秦利，閆莉莉，劉福才,*，梁波

1. 燕山大學(xué) 電氣工程學(xué)院，秦皇島 066004 2. 燕山大學(xué) 材料科學(xué)與工程學(xué)院，秦皇島 066004

在軌加注能延長衛(wèi)星壽命，減小運(yùn)載器規(guī)模，世界各國均進(jìn)行了相關(guān)技術(shù)研究，如美國“軌道快車”計(jì)劃、德國OLEV (Orbit Life Extension Vehicle)項(xiàng)目、俄羅斯進(jìn)步號(hào)飛船向空間站傳輸液態(tài)推進(jìn)劑、中國對(duì)天宮二號(hào)的在軌燃料補(bǔ)給等[1-2]。最初的在軌加注主要通過推進(jìn)劑直接傳輸實(shí)現(xiàn)補(bǔ)給，如美國“Restore-L”航天器[3]通過操作臂捕獲目標(biāo)并完成結(jié)構(gòu)連接和推進(jìn)劑傳輸接口連接進(jìn)行燃料直接注入。歐空局ASSIST項(xiàng)目[4]通過操作臂輔助探針-錐孔連接機(jī)構(gòu)完成對(duì)接鎖緊和接口連接，進(jìn)行流體燃料傳輸。隨著在軌服務(wù)平臺(tái)與有效載荷設(shè)計(jì)逐漸趨于更便于組裝拆卸的模塊化形式，在軌加注出現(xiàn)了通過推進(jìn)劑貯箱更換，如設(shè)想收集在軌廢棄航天器燃料給需要衛(wèi)星加注的Hermes計(jì)劃[5]，以及直接將整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)模塊進(jìn)行更換的推進(jìn)劑補(bǔ)給方式，如航天器通過機(jī)械臂與自由飛行的哥倫布平臺(tái)對(duì)接并置換推進(jìn)艙[6]。美國軌道延壽器[7]在捕獲目標(biāo)航天器完成對(duì)接后可作為組合體的推進(jìn)單元進(jìn)行軌道與姿態(tài)控制。其中，空間操作臂要完成服務(wù)航天器與目標(biāo)航天器的交互對(duì)接、推進(jìn)劑傳輸接口連接、推進(jìn)模塊更換等關(guān)鍵操作[8-10]，復(fù)雜而精細(xì)的操作任務(wù)對(duì)其控制精度和性能提出了更高的要求。

空間待加注在軌服役衛(wèi)星種類多數(shù)量大，所配備的推進(jìn)劑模塊也不盡相同。加注任務(wù)中，自由飛行操作臂捕獲目標(biāo)航天器實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)連接，并將目標(biāo)航天器上舊推進(jìn)劑模塊拆除，替換成服務(wù)航天器攜帶的新增模塊，空間操作臂負(fù)載涉及的種類不同，慣性參數(shù)變化范圍較大。服務(wù)航天器與目標(biāo)航天器成功對(duì)接后，其組合整星成為在軌加注過程中的空間操作臂系統(tǒng)的載體，整星基座質(zhì)量特性的變化使其與空間操作臂系統(tǒng)間的動(dòng)力學(xué)耦合作用發(fā)生變化；推進(jìn)劑模塊更換后，新增推進(jìn)劑模塊和被替換推進(jìn)劑模塊分別集成于目標(biāo)航天器和服務(wù)航天器上，兩航天器分離后本體質(zhì)量特性改變，對(duì)各自配備的空間操作臂系統(tǒng)的動(dòng)量擾動(dòng)隨之改變?？梢?，這類任務(wù)存在復(fù)雜的質(zhì)量特性變化問題。類似問題在現(xiàn)有研究中，有從參數(shù)預(yù)測(cè)角度對(duì)質(zhì)量特性進(jìn)行試驗(yàn)測(cè)量或在線辨識(shí)的研究[11-12]。還有通過設(shè)計(jì)更有效的控制策略，保證系統(tǒng)穩(wěn)定性的研究。如文獻(xiàn)[13]考慮燃料消耗的影響，設(shè)計(jì)系繩拉力和推力器協(xié)調(diào)控制方法實(shí)現(xiàn)對(duì)抓捕后復(fù)合體的姿控。文獻(xiàn)[14-15]分別設(shè)計(jì)了基于特征模型的自適應(yīng)控制方法、基于自適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的魯棒控制方法對(duì)參數(shù)不確定機(jī)械臂系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行控制。文獻(xiàn)[16]針對(duì)存在參數(shù)不確定和外界干擾的柔性機(jī)械臂軌跡跟蹤問題，設(shè)計(jì)基于T-S模糊模型的滑模魯棒控制方案和雙柔性振動(dòng)并行控制方案。同樣，對(duì)于復(fù)雜多變的非結(jié)構(gòu)化在軌加注操作，在控制器研發(fā)時(shí)，考慮系統(tǒng)中本體與空間操作臂間的動(dòng)量耦合，及操作對(duì)象的不確定性對(duì)系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的影響，是十分必要的。

