呂躍勇,秦堂皓,張 薇,方 慧
(1. 哈爾濱工業(yè)大學(xué),哈爾濱150001;2. 上海航天控制技術(shù)研究所,上海201100)
隨著人類對宇宙空間探索腳步的加快,空間中的航天器數(shù)量也在逐年增加,為了確保這些航天器順利完成任務(wù),航天器在軌服務(wù)技術(shù)應(yīng)運而生。航天器在軌服務(wù)[1](On-Orbit Servicing,OOS)是指通過人、機器人或兩者協(xié)同來延長各種航天器壽命,提升其執(zhí)行任務(wù)能力的一類空間操作。廣義的空間在軌服務(wù)技術(shù)涵蓋在軌裝配、衛(wèi)星回收、加注延壽、軌道轉(zhuǎn)移、碎片清除以及空間攻防等多個領(lǐng)域,是航天領(lǐng)域的熱點問題。國內(nèi)外已經(jīng)開展了許多在軌服務(wù)技術(shù)相關(guān)研究項目,例如歐空局的CXOLEV[2]太空拖船項目接管失效衛(wèi)星。美國在SUMO/FREND[3]項目中提出了鳳凰計劃,旨在抓捕衛(wèi)星后進(jìn)行拆解再組裝,具有明顯的天基攻防軍事化應(yīng)用意圖[4]。美國諾斯羅普·格魯曼公司的MEV-1[5]與國際通訊衛(wèi)星Intelsat-901 在地球靜止軌道上空300 公里處的墳?zāi)管壍郎线M(jìn)行了對接。MEV-1 通過一種可以插入Intelsat-901 遠(yuǎn)地點發(fā)動機的機械捕獲裝置與其完成對接和組合,接管操控了Intelsat-901 的軌道和姿態(tài)運動,使這顆已在軌運行19年的衛(wèi)星可以延長5年工作壽命。這是歷史上首次在目標(biāo)衛(wèi)星上沒有預(yù)先設(shè)計接口的前提下,對在軌運行的衛(wèi)星進(jìn)行捕獲和對接。
完整的在軌服務(wù)過程大體可以分為四個階段:遠(yuǎn)距離導(dǎo)引、近距離逼近、抓捕組合、接管操控[5]。服務(wù)航天器在捕獲目標(biāo)并與之構(gòu)成組合體后,通過自身執(zhí)行機構(gòu)驅(qū)動組合體進(jìn)行姿態(tài)或軌道運動,從而實現(xiàn)對目標(biāo)的接管操控。由于目標(biāo)航天器多為非合作目標(biāo),即目標(biāo)航天器存在著服務(wù)航天器所未知的液體晃動、柔性結(jié)構(gòu)振動、慣性特性、質(zhì)量分布以及執(zhí)行機構(gòu)輸出等不確定性,故所構(gòu)成的組合體航天器也就存在著諸多不確定性,如質(zhì)心位置未知、慣性矩陣未知、存在未知力矩輸入以及外界未知力矩干擾等。因此組合體航天器的高精度、高性能以及高可靠的姿態(tài)控制是關(guān)鍵技術(shù),具有十分重要的工程意義。
為了實現(xiàn)高精度的組合體航天器質(zhì)量特性辨識,國內(nèi)外的專家、學(xué)者提出了許多解決方案。劉超鎮(zhèn)等[6]提出對角速度進(jìn)行差分以得到角加速度,最后利用最小二乘方法對角速度和姿態(tài)等狀態(tài)量進(jìn)行結(jié)算,得到組合體航天器的轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)。王明等[7]提出利用服務(wù)航天器上附加的空間機械臂的運動來激勵組合體航天器獲得速度,再利用最小二乘算法進(jìn)行結(jié)算來得到組合體航天器的質(zhì)量特性參數(shù)。張海博等[8]提出利用噴氣裝置對組合體航天器產(chǎn)生力矩激勵,借助加速度計對運動狀態(tài)參數(shù)進(jìn)行測量,最后利用最小二乘方法對組合體航天器質(zhì)量特性進(jìn)行結(jié)算。以上文獻(xiàn)使用在軌辨識的方法獲取組合體航天器的轉(zhuǎn)動慣量等參數(shù),方法直觀且執(zhí)行簡便,但在軌辨識消耗服務(wù)航天器燃料,且受到外界的干擾力矩作用,所得參數(shù)的精度不高,為實現(xiàn)對組合體航天器的高精度控制,利用敏感器獲取目標(biāo)航天器狀態(tài),并通過服務(wù)航天器的執(zhí)行器對組合體航天器進(jìn)行控制。Bandyopadhyay等[9]提出了一種使用非線性跟蹤控制器的方法,實現(xiàn)對大型物體(如小行星)的航天器姿態(tài)的穩(wěn)定接管控制。