基于跟踪时间‑能耗最优轨线的挠性卫星姿态机动控制方法技术

基于跟踪时间‑能耗最优轨线的挠性卫星姿态机动控制方法，涉及一种挠性卫星姿态的机动控制方法。为了解决转动惯量拉偏和损失时间之间的矛盾问题和时间‑能耗最优控制的问题，本发明专利技术在考虑挠性振动的影响下，根据时间‑能耗最优控制方法，从机动开始时刻，实时算出一条最优角度跟踪轨线以及其对应的最优角速度跟踪轨线，并通过PD控制，使滚动通道的姿态角跟踪算出来的这条角度最优轨线，保证在损失时间较少的同时对转动惯量的拉偏具有较好的鲁棒性，并在考虑时间最优的同时兼顾飞轮的能耗。本发明专利技术适用于挠性卫星姿态的机动控制。

【技术实现步骤摘要】
基于跟踪时间-能耗最优轨线的挠性卫星姿态机动控制方法
本专利技术涉及一种挠性卫星姿态的机动控制方法。
技术介绍
伴随社会的发展，经济、科技等各项事业的进步，人类加快了探索太空的步伐，航天事业的发展与进步显然已经成为衡量一个国家综合实力和国际竞争力的主要指标。航天工程是复杂的系统工程，综合性较强。卫星系统具有许多分系统，包括结构、电源、热控、测控、姿态和轨道控制及其它相关系统。卫星姿态控制系统是一个非常关键的子系统，它的性能好坏将决定卫星总体所下达的预定指标或在轨任务能否顺利实现。大角度姿态快速机动能力是当代卫星的一项重要技术。比如，星体与燃料仓分离以后的对地快速姿态稳定，星体从对日稳定到对地跟踪，从对地跟踪再到对日捕获等等都要求卫星的姿态控制系统具有大角度快速机动能力。同时为了满足提高星体相机立体成像精度和姿态稳定度高等要求，要求在快速机动后具有快速稳定的能力。Chen等人运用反馈线性化方法处理卫星模型，并用推力器和偏置动量轮共同作为执行机构，通过跟踪一条参考轨迹，实现了某微小卫星的姿态大角度机动，实现45秒机动40°，并且精度可以达到0.4°。然而，该方法是针对刚体卫星进行设计，未考虑挠性振动的影响。Yuan等人通过将PD控制器和PWPF、输入成形等技术结合的方式设计出了一种抑制干扰的卫星大角度姿态机动控制器，其中姿态机动主要通过PD反馈控制实现，干扰抑制主要通过输入成形前馈补偿实现。该方法当机动角度较小时，系统的稳态精度很高，而大角度机动时，稳态精度较低。而且没有对姿态角速度，即稳定度的稳态指标进行限制。Zhang等人建立了含有挠性太阳帆板的卫星的降阶模态动力学模型，针对大角度姿态机动会导致挠性结构振动的特点，利用输入成形技术对于振动模态坐标进行了有效的估计，进而对星体姿态进行Bang-Bang控制。该控制算法未考虑输出力矩的保留设计，无法应对输出力矩的拉偏；此外，在机动临近结束阶段由于输出力矩仍然输出最大力矩，可能导致超调较大，进入稳态较慢，影响系统的快速性，同时该算法消耗能耗较多。基于TS模糊区域模型的航天器姿态控制研究了参数不确定TS模糊系统的鲁棒控制器设计方法，并将其应用到平面机动挠性航天器的姿态机动控制问题中。该控制器对参数不确定性具有很强的鲁棒性，可以实现挠性航天器的高精度姿态控制和振动抑制。然而，该算法的稳定性分析及计算过程都比较复杂，应用仍相对较少。基于时频域分析的轮控航天器姿态控制规律参数整定重点研究了航天器PID姿态控制规律的参数整定。分析了PD控制参数与系统带宽、截止频率、相位裕度等多项频域指标的关系，同时为快速完成姿态机动，结合时间最优控制特性分析了控制参数与机动角度的关系。该控制算法能有效隔离太阳帆板的挠性振动，实现姿态控制的指标要求。但是，设计过程中未考虑转动惯量参数的不确定性，导致转动惯量的拉偏对机动时间影响很大，达到姿态机动到位的精度或稳定度标准要很长的时间。挠性卫星姿态快速机动算法研究研究了相对轨道坐标系的姿态快速机动问题，设计了单轴大角度快速机动策略，基于跟踪最优轨线的方法对传统阶跃响应的PD算法进行改进，该算法对转动惯量的拉偏测试具有较好的鲁棒性。该方法的设计过程中未考虑节约飞轮的能耗问题。