服役于太空微重力環(huán)境的空間機(jī)構(gòu)，其控制器研發(fā)和性能驗(yàn)證是在地面完成的，因此，伴隨著航天工程的發(fā)展，人們同步研發(fā)了多種微重力環(huán)境模擬試驗(yàn)方法，但復(fù)雜對(duì)象與過程的地面任務(wù)級(jí)微重力模擬試驗(yàn)平臺(tái)仍難以有效搭建。如MFD (Manipulator Flight Demonstration)和SFA (Small Fine Arm)的工程試驗(yàn)數(shù)據(jù)分別給出了末端定位誤差[17]與關(guān)節(jié)驅(qū)動(dòng)力矩[18]在微重力條件下與地面懸吊模擬試驗(yàn)中的對(duì)比結(jié)果，并推測(cè)其差異是由地面模擬環(huán)境無法產(chǎn)生真實(shí)微重力效應(yīng)引起的。重力釋放后，系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)行為受微小力/力矩的影響不可忽略[19]，而地面研發(fā)時(shí)往往容易將其掩蓋，令在軌動(dòng)力學(xué)特性和控制性能存在不可預(yù)測(cè)性，或造成速度抖振、部件卡滯及控制失靈等在軌故障，如航天器在液體燃料耗散和柔性附件扭轉(zhuǎn)振動(dòng)作用下動(dòng)力學(xué)特性發(fā)生變化[20]，本體與操作臂間的動(dòng)量擾動(dòng)隨之變化。重力梯度攝動(dòng)力矩?cái)_動(dòng)下偏心率較大時(shí)，機(jī)械臂出現(xiàn)混沌等非線性特征，系統(tǒng)可能失穩(wěn)發(fā)生翻滾運(yùn)動(dòng)[21]。文獻(xiàn)[22]設(shè)計(jì)了神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)分塊滑模自適應(yīng)控制方案對(duì)捕獲后的空間機(jī)器人混合體姿態(tài)、關(guān)節(jié)受擾運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行鎮(zhèn)定。在軌加注任務(wù)面向非結(jié)構(gòu)化的操作對(duì)象，涉及航天器對(duì)接、推進(jìn)劑模塊更換等多個(gè)操作過程，研發(fā)時(shí)難以實(shí)現(xiàn)全周期的、遍歷性的模擬驗(yàn)證，針對(duì)裝調(diào)時(shí)可能引起或掩蓋的非線性動(dòng)力學(xué)特性，所設(shè)計(jì)的控制器若能適應(yīng)實(shí)際多變的操作任務(wù)中變化的控制對(duì)象及環(huán)境，將很大程度提高控制系統(tǒng)的有效性和可靠性。

