一种基于非接触电磁力的空间翻滚目标质量及惯量参数辨识方法与流程

本发明涉及一种非合作空间翻滚目标质量及惯量参数辨识方法，特别涉及一种基于非接触电磁力的空间翻滚目标质量及惯量参数辨识方法，属于非合作目标参数辨识领域。

背景技术：

空间碎片的快速增加，轨道上存在的大量失效卫星和火箭推进器，对外层空间的安全和发展构成了巨大威胁。为了有效控制空间碎片的数量，已经提出了各种空间碎片的主动清除和减缓技术。采用绳、网或者机械臂抓捕清除空间碎片的方式已经得到了广泛的研究。

对空间碎片进行移除的首要问题是获取目标的各类信息，包括运动信息、质量信息、惯量信息等，这些信息是抓捕后对目标进行控制或离轨操作的基础。现有的辨识方法大都需要先抓取目标，然后用机械臂末端以接触式方法对目标施加一定激励，根据机械手末端力反馈及加速度反馈推算目标惯量信息(楚中毅等，基于触力感知的空间非合作目标惯量参数辨识方法研究，上海航天，2017，34(2),30-46)。但是对于非合作目标，这种辨识方式存在一定的风险。

众所周知，空间碎片通常在轨道上漂浮数年或数十年，因此可能由于轨道扰动而出现旋转或翻滚运动。对这类目标进行抓取已经存在一定风险，若目标处于高速翻滚状态，抓取后再辨识的方法就难以实施。美国麻省理工参与的sphere项目(t.p.setterfield,d.w.miller,a.saenz-otero,e.frazzoli,j.j.leonard,inertialpropertiesestimationofapassiveon-orbitobjectusingpolhodeanalysis,j.guid.controldynam.(2018)1-18.)提出了用视觉的方法辨识目标惯量信息，该方法属于非接触辨识，由于视觉辨识原理上只是观测目标的运动变化，不能在目标上施加任何作用力，观测方程不满秩，因此仅仅能得到目标的惯量比信息，而无法得到绝对的惯量值。

由于非合作目标的质量及惯量信息参数是后续抓捕并进行控制的基础，其能否完成辨识关乎后续的清除操作，现有的抓取翻滚目标存在碰撞风险，视觉方法辨识信息又不完整。

技术实现要素：

针对现有接触式辨识存在碰撞风险及视觉辨识仅能获得惯量比而无法获取惯量绝对值的问题，本发明提供一种基于非接触电磁力的空间翻滚目标质量及惯量参数辨识方法。

本发明的基于非接触电磁力的空间翻滚目标质量及惯量参数辨识方法，包括以下步骤：

s1、利用旋转磁场式磁场源与目标航天器相互作用，并在目标航天器表面感生出垂直于目标航天器表面的电磁力fe，该力为排斥力，同时感生出与磁场源的旋转方向相同的电磁力矩te；

s2、根据惯性系下追踪航天器与目标航天器相对轨道运动动力学方程及目标航天器的姿态动力学方程，建立翻滚目标航天器在电磁力和电磁力矩作用下的质量、惯量参数辨识方程；

s3、根据辨识方程以及目标航天器在电磁力fe、电磁力矩te作用下的角速度、角加速度、速度和加速度，求出目标航天器的质量mt和惯量参数iy。

优选的是，

所述辨识方程为：

其中，a1＝fe，θ1＝1/mt，

x表示在追踪航天器的lvlh坐标系中目标航天器在x方向的位移，表示x的一阶导数，y表示在追踪航天器的lvlh坐标系中目标航天器在y方向的位移，表示y的二阶导数，μ表示地球的引力常数，n表示平均轨道角速度，表示n的一阶导数，r表示追踪航天器轨道半径，fc表示来自追踪航天器的控制力，表示目标航天器的角加速度。

本发明的有益效果，本发明有效避免了非接触式的翻滚非合作目标质量、惯量参数辨识中碰撞风险。本发明利用电磁力、电磁力矩作为激励，根据跟踪航天器和目标航天器在电磁力及电磁力矩作用下的相对姿态及轨道动力学模型，以及目标航天器在受到非接触电磁力、电磁力矩后的角速度ω，角加速度速度加速度改变的信息反求出目标航天器的质量惯量参数与视觉方式相比，求解矩阵满秩，可以获得目标惯量信息的准确值，而非惯量比。

附图说明

图1为本发明采用旋转磁场式磁场源1在目标上感生出涡流力示意图，β表示β表示求解电磁力及电磁力矩的积分变量，rm表示旋转磁场式磁场源的平均半径，dfn表示旋转磁场式磁场源角度为β处截面所感生的电磁力微元；

