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端到端在轨服务的制作方法

端到端在轨服务
1.相关申请的交叉引用
2.本专利申请要求于2019年10月18日提交的第102019000019322号意大利专利申请的优先权。
技术领域
3.本发明一般涉及端到端(end-to-end)在轨服务，尤其涉及在轨服务航天器，用于在轨检查和/或维护航天器，以及用于拖拽航天器或其它空间物体。

背景技术：

4.众所周知，在空间景观中，端到端在轨服务服务正在彻底改变空间运输和空间使用方式。
5.概括地说，端到端在轨服务服务可以分为两个广泛的类别：航天器检查和/或维护服务以及拖拽服务，用于拖拽空间飞行器或其它性质的空间物体(例如太空碎片)。
6.航天器检查和/或维护服务又可以细分为航天器检查服务、航天器寿命延长服务，包括加燃料、航天器再定位服务；以及航天器更新服务，以适应航天器在其整个使用寿命中的任务。
7.航天器拖拽服务又可以细分为地球同步轨道航天器拖拽服务，包括航天器递送，以及低地球轨道(leo)航天器拖拽服务，包括卫星星座部署。例如，这些卫星被提供给由于发射故障而未能到达它们的操作轨道的卫星。
8.另一方面，拖拽服务或更确切地说空间物体移除服务实质上由旨在主动移除空间碎片的清理服务组成。
9.通过在轨服务航天器提供在轨服务服务，当在轨服务航天器被设计成向航天器提供检查和/或维护服务时，在轨服务航天器被区分为检查航天器和/或维护航天器，并且当在轨服务航天器被设计成为空间飞行器/物体提供拖拽服务时，在轨服务航天器被区分为空间拖拽船。
10.空间物体拖拽服务还可以被提供给在服务供应中未能协同工作的空间物体，并且航天器检查和/或维护服务以及航天器拖拽服务被提供给在服务供应期间能够或不能够协同工作的航天器。
11.当航天器拖拽船被用于提供航天器拖拽服务时，航天器拖拽船可以在被发射之前被联接到要被拖拽的航天器，直接进入发射装置，以便与要被拖拽的航天器一起发射，或者它们可以与要被拖拽的航天器分开地发射到等待航天器被拖拽的所谓的会合轨道(leo或nrho-近直线晕轨道)中，航天器在空间拖拽后被发射到会合轨道中。
12.当它们被用于拖拽单独发射的航天器时，航天器拖拽船被控制，以便经由适当的对接系统(通常为机械臂的形式)自主地接近和对接航天器，并且可能推进对接的航天器直到它们到达航天器能够操作或维护/加燃料的期望轨道，可以执行修理或其它操作。
13.当空间拖拽船被用于拖拽空间物体时，空间拖拽船被控制，以便借助于适当的捕
获系统(例如，网、叉或其它系统)自主地接近和捕获空间物体，并且使所捕获的空间物体的轨道偏离或上升，简单地改变它们的轨道，以便将它们带到不再有运行卫星的风险的地方。
14.us2018/148197a1公开了一种具有本体、控制器和对接单元的服务卫星。对接单元包括至少两个可折叠的和可调节的抓握臂，抓握臂枢转地安装在卫星本体上。每个抓握臂可相对于卫星本体枢转，并且在抓握臂的每个自由端处包括抓握端。抓握端适于并配置成捕获和抓住轨道卫星的目标部分。每个抓握臂由控制器独立地控制，该控制器协调抓握臂的运动。该服务卫星还包括推进单元，该推进单元包括邻近服务卫星本体的天底(nadir)端安装的第一推进器和与第一推进器间隔开并面向与第一推进器不同的方向的平衡推进器，以及用于该推进器和平衡推进器的推进剂。服务卫星还包括用于对准推进器的装置，以便推进矢量通过服务卫星和被服务的卫星的联合重心。
15.us6017000a公开了用于通过“卫星检查恢复和扩展”(“sire”)航天器的操作来执行诸如目标卫星的检查、恢复和寿命延长的卫星邻近操作的设备和方法，“卫星检查恢复和扩展”(“sire”)航天器可以在远程操作模式、自动模式和自主模式下操作。sire概念还包括用于执行某些在轨操作的那些方法和技术，包括但不限于卫星、航天器、空间系统、空间平台和空间中的其它飞行器和物体(统称为“目标卫星”)的检查、服务、恢复和寿命延长。sire邻近任务的三种基本类型被定义为“寿命延长”、“恢复”和“效用”。提供远程驾驶舱系统以允许在邻近操作期间对sire航天器进行人工控制。
16.james jillian在2016年ieee aerospace conference(《ieee航空航天会议》)，ieee，2016年3月5日(2016-03-05)，第1-10页的“adaptive control for post-dock manoeuvres with an unknown semi-cooperative object(与未知半合作物体快速地对接操纵的自适应控制)”中，探讨了当航天器与具有有限物理参数信息的物体结合时，自适应控制器可以在其中维持姿态控制授权的贸易空间，目标是通过未来的太空飞行试验为控制器验证绘制路径。比较了基线姿态和位置比例-积分-微分(pid)控制系统与自适应pid控制方法。改变连接的航天器的惯性、质量和质心位置，以评估这些控制器的局限性、性能和鲁棒性。