基于上述考慮，本文關(guān)注了如何設(shè)計(jì)控制器，能在非服役力學(xué)環(huán)境調(diào)試后，空間應(yīng)用同樣有效的問題，參照從地面模擬試驗(yàn)到空間應(yīng)用操作的控制器研發(fā)過程，分析在軌服務(wù)航天器輔助操作臂在加注過程中載體與負(fù)載變化時(shí)的系統(tǒng)非線性動(dòng)力學(xué)響應(yīng)。為消除整個(gè)研發(fā)周期中，重力環(huán)境變化及其與質(zhì)量特性變化的耦合對(duì)控制器設(shè)計(jì)與調(diào)試的影響，建立質(zhì)量特性改變時(shí)不同重力環(huán)境下操作臂統(tǒng)一模型，基于重力加速度g的自適應(yīng)律設(shè)計(jì)，擴(kuò)展系統(tǒng)狀態(tài)，在系統(tǒng)內(nèi)部實(shí)現(xiàn)對(duì)力學(xué)環(huán)境變化的估計(jì)，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)具有耗散結(jié)構(gòu)的Hamilton形式，基于能量函數(shù)整形方法設(shè)計(jì)預(yù)置鎮(zhèn)定控制項(xiàng)，實(shí)現(xiàn)對(duì)質(zhì)量特性變化引起的系統(tǒng)非線性的控制。提出一種適用于變化的控制對(duì)象及環(huán)境，在不改變控制器結(jié)構(gòu)和參數(shù)的情況下可實(shí)現(xiàn)操作臂系統(tǒng)混沌運(yùn)動(dòng)自適應(yīng)抑制和精確末端定位的狀態(tài)擴(kuò)展自適應(yīng)鎮(zhèn)定控制方案。

1 系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型

圖1 n自由度空間機(jī)器人模型Fig.1 Model of n-DOF space robot

本文所研究的n自由度在軌加注輔助空間機(jī)器人系統(tǒng)由載體、操作臂和末端執(zhí)行器組成，如圖1 所示。建立的坐標(biāo)系如下：(1)坐標(biāo)系∑I-{xI,yI,zI}為慣性坐標(biāo)系；(2)坐標(biāo)系∑B-{xb,yb,zb}為基座坐標(biāo)系；(3)坐標(biāo)系∑E-{xe,ye,ze}為末端坐標(biāo)系。定義如下符號(hào)：Bb表示基座空間站；Bf表示自由漂浮目標(biāo)航天器；Bi(i=1,2,…,n)表示第i個(gè)連桿；Ji為連接Bi和Bi-1的關(guān)節(jié)；Ci為Bi的質(zhì)心;OI為慣性原點(diǎn)；Og為整個(gè)空間機(jī)器人系統(tǒng)的質(zhì)心；Of為目標(biāo)物體的質(zhì)心；ai為Ji指向Ci的位置矢量；bi為Ci指向Ji+1的位置矢量；ri為慣性原點(diǎn)OI指向Ci的位置矢量；rb為慣性原點(diǎn)OI指向Cb的位置矢量；re為慣性原點(diǎn)OI指向末端執(zhí)行器的位置矢量；rg為Og在慣性坐標(biāo)系下的位置矢量。pi為Ji在慣性坐標(biāo)系下的位置矢量；F和F′分別為末端和目標(biāo)航天器上的接觸捕獲點(diǎn)。

根據(jù)拉格朗日方程和動(dòng)量守恒原理，建立空間操作臂系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方程為

(1)

將受到操作臂載體慣性參數(shù)變化、負(fù)載不確定及重力釋放耦合影響的部分與標(biāo)稱項(xiàng)分離，式(1) 可寫為

(2)

地面研發(fā)階段，系統(tǒng)處于重力環(huán)境，則

(3)

空間在軌加注階段，若航天器本體浮動(dòng)，會(huì)造成對(duì)操作臂的動(dòng)量擾動(dòng)，動(dòng)力學(xué)模型中

(4)

若某種慣性參數(shù)下令載體浮動(dòng)較小，或完成空間站上機(jī)構(gòu)的在軌加注任務(wù)時(shí)，載體質(zhì)量遠(yuǎn)大于操作臂質(zhì)量時(shí)，廣義雅可比矩陣與固定操作臂雅克比近似，可忽略基座的動(dòng)量干擾，等價(jià)為固定基座模型，此時(shí)

(5)

2 非線性動(dòng)力學(xué)特性分析

基于上述模型，考慮地面研發(fā)的過程，先以常規(guī)控制器為例，調(diào)試合理的控制器參數(shù)。參照前述在軌加注操作過程，對(duì)更換新舊推進(jìn)劑模塊和對(duì)接不同類型航天器過程中，負(fù)載質(zhì)量特性與基座動(dòng)量耦合作用的變化對(duì)系統(tǒng)末端精度的影響進(jìn)行分析，并探討引起這種現(xiàn)象的系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)特性。同時(shí)，考慮航天器與推進(jìn)劑模塊種類繁多、組合多變，研究操作不同種類推進(jìn)劑模塊、對(duì)接不同類型航天器時(shí)，系統(tǒng)質(zhì)量特性變化對(duì)非線性動(dòng)力學(xué)響應(yīng)的影響。