文獻(xiàn)[10]設(shè)計了一種基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的自適應(yīng)姿態(tài)控制器;于欣欣等[11]提出利用基于模型的智能自適應(yīng)控制方法對組合體航天器進(jìn)行姿態(tài)控制;康國華等[12]借助深度學(xué)習(xí)方法,利用訓(xùn)練好的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對組合體航天器的姿態(tài)進(jìn)行控制。以上文獻(xiàn)只是增加了對組合體航天器控制的魯棒性,但在快速性以及抗擾性上有所欠缺。超螺旋干擾器能夠?qū)r變、有界但未知的干擾進(jìn)行估計,并在有限時間內(nèi)收斂,具有良好的快速性和魯棒性。文獻(xiàn)[13]設(shè)計了一種固定增益的超螺旋干擾觀測器對組合體航天器進(jìn)行姿態(tài)控制,但由于采用固定增益降低了觀測器的靈活性,觀測性能仍有進(jìn)一步提升的空間。
綜上,本文針對在軌服務(wù)航天器對非合作目標(biāo)的姿態(tài)接管控制問題,圍繞組合體航天器姿態(tài)動力學(xué)建模、控制與仿真,提出了一種自適應(yīng)超螺旋干擾觀測器作為前饋補償?shù)淖藨B(tài)接管控制方案,實現(xiàn)了對目標(biāo)航天器的姿態(tài)接管。
本文以存在對抗性力矩的完全約束組合體航天器為研究對象,系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖1所示。
圖1 中OsXsYsZs是服務(wù)航天器的本體坐標(biāo)系,OtXtYtZt是目標(biāo)航天器的本體坐標(biāo)系,ObXbYbZb是組合體航天器的本體坐標(biāo)系,OiXiYiZi是地心慣性坐標(biāo)系,Cs,Ct分別為從服務(wù)航天器本體坐標(biāo)系及目標(biāo)航天器本體坐標(biāo)系到地心慣性坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣。Cst、C-1ts分別表示從目標(biāo)航天器本體坐標(biāo)系到服務(wù)航天器本體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣及其反變換矩陣。通過分析服務(wù)航天器與目標(biāo)航天器間通過空間機械臂傳遞的相互力矩方式,利用歐拉剛體方程建立服務(wù)航天器及目標(biāo)航天器的姿態(tài)動力學(xué)模型,二者在組合體航天器本體坐標(biāo)系內(nèi)的姿態(tài)動力學(xué)模型可分別寫作:
圖1 組合體航天器坐標(biāo)系及空間轉(zhuǎn)換關(guān)系示意圖Fig.1 Schematic diagram of combined spacecraft coordinate system and space conversion relationship
其中,Js,Jt∈R3×3分別為服務(wù)航天器及目標(biāo)航天器的轉(zhuǎn)動慣量矩陣,ωs,ωt∈R3×1分別為服務(wù)航天器及目標(biāo)航天器相對于地心慣性坐標(biāo)系的姿態(tài)角速度在各自本體坐標(biāo)系中的投影,us∈R3×1為服務(wù)航天器輸出的控制力矩,ds,dt∈R3×1分別為服務(wù)航天器及目標(biāo)航天器受到的外界干擾力矩,τs,τt∈R3×1分別為服務(wù)航天器與目標(biāo)航天器受到的來自對方的相互作用力矩,其中ω×為向量ω的反對稱矩陣,對于任一向量ω=[ω1ω2ω3]T∈R3的矩陣叉乘計算可簡化為ω×Jω?ω×Jω,ω×定義為:
由于本文只考慮服務(wù)航天器與目標(biāo)航天器之間存在完全約束,因此服務(wù)航天器的本體坐標(biāo)系與目標(biāo)航天器的本體坐標(biāo)系之間存在著常數(shù)轉(zhuǎn)換矩陣,而二者間的相互作用力矩τs,τt和姿態(tài)角速度變量ωs,ωt等參數(shù)均可以通過旋轉(zhuǎn)矩陣相互轉(zhuǎn)換:
其中,Cst∈R3×3表示從目標(biāo)航天器本體坐標(biāo)系到服務(wù)航天器本體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣。其求取方法如下:
則可求得目標(biāo)航天器本體坐標(biāo)系與服務(wù)航天器本體坐標(biāo)系互相轉(zhuǎn)換的矩陣為:
綜上所述,結(jié)合式(1),式(3)及式(5),可推導(dǎo)出服務(wù)航天器與目標(biāo)航天器間的相互作用力矩τs的表達(dá)式:
至此,本文可用式(1),式(6)及式(7)共同描述組合體航天器的姿態(tài)。
由于控制器及執(zhí)行機構(gòu)均位于服務(wù)航天器,以服務(wù)航天器為基準(zhǔn),結(jié)合上文的組合體航天器姿態(tài)模型式(1),組合體航天器姿態(tài)方程可寫作:
其中,J0為服務(wù)航天器繞自身慣性主軸的慣性矩陣,ΔJs是服務(wù)航天器質(zhì)心位置發(fā)生變化而產(chǎn)生的轉(zhuǎn)動慣量偏差。
由于目標(biāo)航天器的質(zhì)量特征參數(shù)未知且可能存在對抗性姿態(tài)機動,ΔJs無法準(zhǔn)確獲知。τs作為內(nèi)部相互作用力矩不可直接測量。上述因素為服務(wù)航天器接管目標(biāo)姿態(tài)帶來了挑戰(zhàn),傳統(tǒng)基于模型或在軌辨識的方法不再適用??蓪⒛繕?biāo)航天器通過機械臂傳遞到服務(wù)航天器的反作用力矩視為作用在服務(wù)航天器本身的廣義干擾力矩,該力矩的方向、大小與接管操控策略、目標(biāo)特性、對抗強度均有關(guān),屬于典型的上界未知、時變干擾力矩。因此,本文針對廣義干擾力矩的時變未知特性,提出一種基于超螺旋干擾觀測器的前饋補償姿態(tài)接管控制方案。對于內(nèi)部作用力矩τs與其他干擾因素共同構(gòu)成的廣義干擾力矩,采用超螺旋干擾觀測器進(jìn)行實時觀測。
超螺旋算法是典型的二階滑模算法,可寫作形式[14]:
其中,s為滑模變量,ki為待設(shè)計的常數(shù)增益,U為中間 變 量。令x2=ωs,則本文的服務(wù)航天器的姿態(tài)動力學(xué)及運動學(xué)模型狀態(tài)空間形式寫作:
若用表示系統(tǒng)狀態(tài)x2的觀測值,則根據(jù)服務(wù)航天器的姿態(tài)動力學(xué)方程的狀態(tài)空間表達(dá)式,有下式成立:
則系統(tǒng)狀態(tài)x2的觀測誤差可寫作:
參考式(9),可將超螺旋干擾觀測器設(shè)計為如下形式:
從式(13)可以看出超螺旋算法具有有限時間收斂[10]、不需要滑模變量導(dǎo)數(shù)等優(yōu)點,可以實現(xiàn)對廣義干擾的快速觀測,從而提升系統(tǒng)控制性能。
根據(jù)前饋補償原理,將超螺旋干擾觀測器的觀測值作為前饋補償項,結(jié)合PD控制器,設(shè)計的組合體航天器姿態(tài)控制律形式如下:
其中,Kp為比例系數(shù),Kd為微分系數(shù)。根據(jù)臨界比例度法,可使PD 控制部分usPD=-Kpqsv-Kdωs收斂。在式(13)中設(shè)計的超螺旋干擾觀測器中,增益a1,j,a2,j為常值,為實現(xiàn)對非合作目標(biāo)產(chǎn)生的非周期性、幅值變化大的廣義干擾更好的觀測效果,引入自適應(yīng)算法,將增益a1,j,a2,j設(shè)計成與當(dāng)前觀測誤差ej有關(guān)的自適應(yīng)增益,以期提高干擾觀測的精度及效率,下文進(jìn)行自適應(yīng)超螺旋干擾觀測器設(shè)計。
引入自適應(yīng)算法后可將超螺旋干擾觀測器設(shè)計為如下形式:
其中,a1,j(t)和a2,j(t)為自適應(yīng)增益,
其中,τ,χ,am為待設(shè)計的正常數(shù),若存在正常數(shù)ρ,λ使得式(18)成立,則觀測誤差ej,j= 1,2,3 可以在有限時間內(nèi)收斂。
假設(shè)存在兩個中間變量M∈R3×1,N∈R3×1,其形式如下式所示。
設(shè)ξj=[Mj Nj]T,并對其進(jìn)行求導(dǎo)有:
假設(shè)總干擾D及其一階導(dǎo)數(shù)?均有界,即滿足,假設(shè)存在常數(shù)ρ滿足0 <ρ<2Δ2,則可將寫作如下形式:
將式(21)代入式(20)并進(jìn)行整理可得:
設(shè)計Lyapunov函數(shù)如下:
其中,P為對稱正定矩陣,且
將式(23)的Lyapunov函數(shù)對時間求導(dǎo)有:
最小特征值滿足λmin(Q)≥τ,a1,j>
則有:
對于式(23)有下式成立:
對式(25)和式(26)整理可得
綜上可得:
式(28)滿足文獻(xiàn)[15]中引理1 給出的系統(tǒng)在有限時間內(nèi)穩(wěn)定的條件,因此式(13)所設(shè)計的超螺旋干擾觀測器可以在有限時間內(nèi)收斂,但式(28)只證明了超螺旋干擾觀測器觀測誤差收斂,為證明自適應(yīng)超螺旋干擾觀測器穩(wěn)定,在此設(shè)計另一個Lyapunov函數(shù):