17.us9115662b1公开了用于管理平台中的多个推进器的方法和设备，包括利用推进器控制系统操作平台中的多个推进器，估计由多个推进器的操作产生的飞行器响应以形成估计的飞行器响应，以及将估计的飞行器响应与期望的飞行器响应进行比较以产生目标功能误差。
18110110342a公开了一种基于邻近算法的组合航天器数据驱动控制方法。该方法包括以下步骤：建立组合体航天器运动模型；基于邻近算法的数据驱动姿态控制器设计；初始化控制器参数并建立数据库；通过利用公式计算系统的预测值，利用公式计算系统的预测输出；计算控制器；更新数据库中的数据；以及迭代以调节控制器的输出。
19109625333a公开了一种基于深度增强学习的空间非合作目标捕获方法。该方法包括两个步骤。通过该方法可以实现交互。该方法包括步骤一、利用三维可视化软件搭建服务飞行器和目标飞行器的三维可视化环境，可视化环境的输入是服务飞行器的控制力和控制力矩，以及输出是服务飞行器和目标飞行器的状态；步骤二，构建卷积神经网络模型，在三维可视化环境中对服务飞行器进行智能自主空间非合作目标捕获训练。卷积神经网络模型以服务飞行器和目标飞行器的状态作为的输入，利用卷积神经网络模型的权值参数输出
控制服务飞行器所需的控制力和控制力矩，并将控制力和控制力矩发送到可视化环境中，以及将两个飞行器的状态连续输入到神经网络中以进行持续的深度增强训练。

技术实现要素：

20.申请人已经体验到，在为客户航天器，特别是卫星提供服务服务时，服务航天器必须面对的关键技术问题之一是优化(即减少)燃料消耗以保证适当的姿态，尤其是在与客户卫星对接时聚集航天器的质心位于两个航天器之间的中间位置(通常事先未知)的情况下。
21.申请人已经发现，基于其最佳知识，当前用于或建议解决上述技术问题的技术基本上是基于通过适当的机构提供在两个或更多个预先确定的离散位置(通常是收起或未展开位置和展开位置)中移动的姿态控制推进器，其中，对于申请人的最佳知识，基于估计航天器和聚集航天器必须执行的所有可能的先验可预测任务中由聚集航天器的质心可以假定的位置，在地面上计算展开位置。
22.结果，申请人已经证实，上述技术虽然在许多方面是令人满意的，但是在服务航天器在它们的整个使用寿命期间的燃料消耗的优化效率方面，特别是在由于它们离地球的距离而难以从地面与服务航天器交互的情况下，以及在服务航天器的整个使用寿命中控制服务航天器和聚集航天器的姿态所必需的姿态控制推进器的数量和总质量方面有显著的改进余地。
23.因此，本发明的目的是提供一种技术，该技术允许在燃料消耗的优化效率方面和控制服务航天器和聚集航天器的姿态所需的姿态控制推进器的数量方面以及考虑必要的冗余方面获得改进。
24.根据本发明，如所附权利要求所述，提供了一种在轨服务航天器。
附图说明
25.图1示出在轨服务航天器。
26.图2示出由图1的在轨服务航天器形成的空间系统，该在轨服务航天器对接待服务或待拖拽的航天器；
27.图3示出图1的在轨服务航天器的姿态控制推进器的定位和定向系统；
28.图4示出图1的在轨服务航天器的电子反应控制系统的框图；以及
29.图5示出由图4的电子反应控制系统的姿态控制计算机执行的操作的流程图。
具体实施方式
30.现在将参考附图详细描述本发明，以允许本领域技术人员制造和使用它。所描述的实施方式的各种修改对于本领域的技术人员将是显而易见的，并且所描述的一般原理可应用于其它实施方式和应用，而不会因此脱离如本发明的所附权利要求书中所限定的保护范围。因此，本发明不应被认为限于所描述和说明的实施方式，而应符合与所描述和要求保护的特征相一致的最广泛的保护范围。
31.除非另有定义，否则本文中所用的所有技术术语和科学术语具有与本发明领域的普通技术人员通常使用的相同的含义。在任何冲突的情况下，本说明书(包括所提供的定义)应当是有约束力的。此外，所提供的实施方式仅用于说明的目的，因此不应被认为是限
制性的。
32.具体地说，附图中包含的和下面描述的框图并不旨在表示结构特征，即构造限制，而是它们必须被解释为表示功能特征，即由所获得的效果定义的装置的固有特性，即功能特征是功能限制并且可以以不同的方式实现，因此以便保护其功能(实现功能的可能性)。
33.为了便于理解本文中所描述的实施方式，将参考一些特定的实施方式，并且将使用特定的语言来描述这些实施方式。本文所用的术语具有仅描述特定实施方式的目的，且并不旨在限制本发明的范围。
34.此外，为了描述方便，以下描述将在不失去一般性的情况下涉及这样的任务，在该任务中，空间拖拽船形式的在轨服务航天器必须与卫星的形式的航天器对接(不一定是合作的)，从而形成由彼此刚性接合的空间拖拽船和卫星组成的刚性空间系统。