圖2 地面階段推進(jìn)劑模塊更換過程仿真結(jié)果Fig.2 Results of simulation of process of propellant module replacement on ground stage

圖3 推進(jìn)劑模塊更換過程中漂浮基操作臂仿真結(jié)果(mf=200 kg,mb=500 kg)Fig.3 Results of simulation of free-floating manipulator in process of propellant module replacement (mf=200 kg,mb=500 kg)

由圖2～圖6中前20 s仿真結(jié)果表明，不同工況下操作臂跟蹤誤差一定時(shí)間內(nèi)均趨于0。20 s時(shí)，所選仿真參數(shù)模擬了某種操作臂負(fù)載和基座質(zhì)量隨任務(wù)發(fā)生變化的情況，圖2顯示地面調(diào)試時(shí)控制效果仍能滿足控制要求，圖3～圖6顯示空間應(yīng)用階段操作臂末端誤差曲線突變明顯，無特定規(guī)律，對(duì)應(yīng)的關(guān)節(jié)空間相圖、龐加萊截面圖說明系統(tǒng)內(nèi)部出現(xiàn)了不同程度的混沌運(yùn)動(dòng)。

圖4 捕獲對(duì)接過程中漂浮基操作臂仿真結(jié)果(mf=50 kg,mb=1 000 kg)Fig.4 Results of simulation of free-floating manipulator in process of capturing and docking (mf=50 kg,mb=1 000 kg)

圖5 推進(jìn)劑模塊更換過程中等價(jià)固定基操作臂仿真結(jié)果(mf=200 kg)Fig.5 Results of simulation of space fixed-base manipulator in process of propellant module replacement (mf=200 kg)

圖6 推進(jìn)劑模塊更換過程中等價(jià)固定基操作臂仿真結(jié)果(mf=500 kg)Fig.6 Results of simulation results of space fixed base manipulator in process of propellant module replacement (mf=500 kg)

進(jìn)一步分析負(fù)載及基座質(zhì)量參數(shù)特性變化對(duì)系統(tǒng)非線性動(dòng)力學(xué)響應(yīng)的影響。圖7～圖9分別為空間漂浮基和空間固定基座操作臂系統(tǒng)基座和負(fù)載質(zhì)量特性變化時(shí)對(duì)應(yīng)的分叉圖，表明不同基座和負(fù)載質(zhì)量特性下系統(tǒng)發(fā)生非線性混沌運(yùn)動(dòng)的參數(shù)范圍?？梢钥闯?，在所給參數(shù)下，所操作的模塊質(zhì)量或?qū)雍蟮幕|(zhì)量處于某些范圍時(shí)，對(duì)應(yīng)截面為分散的點(diǎn)，表明系統(tǒng)出現(xiàn)不同程度的混沌運(yùn)動(dòng)。充分說明在軌加注過程中負(fù)載和基座參數(shù)組合變化可能引起的系統(tǒng)非線性動(dòng)力學(xué)響應(yīng)。

綜上所述，空間操作臂在軌加注時(shí)，系統(tǒng)質(zhì)量特性的變化可能會(huì)使空間操作臂在一定范圍內(nèi)出現(xiàn)混沌運(yùn)動(dòng)，對(duì)系統(tǒng)穩(wěn)定運(yùn)行造成影響。這些仿真結(jié)果，從一定角度解釋了在實(shí)際工程中，地面調(diào)試效果良好的操作臂應(yīng)用到太空時(shí)卻出現(xiàn)強(qiáng)烈抖震、卡死、失控等任務(wù)失敗的情況。

圖7 操作不同模塊時(shí)漂浮基機(jī)械臂關(guān)節(jié)2分叉圖Fig.7 Bifurcation plot of Joint 2 when free-floating manipulator operates different modules

圖8 對(duì)接不同航天器時(shí)漂浮基機(jī)械臂關(guān)節(jié)2分叉圖(mf=50 kg)Fig.8 Bifurcation plot of Joint 2 when free-floating manipulator docks different spacecraft (mf=50 kg)

圖9 操作不同模塊時(shí)等價(jià)固定基操作臂關(guān)節(jié)2分叉圖Fig.9 Bifurcation plot of Joint 2 when fixed-base manipulator operates different modules

