[发明专利]一种基于机械臂驱动的飞行器位姿耦合快速稳定控制方法

说明书

本发明涉及一种基于机械臂驱动的飞行器位姿耦合快速稳定控制方法，建立了考虑关节质心偏置因素的机械臂驱动的飞行器位姿耦合运动学模型，同时考虑了初始线动量和角动量的影响，作为控制律设计的模型基础。根据飞行器的初始位姿误差，基于多项式方法确定参考位姿有限时间收敛轨迹，其中，所确定的多项式系数需满足关节角、关节角速度与关节角加速度约束。本发明所提出的飞行器位姿快速稳定控制方法无需消耗化学推进剂，能够提升在轨飞行器的使用寿命；本发明所提出的快速稳定控制方法能够确保飞行器位姿误差在合理给定的时间内收敛，动态性能好，同时能够保证机械臂关节运动满足角约束、角速度约束以及角加速度约束。

技术领域

本发明涉及一种基于机械臂驱动的飞行器位姿耦合快速稳定控制方法，飞行器动力学与控制技术领域。

背景技术

航天器位姿高精度控制是空间超近距离任务的关键。为实现高控制精度，同时考虑航天器位姿耦合影响，位姿一体化控制近年来已得到了广泛研究。然而，现有的研究成果中，用于实现位姿一体化运动的控制力或力矩主要依靠反作用喷管实现。这种基于喷管的控制模式存在如下问题：

1)需要大量消耗航天器所必须的、难以补充的喷气燃料，从而影响系统的使用寿命；

2)从执行机构特点上考虑，喷管实际工作过程中存在死区、饱和、间隙及时滞等多重非线性因素，将很大程度地影响航天器的位姿控制精度与性能，难以达到预期设计效果；

3)另外，喷管开启引起的羽流效应也会对操作目标的运动产生影响。

因此，针对空间超近距离甚至更小范围的飞行器高精度位姿调节与控制，亟需开展新型驱动方式下的航天器位姿一体化控制研究。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种基于机械臂驱动的飞行器位姿耦合快速稳定控制方法，使得在机械臂的驱动控制下，基于动量交换原理，通过调整机械臂关节角速度实现飞行器的位姿在给定的调节时间内快速稳定。该控制方法无需消耗化学推进剂，同时能够达到较高的控制精度和较好的控制性能。

本发明目的通过如下技术方案予以实现：

提供一种基于机械臂驱动的飞行器位姿耦合快速稳定控制方法，飞行器携带一条n自由度机械臂，具有n个转动关节，每两个转动关节之间由臂杆连接，转动关节J_n通过臂杆B_n连接末端执行器，包括如下步骤：

(1)获取飞行器系统参数和任务参数；

(2)根据飞行器系统参数和任务参数计算初始线动量P₀和初始角动量L₀；

(3)设定收敛时间T_r，根据飞行器任务参数，设计参考运动轨迹；

(4)根据参考运动轨迹确定参考指令关节角速度矢量

(5)根据参考指令关节角速度矢量计算指令关节角Θ_r和指令关节角加速度矢量并判断是否满足约束条件，若满足，则进入步骤(6)，若不满足，增大收敛时间T_r，返回步骤(3)；

(6)根据当前时刻飞行器任务参数，确定当前时刻耦合矩阵H_b(t)，控制矩阵H_bm(t)，初始动量相关矩阵H₀(t)；

(7)根据耦合矩阵H_b(t)，控制矩阵H_bm(t)，初始动量相关矩阵H₀(t)确定指令角速度矢量

(8)输出当前时刻指令关节角速度矢量返回步骤(6)。