35.概括地说，本发明的基本思想本质上是提供一种基于人工智能(ai)的姿态控制，该姿态控制能够基于空间拖拽船的感测系统提供的信息，输出关于空间拖拽船的姿态控制推进器的定位、定向和操作的最佳解决方案，无论是当它接合卫星或当它仍与卫星分离时。
36.基于人工智能的姿态控制还被设计成适应随时间的变化，诸如，例如由于空间系统上的渐进的燃料消耗，空间系统的质心位置的位移。
37.这样，一方面可以减少燃料消耗，另一方面可以减少必要的姿态控制推进器的总数(包括冗余)，从而减轻姿态控制系统的重量，同时还提供更大的能力来吸收姿态控制推进器的任何故障并增加空间系统的操纵灵活性。
38.图1、图2和图3示出了根据本发明的空间拖拽船，整体上用附图标记1表示。
39.空间拖拽船1包括：
[0040]-本体或结构或平台2；以及
[0041]-由本体2承载的机载设备，其中，包括：
[0042]
○
太阳能电池板3，用于对机载电气系统供电；
[0043]
○
已知类型的电子可控的接合系统4，并且因此没有详细描述，并且通过示例以环的形式示出，根据现有技术的接合机构(未示出)固定在该环上，以对接/捕获被拖拽的卫星5，从而与卫星5形成空间系统6；以及
[0044]
○
电子反应控制系统(rcs)7(图4)，用于使空间拖拽船1绕着横滚轴、偏航轴和俯仰轴旋转，以控制其沿给定轨迹的姿态和位移，从而使航天器1执行给定的操纵，诸如航天器之间的交会和对接操纵(使用位移控制来控制接近目标的速度并与对接点对准)和轨道变化操纵。
[0045]
如图4的框图所示，电子反应控制系统7包括：
[0046]-已知类型的感测系统8，因此未详细描述，允许直接感测物理量或基于感测的物理量(诸如位置、姿态、角速率、可用燃料、几何特征和机载系统状态)间接计算物理量；
[0047]-以姿态控制推进器9的形式安装的电子可控的致动器/马达，以允许它们的位置和定向是可调节的；以及
[0048]-姿态控制计算机10，与感测系统8和姿态控制推进器9通信，并且被编程以接收来自感测系统8的数据，并且基于所接收的数据控制姿态控制推进器9的位置、定向和操作状态，从而控制空间拖拽船1的姿态和位置。
[0049]
再次参考图1、图2和图3，为了允许它们的位置和定向是可调节的，姿态控制推进
器9通过电子可控的可展开运动系统11安装在空间拖拽船1的本体2上，电子可控的可展开运动系统11被设计成允许姿态控制推进器9的位置和定向是可调节的，以响应来自姿态控制计算机10的电命令。
[0050]
如图2中以非限制性示例的方式更详细地示出，对于每个单独的姿态控制推进器9，其定向将被单独地调节，或者对于姿态控制推进器9中的每组，其定向将被共同地调节，为了简洁起见在下文中被称为rcs聚类(cluster)9，运动系统11包括电子可控的定向结构12，其被设计成支承rcs聚类9以允许rcs聚类9响应于来自姿态控制计算机10的电命令绕着至少两个正交旋转轴a和b旋转，从而允许rcs聚类9的定向可根据需要在空间拖拽船1上调节。
[0051]
对于每个单独的定向结构12，其位置希望被单独地调节，或对于定向结构12的组，其位置希望被共同地调节，运动系统11还包括电子可控的定位结构13，其被设计成支承定向结构12或定向结构12的组，以便允许定向结构12或定向结构12的组沿着直线或曲线位移方向位移，从而允许定向结构12或定向结构12的组的位置可在空间拖拽船1上被调节。
[0052]
图1、图2和图3以示例的方式示出了导向滑块类型的定位结构13，其中定向结构12锚定在可滑动地安装在直线导轨上的滑块上，以便响应于来自姿态控制计算机10的电命令而沿直线方向c移动，从而允许由定向结构12承载的rcs聚类9的位置被调节。
[0053]
最后，对于每个定位结构13，运动系统11还包括电子可控的展开结构14，展开结构14将定位结构13连接到空间拖拽船1的本体2，并且被设计成响应来自姿态控制计算机10的电命令而呈现未展开配置和相对于本体2的展开配置，在未展开配置中，定位结构13保持靠近本体2，在展开配置中，定位结构13远离本体2移动并且处于靠近卫星5的位置。
[0054]
图1、图2和图3以示例的方式示出了具有铰接在本体2和定位结构13的直线引导件之间的杠杆的类型的展开结构14。
[0055]
在图1、图2和图3所示的示例中，运动系统11由具有相同架构的两个运动子系统形成，并且每个运动子系统由承载具有两个姿态控制推进器9的rcs聚类9的定向结构12、承载单个定向结构12的定位结构13以及定位结构13和空间拖拽船1的本体2之间的展开结构14形成。
[0056]
两个运动子系统径向对称地布置在本体2上，以便相对于空间系统的质心保持中性行为，并允许完全地管理姿态控制推进器9的位置和方向，以便使所产生的推力的效率最大化。