3 狀態(tài)擴(kuò)展自適應(yīng)鎮(zhèn)定控制器設(shè)計(jì)

基于以上分析，相比參數(shù)復(fù)雜的控制律，為減少系統(tǒng)內(nèi)在隨機(jī)性的引入，且便于在實(shí)際空間工程實(shí)現(xiàn)，考慮從能量角度設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單的控制器，使閉環(huán)系統(tǒng)形成具有耗散結(jié)構(gòu)的廣義Hamilton形式[24]，進(jìn)而通過所設(shè)計(jì)驅(qū)動(dòng)力在體系內(nèi)進(jìn)行非線性相互作用時(shí)產(chǎn)生的有效能量交換，令系統(tǒng)具有一定的自組織能力，實(shí)現(xiàn)非平衡狀態(tài)下無序運(yùn)動(dòng)向有序演化的可能性。

在系統(tǒng)的Hamilton實(shí)現(xiàn)中，考慮系統(tǒng)內(nèi)部對(duì)勢(shì)能隨力學(xué)環(huán)境變化的自適應(yīng)性，設(shè)計(jì)g的估計(jì)誤差為擴(kuò)展?fàn)顟B(tài)變量，使控制器能自適應(yīng)從調(diào)試階段到服役階段力學(xué)環(huán)境的變化，從而在地面調(diào)試中獲取更有效的控制參數(shù)，在一定程度上將降低前述問題對(duì)系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)和控制性能的影響。

3.1 狀態(tài)擴(kuò)展Hamilton模型

將重力加速度g看做系統(tǒng)的一個(gè)變量，設(shè)θ=g，則可寫出地面調(diào)試和空間應(yīng)用不同階段操作臂動(dòng)力學(xué)方程的統(tǒng)一形式為

(6)

(7)

(8)

Hamilton函數(shù)描述了系統(tǒng)具有的總能量，針對(duì)該系統(tǒng)可表示為系統(tǒng)動(dòng)能與勢(shì)能之和，參考廣義Hamilton系統(tǒng)中虛擬勢(shì)能的定義[26]，選取Hamilton函數(shù)為

(9)

對(duì)Hamilton函數(shù)求偏導(dǎo)，整理可得如下形式

(10)

3.2 控制問題形成

針對(duì)第2節(jié)所述空間操作臂系統(tǒng)存在的非線性動(dòng)力學(xué)響應(yīng)，本文的控制問題可描述為：系統(tǒng)一旦進(jìn)入混沌狀態(tài)，可通過控制力矩將狀態(tài)變量漸進(jìn)趨于期望的平衡狀態(tài)，并脫離混沌狀態(tài)，且自適應(yīng)于地面和空間兩種環(huán)境。

考慮系統(tǒng)存在一些外界干擾，系統(tǒng)Hamilton模型可描述為

(11)

式中：ω為系統(tǒng)參數(shù)變化及外部干擾造成的系統(tǒng)擾動(dòng)項(xiàng)。

系統(tǒng)式(6)的控制問題可進(jìn)一步表述為設(shè)計(jì)狀態(tài)反饋控制器u，使得相應(yīng)閉環(huán)系統(tǒng)滿足：

2) 當(dāng)ω≠0時(shí)，對(duì)于給定的γ>0，系統(tǒng)具有L2干擾抑制特性，且滿足一定的性能指標(biāo)，即

(12)

3.3 控制策略設(shè)計(jì)及穩(wěn)定性證明

為了使系統(tǒng)能量函數(shù)的極小點(diǎn)是期望的平衡點(diǎn)，利用Hamilton模型的能量耗散特性對(duì)能量函數(shù)進(jìn)行整形[27]，設(shè)計(jì)預(yù)置鎮(zhèn)定控制項(xiàng)為

(13)

式中：kp為正定對(duì)角系數(shù)矩陣。

將式(8)所示狀態(tài)方程整理為

(14)

式中：ν′=u-ν0；J(X)和R(X)分別為互聯(lián)矩陣和阻尼矩陣。

設(shè)計(jì)自適應(yīng)項(xiàng)和魯棒項(xiàng)分別如式(15)和式(16) 所示，即

(15)

(16)

