[發明專利]基于多機械臂驅動航天器位姿一體化魯棒動力學控制方法

在審

• 申請號: 202111532039.4
• 申請日: 2021-12-14
• 公開（公告）號: CN114489096A
• 公開（公告）日: 2022-05-13
• 發明（設計）人: 張烽;焉寧;汪小衛;吳勝寶;高朝輝;李揚;郝宇星;陳蓉;唐瓊;劉丙利;張雪梅;任寬;張雨佳
• 申請（專利權）人: 中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 范曉毅

本發明公開了基于空間多機械臂驅動的航天器位姿一體化魯棒控制方法，首先依次計算初始時刻的系統動量和整個控制過程的期望關節運動序列，判斷機械臂運動是否會發生連桿間碰撞，機械臂運動是否會發生臂桿間碰撞以及機械臂運動是否會碰撞航天器本體，后計算得到當前時刻的機械臂指令關節角加速度矢量，最后計算當前時刻的機械臂關節力矩，根據當前時刻的機械臂關節力矩實施對機械臂的控制。充分利用多機械臂運動蘊含的設計自由度，結合線段分解、面分割和包絡球等技術實現機械臂運動的避障設計，并在控制設計中引入雙曲正切函數，實現系統不確定性的干擾抑制，確保航天器位姿誤差收斂的同時，兼顧控制回路的魯棒性能。

技術領域

本發明涉及一種基于空間多機械臂驅動的航天器位姿一體化魯棒穩定動力 學控制方法，屬于飛行器動力學與控制技術領域。

背景技術

以交會對接、編隊飛行為代表的空間近距離操作任務中，航天器的6自由 度位姿控制往往利用RCS噴管或“RCS+反作用飛輪/控制力矩陀螺”等執行機 構驅動實現。相比之下，基于機械臂驅動的航天器位姿一體化控制方式，能夠 充分利用機械臂與航天器本體之間的動力學耦合，通過驅動機械臂關節運動， 實現航天器的位姿高精度調整，有效避免了傳統基于RCS噴管驅動方法的燃 料消耗，節約任務推進劑并降低硬件成本。

然而，現有的關于機械臂驅動控制方式的研究中，尚未考慮空間外部干擾 及系統不確定性對控制精度的影響，干擾抑制能力較弱，而且機械臂運動過程 存在碰撞風險，控制策略需要考慮機械臂運動的避障設計。

發明內容

本發明的目的在于克服上述缺陷，提供一種基于空間多機械臂驅動的航天 器位姿一體化魯棒控制方法，首先獲取航天器位姿控制任務的任務參數、航天 器總體參數及初始時刻航天器運動參數，并依次計算初始時刻的系統動量和整 個控制過程的期望關節運動序列，根據整個控制過程的期望關節運動序列依次 判斷機械臂運動是否會發生連桿間碰撞，機械臂運動是否會發生臂桿間碰撞以 及機械臂運動是否會碰撞航天器本體，后計算當前時刻航天器動力學系統矩陣， 第i部機械臂動力學系統矩陣以及集總系統矩陣，進而得到當前時刻的機械臂指 令關節角加速度矢量，最后計算當前時刻的機械臂關節力矩，根據當前時刻的 機械臂關節力矩實施對機械臂的控制。本發明充分利用多機械臂運動蘊含的設 計自由度，結合線段分解、面分割和包絡球等技術實現機械臂運動的避障設計， 并在控制設計中引入雙曲正切函數，實現系統不確定性的干擾抑制，確保航天 器位姿誤差收斂的同時，兼顧控制回路的魯棒性能。

為實現上述發明目的，本發明提供如下技術方案：

一種基于多機械臂驅動航天器位姿一體化魯棒動力學控制方法，包括如下 步驟：

(1)獲取航天器位姿控制任務的任務參數；

(2)獲取航天器總體參數；

(3)獲取初始時刻航天器運動參數；

(4)根據步驟(1)所得任務參數，步驟(2)所得航天器總體參數以及步 驟(3)所得初始時刻航天器運動參數計算初始時刻的系統動量；

(5)按照等時間間隔選取特征時刻，得到特征時間序列

(6)根據步驟(1)所得任務參數和步驟(4)所得初始時刻的系統動量， 計算整個控制過程在特征時間序列上的期望關節運動序列；

(7)根據步驟(6)所得整個控制過程在特征時間序列上的期望關節運動 序列，判斷沿特征時間序列機械臂運動是否會發生連桿間碰撞，如果會發生連 桿間碰撞，則調整航天器的期望運動軌跡并返回步驟(1)，如果不會發生連桿 間碰撞，則進入步驟(8)；

(8)根據步驟(6)所得整個控制過程在特征時間序列上的期望關節運動 序列，判斷沿特征時間序列機械臂運動是否會發生臂桿間碰撞，如果會發生臂 桿間碰撞，則調整航天器的期望運動軌跡并返回步驟(1)，如果不會發生臂桿 間碰撞，則進入步驟(9)；