[0057]
图5示出了由姿态控制计算机8执行的操作的流程图，以控制姿态控制推进器9的位置、方向和操作状态，从而调节和保持空间拖拽船1的姿态并改变其轨道。
[0058]
为此，先验已知的空间拖拽船1的任务在概念上可分为操作步骤，该操作步骤包括对接待拖拽的卫星5的预备步骤，接着是用于实现任务目标的一个或多个操作步骤，例如根据特定任务，通过轨道转移和姿态稳定的步骤来维护可能散布的卫星5的预分配的指向。
[0059]
姿态控制计算机10被编程以执行分配给空间拖拽船1的任务和优化中长期操作步骤，假定轨道转移步骤基于先验建立的标准被优化，取决于特定任务，或者在任务期间，例如使用一个或不同的专用神经网络，在地面上被适当地训练。
[0060]
由于直接扩展到更复杂的场景，为了简单起见，下面的描述是基于这样的假设，即空间拖拽船1的任务仅包括对接/捕获卫星5的预备步骤和预备步骤之后的单个操作步骤。
还假定，一旦空间拖拽船1已经对接或捕获卫星5，这样形成的空间系统6就表现为刚体，从而允许先验地与空间系统6集成的参考系统被考虑用于控制空间系统6。
[0061]
首先，操作步骤包括按照任务要求(例如指向)和所选择的优化标准(例如燃料消耗最小化、指向误差等)稳定空间系统6的姿态。为了描述方便，在下文中，首字母缩略词fs将被用于指表示姿态稳定子步骤，并且首字母缩略词fr将被用于表示稳定操作子步骤，其在姿态稳定子步骤结束时(即，当空间系统6已经达到稳定时)开始，并且其通过执行已知类型(因此不详细描述)的姿态控制步骤由姿态控制计算机10在子步骤fr的整个持续时间内维持。
[0062]
根据本发明的方面，子步骤fs的实现由姿态控制计算机10基于先前在地面上训练的神经网络来控制。为此目的，可以采用已经可用的技术，例如在cn109625333a中描述的技术，其涉及空间系统6的稳定，而不考虑进一步的目的，例如使燃料消耗最小化。在子步骤fs中，根据预先建立的默认配置来定位和定向姿态控制推进器9。
[0063]
在所考虑的情形中，作为传统控制方法的替代，利用神经网络可以是特别有利的，因为空间系统6的质心和相对惯性力矩都是先验未知的。
[0064]
在子步骤fs期间，神经网络被设计成有效地解决标准控制问题，标准控制问题在数学上可以描述如下：
[0065][0066][0067]
g(x(t)，u(t)，t)≤0
ꢀꢀ
(3)
[0068][0069]
其中表达式(1)是优化目标，例如燃料消耗最小化、指向误差等；矢量方程(2)表示在每个时刻t所考虑的空间系统6(位置和角速率相对指定的参考系统)的动态状态x(t)，作为其时间导数(空间系统6的角速度和加速度)以及控制矢量u(t)的函数，控制矢量u(t)由在任何时刻t整体施加在空间系统6上的力和转矩形成。
[0070]
表达式(3)和(4)分别定义在时间t0和tf对状态/控制变量以及对空间系统6的初始状态和最终状态(如果需要)的限制。
[0071]
由神经网络输出的方程(1)-(4)定义的问题的解关于姿态控制推进器9的指定(默认)配置进行优化。然而，由于根据本发明，姿态控制推进器9的配置是可调节的，因此空间系统6的参数，即姿态控制推进器9的位置和定向，又根据附加的(尽管是时间无关的)控制变量来考虑。以这种方式，扩展了解的范围，产生了以下新的优化问题：
[0072]
[0073][0074]
g(x(t)，u(t)，p，γ，t)≤0
ꢀꢀ
(7)
[0075][0076]
其中矢量p和γ(公式(1)-(4)中隐含的)分别表示姿态控制推进器9的位置和方向(不再被认为是常数，而是空间系统6的结构参数，其可以在相应域的上下文中定义，由条件(7)表示)。下面将由(1)-(4)定义的优化问题表示为“简化优化问题”(pr)，而由(5)-(8)定义的优化问题表示为“扩展优化问题”(pe)。
[0077]
扩展优化问题pe的最优解，一般来说，不管所选择的特定目标函数如何，都优于简化优化问题pr中的最优解。在公式中：
[0078][0079]
由于航天器1装备有运动系统11以使姿态控制推进器9模式化，所以姿态控制计算机10被编程为在对接之后为每个姿态控制推进器9计算允许的位置和方向(扩展优化问题pe中的p和γ的域)。
[0080]
还值得注意的是，扩展优化问题pe的简单(tout court)解明显比简化优化问题pr的简单解复杂得多。因此，同时优化空间系统6的稳定性和优化姿态控制推进器9的配置将是不现实的，并且为此，引入了重新配置(rc)姿态控制推进器9的子步骤，并且下面提出和描述了用于优化图4的流程图中所示的姿态控制推进器9的配置的迭代过程。
[0081]
如图4所示，用于优化姿态控制推进器9的配置的过程基本上包括以下操作，其将在下面详细描述：