式中：Ψ=YT；I表示單位矩陣。

令ν′=νG+νr，則系統(tǒng)的輸入控制量為

u(X)=ν0(X)+ν′(X)

(17)

(18)

(19)

選取李亞普諾夫函數(shù)：

V(X)=H(X)

(20)

李亞普諾夫函數(shù)的微分形式為

(21)

當(dāng)ω≠0時(shí)，將式(21)重寫為

(22)

(23)

式(23)為該Hamilton系統(tǒng)的耗散形式，同時(shí)V(X)=H(X)具有正定性，Q(X)具有半正定性。可見，系統(tǒng)滿足無源性條件，并對(duì)外部干擾具有干擾抑制特性，控制問題式(2)得證。

4 仿真驗(yàn)證

圖10 地面調(diào)試階段仿真結(jié)果(mf=200 kg)Fig.10 Simulation results in ground debugging stage (mf=200 kg)

圖11 推進(jìn)劑模塊更換過程中漂浮基操作臂仿真結(jié)果(mf=200 kg,mb=500 kg)Fig.11 Results of simulation of free-floating manipulator in process of propellant module replacement (mf=200 kg,mb=500 kg)

圖12 捕獲對(duì)接過程中漂浮基操作臂仿真結(jié)果(mf=50 kg,mb=1 000 kg)Fig.12 Results of simulation of free-floating manipulator in process of capturing and docking (mf=50 kg,mb=1 000 kg)

圖13 推進(jìn)劑模塊更換過程中等價(jià)固定基操作臂仿真結(jié)果(mf=200 kg)Fig.13 Simulation results of space fixed base manipulator in the process of propellant module replacement(mf=200 kg)

圖14 推進(jìn)劑模塊更換過程中等價(jià)固定基操作臂仿真結(jié)果(mf=500 kg)Fig.14 Results of simulation of space fixed base manipulator in process of propellant module replacement (mf=500 kg)

如圖10～圖14所示，地面環(huán)境下，采用常規(guī)控制器進(jìn)行控制時(shí)，無混沌現(xiàn)象，切換成所設(shè)計(jì)控制器后仍能實(shí)現(xiàn)較好的控制效果。微重力環(huán)境下，前50 s在常規(guī)控制器下出現(xiàn)混沌運(yùn)動(dòng)，切換成所設(shè)計(jì)控制器之后，混沌運(yùn)動(dòng)得到抑制，關(guān)節(jié)軌跡跟蹤誤差趨近于0 rad。圖15為不同重力環(huán)境下重力加速度g的估計(jì)曲線，可見，所設(shè)計(jì)自適應(yīng)律能在地面環(huán)境下快速估計(jì)出其值為9.8 m/s2，在空間環(huán)境下其值為0 m/s2。仿真結(jié)果驗(yàn)證了所設(shè)計(jì)控制器的有效性。

圖15 重力加速度g的估計(jì)值(mf=200 kg,mb=1 000 kg)Fig.15 Estimation value of gravity acceleration g (mf=200 kg,mb=1 000 kg)

5 結(jié) 論

1) 通過對(duì)在軌加注過程中，目標(biāo)航天器、服務(wù)航天器和推進(jìn)劑模塊質(zhì)量特性改變時(shí)的空間操作臂系統(tǒng)非線性動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行仿真分析，驗(yàn)證了變質(zhì)量特性下常規(guī)策略控制的操作臂系統(tǒng)可能發(fā)生混沌運(yùn)動(dòng)。

2) 參照系統(tǒng)能量變化和自身物理結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)了自適應(yīng)鎮(zhèn)定控制方案，仿真結(jié)果表明了其可實(shí)現(xiàn)對(duì)重力加速度的有效估計(jì)和對(duì)空間操作臂非線性動(dòng)力學(xué)響應(yīng)的自適應(yīng)鎮(zhèn)定，并對(duì)外界干擾和參數(shù)變化具有一定的魯棒性。

3) 由于控制策略對(duì)變化的控制對(duì)象及力學(xué)環(huán)境的自適應(yīng)性，可在非服役環(huán)境中調(diào)試出更有效的參數(shù)，在一定程度上降低地面調(diào)試問題對(duì)系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)和控制性能的影響，有望在地面研發(fā)試驗(yàn)中輔助解決重力環(huán)境差異的問題。