图2为本发明所针对的惯量参数辨识时的相对位置、轨道动力学模型示意图；

图3为本发明质量及惯量参数辨识结果仿真示意图；

图1至图3中，1表示旋转磁场式磁场源，2表示空间磁场分布，3表示目标航天器表面导体板，4表示目标航天器，5表示追踪航天器。

具体实施方式

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作出创造性劳动的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。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，但不作为本发明的限定。

本实施方式的一种基于非接触电磁力的空间翻滚目标质量及惯量参数辨识方法，包括以下步骤：

s1：利用旋转磁场式磁场源1与目标航天器相互作用，当磁场源以ωs的速度旋转时，在目标航天器表面可以感生出垂直于目标航天器表面的电磁力fe，该力为排斥力，同时感生出与磁场源的旋转方向相同的电磁力矩te，如图1所示；

s2：建立翻滚目标航天器在电磁力和电磁力矩作用下的质量、惯量参数辨识方程:

假设忽略了扰动力。在惯性系下追踪航天器与目标航天器受到的电磁力及控制力作用时，如图2所示，其轨道动力学方程分别可表示为：

其中μ表示地球的引力常数，rc和rt分别指的是地球中心惯性坐标系(oi)中追踪航天器和目标航天器的质心的位置矢量，mc和mt分别表示追踪航天器和目标航天器的质量。oc-xy指的是与追踪航天器相连的局部垂直局部水平坐标系(localverticalandlocalhorizontal,lvlh)。当整个系统在轨道平面内运动时，旋转磁场将产生垂直于目标航天器表面的电磁力fe，该力为排斥力，同时感生出与磁场源的旋转方向相同的电磁力矩te。fc是来自追踪航天器的控制力。目标航天器相对追踪航天器的位置矢量ρ在惯性系下可表示为ρ＝rt-rc，由式(1)和(2)联合可得到：

将式(3)在追踪航天器的lvlh坐标系中表示为分量形式时，两个航天器的相对轨道运动动力学可以表示为

其中n是平均轨道角速度a表示半长轴。表示n的一阶导数；x表示在追踪航天器的lvlh坐标系中目标航天器在x方向的位移，表示x的一阶导数，y表示在追踪航天器的lvlh坐标系中目标航天器在y方向的位移，表示y的二阶导数，r表示追踪航天器轨道半径；

当追踪航天器的控制力fc等于电磁力fe时，式(4)中的第二个方程式可以变换成以下形式

a1θ1＝b1(5)

其中

目标航天器的姿态动力学可以表示为欧拉方程

其中目标航天器转动惯量i＝diag[ix,iy,iz]。ωx,ωy,ωz分别表示目标航天器在地球中心惯性坐标系中x、y、z三个方向上的角速度分量。tx、ty、tz分别表示目标航天器在地球中心惯性坐标系中x、y、z三个方向上受到的外力。

式(7)可以表示成以下形式

a2θ2＝b2(8)

其中，

θ2＝[ixiyiz]^t，b2＝[txtytz]^t(9)

对于轨道平面内的运动，作用在目标航天器上的电磁力矩可以表示为[0te0]^t，控制系统需求的待辨识的惯量参数为目标航天器在地球中心惯性坐标系中y向的惯量iy，此时方程式(8)可以简化为

第三步：根据辨识方程(5)、(10)以及目标航天器在电磁力fe、电磁力矩te作用下的角速度ω，角加速度速度加速度改变的信息反求出目标航天器的质量惯量参数

具体实施例

以宽度为0.04m，半径为0.8m，厚度为0.04m，极对数为2，剩磁为1.42t的halbach式组合永磁体构成旋转磁场式磁场源1，针对目标航天器表面铝板0.6mm厚，初始气隙为0.1m情况下，旋转磁场式磁场源1转速为200rpm，追踪航天器与目标航天器初始轨道高度均为700km，轨道倾角为90°，质量均为1000kg，追踪航天器沿y轴惯量为600kg·m²，目标航天器沿y轴惯量为550kg·m²，两者初始相对速度、相对加速度均为0。仿真得到的目标航天器质量及沿y轴方向惯量参数辨识结果如图3所示。利用电磁力和电磁力矩对目标航天器进行质量及惯量参数辨识结果与真实值之间差距小于1％，满足精度要求。

虽然在本文中参照了特定的实施方式来描述本发明，但是应该理解的是，这些实施例仅仅是本发明的原理和应用的示例。因此应该理解的是，可以对示例性的实施例进行许多修改，并且可以设计出其他的布置，只要不偏离所附权利要求所限定的本发明的精神和范围。应该理解的是，可以通过不同于原始权利要求所描述的方式来结合不同的从属权利要求和本文中所述的特征。还可以理解的是，结合单独实施例所描述的特征可以使用在其他所述实施例中。