[0082]
1.获取/更新操作步骤的输入；(框100)，
[0083]
2.稳定空间系统6(框110)，
[0084]
3.获取/更新用于优化姿态控制推进器9的布局的输入(框120)。
[0085]
4.优化姿态控制推进器9的位置和定向(框130)，以及
[0086]
5.(物理地)调节姿态控制推进器9的位置和定向(框140)。
[0087]
操作1至操作5仅在空间系统6的操作步骤中执行，因此，如流程图中的虚线所示，空间系统6从操作步骤的退出导致立即中止执行在那个时刻执行的步骤(一般停止规则)。
[0088]
操作1
[0089]
获取/更新操作步骤的输入
[0090]
操作1的目的是在操作步骤中获取或在优化过程期间更新空间系统6的操作场景。
[0091]
操作1包括执行以下步骤：
[0092]
1.1获取/更新操作步骤的要求，例如维护卫星5的机载光学系统的给定指向角，以及优化标准的要求，例如燃料消耗最小化；
[0093]
1.2获取/更新空间系统6的初始/当前状态的(可用)数据，例如空间系统6在与空间系统6集成的参考系统中的位置、定向和角速度；
[0094]
1.3确定卫星5相对于空间拖拽船1的位置和定向，以确定空间系统6的几何配置；
[0095]
1.4获取姿态控制推进器7的当前位置和定向(在优化过程的初始步骤、设计标称/
默认)。
[0096]
对于步骤1.1，当启动优化过程时，操作步骤的要求和优化标准的要求是已知的。如果例如由于由感测系统8感测到的状况的变化或者由于其它未预测状况的出现而确定需要更新，则它们可以稍后变化。
[0097]
定义用于操作步骤的更新，即获取更新的数据以执行(或再次执行，如果需要的话)操作2和3，由先前在地面训练的专用神经网络方便地执行。
[0098]
如果需要，在对接之后，借助于例如光学传感器、图像捕获和识别传感器等形式的感测系统来执行步骤1.3。例如，这是要恢复捕获的卫星上的光学仪器的指向功能的情况。
[0099]
操作1在优化过程开始时执行，并且此后仅在以下描述的条件1发生时执行。步骤1.1)、1.2)、1.3)和1.4)具有初始化(或重新初始化，如果必要的话)操作2和/或传送操作3的输入的目的。
[0100]
操作2
[0101]
空间系统稳定
[0102]
操作2的目的是执行子步骤fs，即，根据操作步骤的要求和所选择的优化标准(即，简化的优化问题pr的解)来稳定空间系统6的姿态，其中姿态控制推进器9的当前定向和位置被认为是恒定的。
[0103]
借助于先前在地面上训练的神经网络方便地执行操作2。
[0104]
通过导入经由步骤1.1、1.2、1.3和1.4从操作1获得的信息来操作神经网络。
[0105]
然后，当空间系统6能够满足操作步骤的要求和所选择的优化标准(例如，燃料消耗最小化)时，执行操作3。
[0106]
操作3
[0107]
获取/更新用于优化姿态控制推进器的布局的输入
[0108]
操作3的目的是准备输入数据，该输入数据可以在执行子步骤rc(即，优化姿态控制推进器9的位置和定向)所必需的优化过程期间被更新。
[0109]
操作3包括执行以下步骤：
[0110]
3.1提取在稳定操作步骤fr的控制步骤期间施加到空间系统6的姿态控制力和转矩的子集；以及
[0111]
3.2确定姿态控制推进器9的允许位置和定向域以及任何更新。
[0112]
执行步骤3.1所需的姿态控制力和转矩的子集是在子步骤fr期间(即，空间系统6的稳定运行)在充分延长的采样周期期间对施加到空间系统6的姿态控制力和转矩进行适当的统计采样之后获得的。
[0113]
为此目的，对姿态控制计算机10进行编程，以提取在子步骤fr期间在充分延长的采样周期的姿态控制期间作用在空间系统上的所产生的力和转矩的预定大小的子集。
[0114]
便利地，姿态控制计算机10可以被编程以提取在子步骤fr的最关键的姿态控制步骤期间作用在空间系统6上的姿态控制力和转矩，并且姿态控制力和转矩对应于例如姿态控制力和转矩的模块的最大值和最小值、最大所需的消耗等，以及在子步骤fr期间最频繁地作用在空间系统6上的姿态控制力和转矩。
[0115]
为了确保所提取的姿态控制力和转矩的子集尽可能地代表在子步骤fr期间发生的姿态控制步骤期间实际作用在空间系统6上的那些姿态控制力和转矩，可以方便地对姿
态控制计算机10编程以选择使姿态控制力的“总差”最大化以及同样使转矩的“总差”最大化的姿态控制步骤。为此目的，可以采用不同的公式，例如通过选择的权重，使力和力矩的标准偏差、通过l1和l2范数(norm)表示的相应距离的总和等最大化。有用的技术和算法可用于该目的，例如“k均值聚类(k-means clustering)”。
[0116]
