[發(fā)明專利]一種空間機(jī)械臂自適應(yīng)動(dòng)力學(xué)協(xié)調(diào)控制方法

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201710700713.2
• 申請(qǐng)日: 2017-08-16
• 公開（公告）號(hào): CN107450317A
• 公開（公告）日: 2017-12-08
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 徐拴鋒;王漢磊;魏春嶺;胡勇;張軍
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號(hào): G05B13/04
• 分類號(hào): G05B13/04
• 代理公司: 中國(guó)航天科技專利中心11009
• 代理人: 張曉飛

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于空間機(jī)器人在軌維修維護(hù)領(lǐng)域，涉及空間機(jī)械臂自適應(yīng)動(dòng)力學(xué)協(xié)調(diào)控制方法。

背景技術(shù)

在軌服務(wù)通常由配備有機(jī)械臂的追蹤航天器(稱之為空間機(jī)械臂系統(tǒng))來完成。區(qū)別于地面機(jī)械臂，空間機(jī)械臂系統(tǒng)的基座不是固定的，機(jī)械臂的運(yùn)動(dòng)會(huì)對(duì)基座航天器的姿態(tài)造成干擾。考慮到對(duì)地通信和對(duì)日定向等要求，通常希望機(jī)械臂執(zhí)行任務(wù)時(shí)對(duì)基座航天器姿態(tài)無干擾，或者干擾盡量小。反作用零空間方法是一種有效的協(xié)調(diào)控制方法，該方法能保證機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)所產(chǎn)生的角動(dòng)量為零，從而不會(huì)對(duì)基座航天器的姿態(tài)產(chǎn)生干擾。該方法是一種運(yùn)動(dòng)學(xué)控制方法，相較于動(dòng)力學(xué)控制方法，運(yùn)動(dòng)學(xué)控制方法的能量消耗較大；而且，該方法還需要空間機(jī)械臂系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)參數(shù)精確已知。然而，在空間任務(wù)中，由于地面標(biāo)定誤差、在軌燃料消耗等因素，很難獲得空間機(jī)械臂系統(tǒng)的精確參數(shù)。因此，在系統(tǒng)參數(shù)存在不確知性的情況下，研究機(jī)械臂與基座航天器之間的協(xié)動(dòng)力學(xué)調(diào)控制方法很有意義。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種空間機(jī)械臂自適應(yīng)動(dòng)力學(xué)協(xié)調(diào)控制方法，解決了參數(shù)不確知情況下機(jī)械臂與基座航天器之間的協(xié)調(diào)控制問題。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種空間機(jī)械臂自適應(yīng)動(dòng)力學(xué)協(xié)調(diào)控制方法，步驟如下：

1)建立空間機(jī)械臂的擴(kuò)展運(yùn)動(dòng)學(xué)模型；

將空間機(jī)械臂的角動(dòng)量守恒方程與運(yùn)動(dòng)學(xué)方程聯(lián)立，得到顯式包含航天器運(yùn)動(dòng)的自由漂浮空間機(jī)械臂的擴(kuò)展運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，即

其中，為航天器的慣量矩陣，為機(jī)械臂末端在慣性空間中的速度，為擴(kuò)展雅克比矩陣，為對(duì)應(yīng)于航天器的擴(kuò)展雅克比矩陣，為對(duì)應(yīng)于機(jī)械臂的擴(kuò)展雅克比矩陣；為對(duì)應(yīng)于航天器的雅克比矩陣，為對(duì)應(yīng)于機(jī)械臂的雅克比矩陣；為航天器和機(jī)械臂的耦合慣量矩陣，為機(jī)械臂關(guān)節(jié)速度，n為機(jī)械臂自由度個(gè)數(shù)；為航天器相對(duì)于慣性系的角速度，并且表示在航天器本體系中；

空間機(jī)械臂系統(tǒng)的擴(kuò)展運(yùn)動(dòng)學(xué)方程表示為線性參數(shù)化的形式：

其中，為擴(kuò)展運(yùn)動(dòng)學(xué)回歸矩陣，Z₁為回歸矩陣，Z₂為運(yùn)動(dòng)學(xué)回歸矩陣，被稱為擴(kuò)展運(yùn)動(dòng)學(xué)參數(shù)，a_k,1為一組物理參數(shù)，a_k,2為空間機(jī)械臂系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)學(xué)參數(shù)；

2)確定航天器參考角速度和機(jī)械臂關(guān)節(jié)參考速度；

當(dāng)空間機(jī)械臂系統(tǒng)的擴(kuò)展運(yùn)動(dòng)學(xué)參數(shù)和動(dòng)力學(xué)參數(shù)未知時(shí)，設(shè)計(jì)航天器參考角速度ω_br滿足如下方程：

其中，ω_br(0)＝ω_b(0)，為ω_br對(duì)時(shí)間的導(dǎo)數(shù)，分別對(duì)應(yīng)為M_bb、M_bm、C_bb、C_bm的估計(jì)，為的估計(jì)，將M_bb中的參數(shù)a_k,1用a_k,1的估計(jì)值替換得到K_b,K_m,K_bs為正定對(duì)稱矩陣，s_b＝ω_b-ω_br為航天器滑模變量，為機(jī)械臂關(guān)節(jié)空間參考速度，為對(duì)時(shí)間的導(dǎo)數(shù)；λ_b為一正數(shù)，Δ∈_bv為航天器的姿態(tài)誤差矩陣對(duì)應(yīng)的誤差四元數(shù)的矢量部分，R_b,R_bd分別為航天器的當(dāng)前姿態(tài)矩陣與期望姿態(tài)矩陣；Δx＝x-x_d為機(jī)械臂末端位置跟蹤誤差，為機(jī)械臂末端在慣性空間中的位姿，為機(jī)械臂末端期望軌跡，為機(jī)械臂末端位姿的估計(jì)，為機(jī)械臂末端期望速度，α為一正數(shù)；

關(guān)節(jié)空間參考速度為

其中，為的估計(jì)，為的經(jīng)典偽逆，為任務(wù)空間參考速度；

3)確定空間機(jī)械臂自適應(yīng)動(dòng)力學(xué)協(xié)調(diào)控制律和參數(shù)更新律；

定義變量如下

其中，為機(jī)械臂末端速度跟蹤誤差，為擴(kuò)展運(yùn)動(dòng)學(xué)參數(shù)估計(jì)誤差；

參數(shù)未知情況下，空間機(jī)械臂的動(dòng)力學(xué)方程為如下線性參數(shù)化的形式

其中，分別對(duì)應(yīng)為M_bm、M_mm、C_mb、C_mm的估計(jì)，與為動(dòng)力學(xué)回歸矩陣，為動(dòng)力學(xué)參數(shù)a_d的估計(jì)，為機(jī)械臂關(guān)節(jié)位置，為對(duì)時(shí)間的導(dǎo)數(shù)；