對式(29)的Lyapunov函數(shù)進(jìn)行求導(dǎo)有:
選取兩個輔助常數(shù)l1,l2,需滿足如下約束:
根據(jù)文獻(xiàn)[15]的定理1,當(dāng)a1,j>am以及a1,j≤am時分別存在:
綜上可得:
因此,根據(jù)文獻(xiàn)[15]的引理1 可以看出狀態(tài)觀測誤差e以及干擾觀測誤差D?均可以在有限時間內(nèi)收斂,即上述設(shè)計的自適應(yīng)超螺旋干擾觀測器是在有限時間內(nèi)穩(wěn)定的。
本節(jié)通過數(shù)值仿真驗證了基于超螺旋觀測器的控制方法的有效性,在組合體航天器坐標(biāo)系下,航天器質(zhì)量特性如表1 所示,控制器參數(shù)如表2 所示。服務(wù)航天器期望四元數(shù)和期望角速度分別為qsd=[1 0 0 0]T和ωsd=[0 0 0]Trad/s,初始四元數(shù)和初始角速度分別為ωs0=[0.1 0.1 0.1]Trad/s,qs0=[0.3 0.4 0.5 0.707]T。
表1 航天器質(zhì)量特性Table 1 Spacecraft mass and inertia property
表2 控制器參數(shù)Table 2 Controller parameters
由于僅有服務(wù)航天器上安裝有敏感器,故在接下來的仿真過程中,仿真結(jié)果均為服務(wù)航天器的參數(shù)變化曲線。服務(wù)航天器的姿態(tài)角速度、姿態(tài)四元數(shù)以及控制力矩的變化曲線分別如圖2~4所示。
圖2~4 的仿真結(jié)果表明,基于前饋補償?shù)腜D控制器可以實現(xiàn)對組合體航天器姿態(tài)快速、平穩(wěn)的接管操控。超螺旋干擾觀測器自適應(yīng)增益變化曲線如圖5 所示,超螺旋干擾觀測器對系統(tǒng)廣義干擾的跟蹤曲線如圖6所示。
從圖5 可以看出,超螺旋干擾觀測器可以跟隨干擾變化動態(tài)調(diào)整增益,提升系統(tǒng)的魯棒性。從圖6 可以看出,超螺旋干擾觀測器可以快速對廣義干擾進(jìn)行準(zhǔn)確估計,提高了系統(tǒng)控制效果。上述仿真結(jié)果表明,基于超螺旋干擾觀測器前饋補償項的PD 控制器可以快速、精準(zhǔn)地對組合體航天器姿態(tài)進(jìn)行控制,為組合體航天器姿態(tài)接管控制提供了一種解決思路。
圖2 服務(wù)航天器姿態(tài)角速度變化曲線Fig.2 Service spacecraft attitude angular velocity change curve
圖3 服務(wù)航天器姿態(tài)四元數(shù)變化曲線Fig.3 Service spacecraft attitude quaternion change curve
圖4 服務(wù)航天器控制力矩變化曲線Fig.4 Service spacecraft control torque change curve
圖5 超螺旋干擾觀測器自適應(yīng)增益變化曲線Fig.5 Adaptive gain curve of super-twisting interference observer
圖6 超螺旋干擾觀測器對系統(tǒng)等價干擾的跟蹤曲線Fig.6 Tracking curve of super-twisting interference observer to system equivalent interference
本文針對非合作目標(biāo)的姿態(tài)接管控制問題,基于狀態(tài)一致性原則建立了不依賴于目標(biāo)參數(shù)的組合體航天器姿態(tài)運動數(shù)值仿真模型,提出了一種基于超螺旋干擾觀測器的前饋補償姿態(tài)接管控制方案,基于Lyapunov穩(wěn)定性理論分析了所提出的自適應(yīng)超螺旋干擾觀測器的有限時間收斂特性,同時數(shù)值仿真結(jié)果也進(jìn)一步驗證了本文所提出的組合體姿態(tài)接管控制方案的有效性,得出了以下主要結(jié)論:
(1)基于狀態(tài)一致性原則構(gòu)建的組合體航天器姿態(tài)運動數(shù)值仿真模型能夠準(zhǔn)確的描述組合體的姿態(tài)運動,且形式相對簡單。
(2)所提出的自適應(yīng)超螺旋干擾觀測器能夠快速、準(zhǔn)確、實時估計目標(biāo)引起的服務(wù)航天器廣義干擾力矩,其觀測值作為前饋補償項,有效提高了PD控制器的接管作用效果。