步骤3.2主要目的是确定每个姿态控制推进器9的允许的位置和定向，允许的位置和定向限定了在扩展的优化问题pe中矢量p和γ的域。由于这个信息是先验未知的，由于无法预测卫星5相对于空间拖拽船1的确切位置和定向，所以通过图像识别技术方便地确定每个姿态控制推进器9的允许位置和方向。
[0117]
步骤3.2的进一步目的是确定姿态控制推进器9的可用性的任何更新，该信息对于操作4的执行是必需的。实际上，可能发生的是，例如，姿态控制推进器9发出可能的故障信号，并且在这种情况下，它应该适当地由在更可靠的条件下操作的一个或不同的姿态控制推进器9代替。另一个例子可以涉及重新分配姿态控制推进器9的使用以避免它们中的一些过载的需要。步骤3.2也方便地由先前在地面上训练的神经网络执行。
[0118]
在步骤3.1中选择的姿态控制力和转矩，确定可利用的姿态控制推进器9以及在步骤3.2中计算的相应的位置域和定向域的定义是用于扩展的优化问题pe的离散(小型)公式的基本要素，其用在此后操作4中描述的子步骤rc中。
[0119]
在操作3的执行结束时，姿态控制计算机10被编程以检查在流程图中用术语条件1(框150)表示的由执行操作3来定义的操作条件的发生，执行操作3具有或不具有导致空间系统6的操作场景的变化，特别是已经确定了姿态控制力和转矩的不同子集，或者在优化过程中与执行操作3之前现有的操作场景相比，排除一个或多个姿态控制推进器9。
[0120]
如果条件1被确定为发生，则姿态控制计算机10被编程为执行下面描述的操作4，否则它被设计为在经过给定时间段(框160)之后重复操作1。
[0121]
在操作3的第一次执行期间，条件1总是被确定为已经发生，而在随后的迭代中，条件1可能不会发生，在这种情况下，没有理由重新执行操作4，因为它将落入已经考虑的操作场景中，从而产生可能的循环。因此，只有在条件1发生时才激活操作4。
[0122]
操作4
[0123]
优化姿态控制推进器的位置和定向
[0124]
操作4的目的是优化在操作3中确定的可用的姿态控制推进器9的位置和定向，即子步骤rc的计算方面，而子步骤rc的输出，即姿态控制推进器9的运动在随后描述的操作5中被实施。
[0125]
在操作4中，解决了扩展的优化问题pe，其中表示每个姿态控制推进器9的位置和定向的矢量p和γ不再被认为是常数，而是系统参数(时间无关的)，其可以在操作3中确定的相关域内变化。
[0126]
所采用的优化模型/算法(从操作3开始)输入姿态控制力和转矩的代表子集、可用的姿态控制推进器9、可用的姿态控制推进器9的每个的推力约束，以及关于使用时间或所提供的推力和/或附加条件的任何约束。
[0127]
值得注意的是，方便地采用姿态控制力和转矩的代表性子集，而不是包括实际采样的所有控制步骤的姿态控制力和转矩的子集，以便显著地减小扩展优化问题pe的规模(以及因此的难度)。
[0128]
扩展优化问题pe(离散根据所选的力和转矩的子集)可以用非线性模型或混合整数规划(mip)模型的数学规划来表示，并用全局优化器(go)或mip来求解。或者，可以通过预先在地面训练的专用神经网络(使用专用模型、算法和优化器)来解决扩展的优化问题pe。在这种情况下，可以将操作3和4合并到由预先在地面训练的专用神经网络执行的单个操作中。
[0129]
当操作4已经完成时，姿态控制计算机10被编程以检查在流程图中用术语条件2(框170)表示的由在操作4中确定的解所定义的操作条件的发生，基于所考虑的优化标准，由在操作4中确定的解所定义的操作条件比在姿态控制推进器9的配置的优化过程的先前迭代中在相同操作4中确定的解所定义的操作条件被认为更好或不被认为更好。
[0130]
例如，如果优化标准是燃料消耗最小化，则通过在操作4中确定的姿态控制推进器9的配置来定义条件2，从而与在姿态控制推进器9的配置的优化过程的先前迭代中在相同操作4中确定的姿态控制推进器9的配置相比，允许获得节省燃料。
[0131]
如果条件1被确定为发生，则姿态控制计算机10被编程为执行下面描述的操作5，否则它被设计为在经过预定时间段(框160)之后重复操作1。
[0132]
操作5
[0133]
(物理地)修改姿态控制推进器的位置和定向
[0134]
操作5的目的是基于操作4的输出来修改姿态控制推进器9的位置和定向。
[0135]
为此目的，姿态控制计算机10被编程以控制运动系统11，从而使姿态控制推进器9采取在操作4中计算的位置和定向。
[0136]
基于上面描述的内容，可以理解本发明允许实现的优点。
[0137]
特别地，本发明允许提供一种电子反应控制系统，该电子反应控制系统允许在轨服务航天器的燃料消耗的优化效率和在控制在轨服务航天器的姿态所需的姿态控制推进器的数量以及由在轨服务航天器和对接或捕获的空间飞行器或物体形成的空间系统方面获得改进。
[0138]
