的目的。
[0165]
如图5所示，在图4的模拟实例中，优化后的操控方法，各推力器的燃料消耗量比优化前明显降低。
[0166]
在一个实施例中，提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质存储有计算机程序，计算机程序可由处理器执行完成上述实施例中的燃料消耗最优的组合航天器操控方法，本领域普通技术人员可以理解，这里的计算机可读存储介质可以为随机存取存储器(ram)、只读存储器(rom)、可擦除可编辑只读存储器(eprom或闪存)、光盘、磁盘等。
[0167]
在一个实施例中，提供一种空间机器人，该空间机器人中设有处理器、存储器，存储器用于存储处理器可执行的指令，处理器被配置为执行上述实施例中的燃料消耗最优的组合航天器操控方法。
[0168]
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解，在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

技术特征：
1.一种燃料消耗最优的组合航天器操控方法，其特征在于，包括：(1)空间机器人抓捕非合作自旋目标，所述空间机器人与所述非合作自旋目标形成组合航天器，建立所述组合航天器的运动学模型与姿态动力学模型；(2)预先设计所述组合航天器的消旋轨迹，将消旋时间设计为可调节参数，通过调节消旋时间，达到调节消旋力矩的目的；然后对所述消旋轨迹进行优化，以减少燃料消耗；(3)控制所述空间机器人的推力器跟踪预设并优化后的消旋轨迹。2.根据权利要求1所述的燃料消耗最优的组合航天器操控方法，其特征在于，在所述步骤(1)中，所述建立所述组合航天器的运动学模型与姿态动力学模型包括：(1-1)：采用修正罗德里格斯参数建立所述组合航天器的运动学模型：式(1)中，σ＝[σ
1 σ
2 σ3]
t
∈r3为修正罗德里格斯参数，ω＝[ω
1 ω
2 ω3]
t
∈r3为惯性坐标系下表示的组合航天器的角速度，ω0为轨道角速度，g(σ)为运动学矩阵，c2(σ)为轨道坐标系到本体坐标系方向余弦矩阵的第二列，具体表示为：标系到本体坐标系方向余弦矩阵的第二列，具体表示为：σ＝1-σ
t
σ(1-2)：所述组合航天器的姿态动力学方程为：式(2)中，i为所述组合航天器的惯量，t
c
为所述空间机器人的控制力矩，t
d
为所述组合航天器的扰动力矩；考虑到非合作自旋目标具有动力学参数未知的特性，虽然可以通过参数辨识的方法获得，但仍然具有一定的不确定性，则具有惯量不确定性的组合航天器姿态动力学模型进一步表示为：式(3)中该式中，i
*
为建模惯量，δi为建模惯量误差，真实惯量i的逆表示为i-1
＝i
*-1
+δi
*
，ω
×
为ω的反对称矩阵，e3为3阶单位矩阵。3.根据权利要求2所述的燃料消耗最优的组合航天器操控方法，其特征在于，在所述步骤(2)具体包括：
(2-1)：采用5阶多项式预先设计所述消旋轨迹：式(4)中，a
0i
～a
5i
为多项式系数，t∈[t0,t
f
]为时间变量，t0为消旋开始时间，t
f
为消旋结束时间，σ
i
i＝1,2,3表示姿态的修正罗德里格斯参数；消旋的初始姿态σ
i
(t0)、初始姿态微分初始角加速度以及消旋结束后姿态变化率与角加速度为已知，初始约束与结束约束可以表示为：将约束关系方程(5)代入多项式(4)可得：式(6)中，b＝[b1,b2,b3]
t
为待优化参数；(2-2)：采用粒子群优化算法对参数进行优化：代价函数设计为：优化结果为：b＝[0.274 0.522 0.502]
t
。4.根据权利要求3所述的燃料消耗最优的组合航天器操控方法，其特征在于，所述步骤(3)具体包括：(3-1)：控制器设计：初始跟踪偏差包括姿态偏差z1与角速度偏差z2，分别定义为：z1＝σ-σ
d
，z2＝ω-α1式(8)中，σ
d
为期望姿态，α1为虚拟控制输入；第一步：对z1进行求导可得选择二次型lyapunov函数为：对式(10)进行求导可得：
将式(9)代入式(11)中可得：选择虚拟控制输入α1为：式中：为控制器设计参数；则式(12)中的lyapunov微分函数变为：第二步：对z2进行微分可得：式中：式中：选择二次型lyapunov函数为：对式进行求导可得：基于式，选取控制输入t
c
为：式中：为控制器设计参数；从而式变为：根据李雅普诺夫定理和拉萨尔不变性原理可知，跟踪误差(z1,z2)＝0，表明设计的控制器全局渐近稳定；(3-2)：控制力分配：控制器输出的控制力矩要分配在空间机器人的推力器上，控制推力器输出实现组合航天器消旋，表示为：
式中，γ为正定调节矩阵，f为推力器推力，a为推力器配置矩阵，采用伪逆法求解最优分配问题，式解为：f＝γa
t
(aγa
t
)-1
t
c
基于此，推力器输出产生消旋力矩，实现组合航天器消旋。5.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序可由处理器执行完成权利要求1-4任一项所述的燃料消耗最优的组合航天器操控方法。6.一种空间机器人，其特征在于，所述空间机器人中设有处理器、存储器，所述存储器用于存储所述处理器可执行的指令，所述处理器被配置为执行权利要求1-4任一项所述的燃料消耗最优的组合航天器操控方法。

技术总结
本发明属于航天器操控技术领域，尤其为一种燃料消耗最优的组合航天器操控方法、计算机可读存储介质及空间机器人，该燃料消耗最优的组合航天器操控方法先建立组合航天器的运动学模型与姿态动力学模型，然后预先设计组合航天器的消旋轨迹，将消旋时间设计为可调节参数，通过调节消旋时间，达到调节消旋力矩的目的；然后对消旋轨迹进行优化，以减小最大消旋力矩，并提高消旋效率；最后控制空间机器人的推力器跟踪预设并优化后的消旋轨迹。该方法采用控制理论结合智能算法，将姿态变化率导数作为优化指标，消旋时间作为调节变量，避免了传统方法将角速度等于零作为控制目标所导致的输出力矩饱和带来的燃料消耗得不到良好控制。输出力矩饱和带来的燃料消耗得不到良好控制。输出力矩饱和带来的燃料消耗得不到良好控制。


技术研发人员：王晨龙
受保护的技术使用者：王晨龙
技术研发日：2023.04.11
技术公布日：2023/6/27