电子反应控制系统也可以用于例如诸如卫星的单个航天器，以便在不同的使用步骤期间优化燃料消耗，或者在一个或多个航天器发生故障的情况下，优化地重新定义姿态控制推进器的配置。
[0139]
此外，所使用的神经网络可能能够通过随时间提高其响应能力而自学习。在当前的技术状态下，假设所使用的神经网络可以利用在机载使用期间感测到的数据从地面再次训练，并且通过上行链路连接重新更新。

技术特征：

1.一种在轨服务航天器(1)，包括：-接合系统(4)，接合待服务或待拖拽的空间飞行器或物体(5)，以形成空间系统(6)；以及-电子反应控制系统(7)，使所述航天器(1)绕着横滚轴、偏航轴和俯仰轴旋转，以控制所述航天器(1)沿给定轨迹的姿态和位移，从而使所述航天器(1)执行给定的操纵；所述电子反应控制系统(7)，包括：-感测系统(8)，允许直接感测物理量或基于包括位置、姿态、角速率、可用燃料、几何特征和机载系统状态中的一个或多个的感测的物理量间接计算物理量；-姿态控制推进器(9)，安装成允许它们的位置和定向是能调节的；以及-姿态控制计算机(10)，与所述感测系统(8)和所述姿态控制推进器(9)通信，并且被编程以接收来自所述感测系统(8)的数据，并且基于所接收的数据控制所述姿态控制推进器(9)的位置、定向和操作状态，从而控制所述航天器(1)的姿态和位置；所述姿态控制计算机(10)被编程以使得所述航天器(1)执行给定任务，所述给定任务包括接合步骤和一个或多个操作步骤，在所述接合步骤中，所述接合系统(4)和所述姿态控制推进器(9)由所述姿态控制计算机(10)控制以接合待服务或待拖拽的空间飞行器或物体(5)，在所述操作步骤的每个中，所述姿态控制推进器(9)由所述姿态控制计算机(10)控制以满足为所述操作步骤建立的一个或多个要求；每个操作步骤可以包括至少一个稳定化子步骤(fs)，在所述稳定化子步骤(fs)期间，所述空间系统(6)的姿态根据所述操作步骤的所述要求以及根据给定的优化标准来稳定；其特征在于，每个稳定化子步骤(fs)之后是稳定操作子步骤(fr)，所述稳定操作子步骤(fr)在所述空间系统(6)的所述姿态的所述稳定化子步骤(fs)结束时开始；以及其中，在每个操作步骤中，所述姿态控制计算机(10)还被编程为根据所述操作步骤的所述要求通过实现对所述姿态控制推进器(9)的配置进行优化的迭代过程来优化所述姿态控制推进器(9)的所述配置，所述操作步骤包括：1.操作1，包括：1.1获取/更新所述操作步骤的要求和所述优化标准的要求；1.2获取/更新由所述空间系统(6)在所述空间系统(6)的参考系统中的位置、定向和角速度定义的所述空间系统(6)的当前状态；1.3确定所接合的空间飞行器或物体(5)相对于所述航天器(1)的位置和定向，以允许确定所述空间系统(6)的几何配置；以及1.4确定所述姿态控制推进器(9)的当前位置和定向；2.操作2，包括：基于所述空间系统(6)的当前状态和几何配置，以及所述姿态控制推进器(9)在步骤1.4中确定的当前位置和定向，根据所述操作步骤的要求和所述优化标准稳定所述空间系统(6)的姿态；3.操作3，包括：3.1在所述稳定操作步骤(fr)的充分延长的采样周期期间，确定作用在所述空间系统(6)上的姿态控制力和转矩；以及3.2确定所述姿态控制推进器(9)的允许的位置域和定向域以及所述姿态控制推进器
(9)的可用性；4.操作4，包括：基于所述优化标准并且将所述姿态控制推进器(9)的位置和定向看作在步骤3.2中确定的相关联的允许的域内可能变化的系统变量来优化可用的姿态控制推进器(9)的位置和定向；5.操作5，包括：修改所述姿态控制推进器(9)的位置和定向，以便使所述姿态控制推进器(9)采取在步骤4.1中计算的优化的位置和定向。2.根据权利要求1所述的在轨服务航天器(1)，其中，所述姿态控制计算机(10)还被编程为：-当操作3已经完成时，检查(150)由执行操作3定义的第一操作条件的发生，执行操作3具有或不具有导致所述空间系统(6)的由施加到所述空间系统(6)的一组姿态控制力和转矩和/或可用性定义的操作场景的变化，与在所述姿态控制推进器(9)的配置的优化的迭代过程中执行操作3之前的操作场景相比，存在或排除一个或多个姿态控制推进器(9)；-如果确定所述第一操作条件已经发生，执行操作4(130)；以及-如果确定所述第一操作条件还未发生，在经过给定时间段(160)之后重复操作1。3.根据权利要求1或2所述的在轨服务航天器(1)，其中，所述姿态控制计算机(10)还配置为：-当操作4已经完成时，检查由执行操作4定义的第二操作条件的发生(170)，与在所述姿态控制推进器(9)的配置的优化的迭代过程中先前执行操作4相比，所述第二操作条件具有或不具有导致基于所述优化标准确定的改进；-如果确定所述第二操作条件已经发生，执行操作5(140)；以及-如果确定所述第二操作条件还未发生，在经过给定时间段(160)之后重复操作1。4.根据前述权利要求中任一项所述的在轨服务航天器(1)，其中，所述姿态控制计算机(10)还被编程为通过先前在地面上训练的一个相同或不同的神经网络来实现所述稳定化子步骤(fs)、根据操作1中的步骤1.1、操作2以及操作3中的步骤3.2确定更新需求中的一个或多个。5.根据前述权利要求中任一项所述的在轨服务航天器(1)，其中，所述姿态控制计算机(10)还被编程为根据操作1中的步骤1.3，基于由所述感测系统(8)输出的数据来确定待服务或待拖拽的所述空间飞行器或物体(5)相对于所述航天器(1)的位置和定向，以及所述空间系统(6)的几何配置。6.根据前述权利要求中任一项所述的在轨服务航天器(1)，其中，所述姿态控制计算机(10)还被编程为当所述空间系统(6)满足所述操作步骤的要求和所述优化标准时执行操作3。7.根据前述权利要求中任一项所述的在轨服务航天器(1)，其中，所述姿态控制计算机(10)还被编程为通过提取施加到所述空间系统(6)的姿态控制力和转矩的子集执行操作3中的步骤3.1，所述姿态控制力和转矩的子集代表在所述稳定操作步骤(fr)期间已经发生的控制步骤期间施加到所述空间系统(6)的姿态控制力和转矩。8.根据权利要求7所述的在轨服务航天器(1)，其中，所述姿态控制计算机(10)还被编
程为提取施加到所述空间系统(6)的姿态控制力和转矩的子集，姿态控制力和转矩的子集包括在所述稳定操作子步骤(fr)期间已经发生的关键姿态控制步骤期间施加到所述空间系统(6)的姿态控制力和转矩和/或在所述稳定操作子步骤(fr)期间更频繁地施加到所述空间系统(6)的姿态控制力和转矩。9.根据前述权利要求中任一项所述的在轨服务航天器(1)，其中，所述电子反应控制系统(7)还包括能操作以移动所述姿态控制推进器(9)的电子可控的运动系统(11)，并且所述电子可控的运动系统(11)包括：-电子可控的定向结构(12)，被设计为支承一个或不同的姿态控制推进器(9)，以允许所述姿态控制推进器(9)响应于来自所述姿态控制计算机(10)的电命令绕着至少两个正交旋转轴(a，b)旋转，从而允许所述姿态控制推进器(9)的定向是能调节的；-电子可控的定位结构(13)，被设计成支承一个或不同的定向结构(12)，以允许所述定向结构(12)响应于来自所述姿态控制计算机(10)的电命令沿着位移方向平移，从而允许所述定向结构(12)的位置是能调节的；以及-对于每个定位结构(13)，电子可控的展开结构(14)被设计成将所述定位结构(13)连接到所述航天器(1)，并且响应于来自所述姿态控制计算机(10)的电命令而呈现未展开配置和展开配置，在所述未展开配置中，所述定位结构(13)靠近所述航天器(1)，在所述展开配置中，所述定位结构(13)远离所述航天器(1)移动并且被带到待服务或待拖拽的所述空间飞行器或物体(5)的位置。10.一种能加载在根据前述权利要求中任一项所述的在轨服务航天器(1)的电子反应控制系统(7)的姿态控制计算机(10)中的软件，所述软件被设计成在执行时使所述姿态控制计算机(10)变成如前述权利要求中任一项所述的配置。

技术总结

一种在轨服务航天器(1)，包括接合系统(4)，用于接合待服务或待拖拽的空间飞行器或物体(5)以形成空间系统(6)；以及电子反应控制系统(7)，使航天器(1)绕着横滚轴、偏航轴和俯仰轴旋转，以控制沿给定轨迹的姿态和位移，从而使航天器(1)执行给定的操纵。电子反应控制系统(7)包括：感测系统(8)，以直接感测物理量或允许基于包括位置、姿态、角速率、可用燃料、几何特征和机载系统状态中的一个或多个的感测的物理量间接计算物理量；姿态控制推进器(9)，安装成允许它们的位置和定向可调节；以及姿态控制计算机(10)，与感测系统(8)和姿态控制推进器(9)通信，并被编程以从感测系统(8)接收数据，并基于所接收的数据控制姿态控制推进器(9)的位置、定向和操作状态，从而控制航天器(1)的姿态和位置，姿态控制计算机(10)被编程以使得航天器(1)执行包括接合步骤的给定任务，其中，接合系统(4)和姿态控制推进器(9)由姿态控制计算机(10)控制，以接合待服务或待拖拽的空间飞行器或物体(5)，以及一个或多个操作步骤，在操作步骤的每个中，姿态控制推进器(9)由姿态控制计算机(10)控制，以满足为操作步骤建立的一个或多个要求。每个操作步骤可以包括至少一个稳定化子步骤(FS)，在该稳定化子步骤期间，根据操作步骤的要求和给定的优化标准来稳定空间系统(6)的姿态，随后是在空间系统(6)的姿态的稳定化子步骤结束时开始的稳定化操作子步骤(FR)。在每个操作步骤中，姿态控制计算机(10)还被编程，以通过实现对姿态控制推进器(9)的配置进行优化的迭代过程，根据操作步骤的要求来优化姿态控制推进器(9)的配置。置。置。