技术实现思路
本专利技术为了解决系统在损失时间较少的同时对转动惯量的拉偏具有较差的鲁棒性问题和只在时间最优时飞轮的能耗消耗较多的问题。本专利技术在阶跃响应PD算法的基础上，提出了一种基于跟踪时间-能耗最优轨线的挠性卫星姿态机动控制方法。本专利技术基于跟踪时间-能耗最优轨线的挠性卫星姿态机动控制方法的过程为：步骤1：采用x-y-z转序欧拉角描述卫星姿态，建立卫星的动力学和运动学方程，在带宽设计合理的前提下忽略挠性因素的影响，对飞轮做执行机构的动力学模型进行简化，设计非线性解耦力矩控制器；步骤2：在初始姿态角、初始姿态角速度、目标姿态角、目标姿态角速度，转动惯量以及输出力矩幅值给定的前提下，根据时间-能耗最优控制方法，从机动开始时刻开始，实时算出一条最优角度跟踪轨线以及其对应的最优角速度跟踪轨线步骤3：选取PD参数，并通过PD控制，使滚动通道的姿态角跟踪算出来的这条最优轨线，对PD控制算法的收敛性进行证明，确保选取的PD参数能够使实际姿态角准确地跟踪最优轨线。本专利技术在考虑挠性振动的影响下，利用跟踪最优轨线的思想解决了转动惯量拉偏和损失时间之间的矛盾，使系统在损失时间较少的同时对转动惯量的拉偏具有较好的鲁棒性；时间-能耗最优轨线的设计在考虑时间最优的同时兼顾了飞轮的能耗。采用本专利技术中的方法，即跟踪时间-能耗最优轨线的方法，可以在损失一定机动时间的情况下，极大地节省飞轮的能耗。如当取时间加权系数ρ＝70时，理想机动到位时间为124秒，在三种转动惯量下，机动到位时间为137秒，损失时间为13秒，与跟踪时间最优轨线的方法相比，损失时间增加1秒，却可以节约飞轮11.7％的能耗。并且可以对±5％以内的转动惯量拉偏，具有完全的鲁棒性。附图说明图1基于跟踪时间-能耗最优轨线的挠性卫星姿态机动控制方法步骤流程图；图2u*(t)和的关系；图3姿态机动的时间-能耗最优相轨迹；图4滚动通道闭环传递函数；图5干扰力矩到姿态角传递函数；图6不同带宽需求下控制器参数可选域侧视图；图7不同截止频率对应的控制器参数可选域侧视图；图8三种转动惯量的跟踪时间-能耗最优PD算法的模态(ρ＝150)；图9三种转动惯量的跟踪时间-能耗最优PD算法的模态(ρ＝70)；图10三种转动惯量的跟踪时间-能耗最优PD算法的模态(ρ＝48)；图11三种转动惯量的跟踪时间-能耗最优PD算法的模态(ρ＝38)；图12三种转动惯量的跟踪时间最优轨线PD算法的姿态角；图13三种转动惯量的跟踪时间最优轨线PD算法的姿态角速度；图14三种转动惯量的跟踪时间-能耗最优PD算法的姿态角(ρ＝70)；图15三种转动惯量的跟踪时间-能耗最优PD算法的姿态角速度(ρ＝70)；图16三种转动惯量的跟踪时间-能耗最优PD算法的力矩(ρ＝150)；图17三种转动惯量的跟踪时间-能耗最优PD算法的力矩(ρ＝70)；图18三种转动惯量的跟踪时间-能耗最优PD算法的力矩(ρ＝48)；图19三种转动惯量的跟踪时间-能耗最优PD算法的力矩(ρ＝38)。具体实施方式具体实施方式一：结合图1说明该实施方式，基于跟踪时间-能耗最优轨线的挠性卫星姿态机动控制方法。它包括下述步骤：步骤1：采用x-y-z转序欧拉角描述卫星姿态，建立卫星的动力学和运动学方程，在带宽设计合理的前提下忽略挠性因素的影响，对飞轮做执行机构的动力学模型进行简化，设计非线性解耦力矩控制器；步骤2：在初始姿态角、初始姿态角速度、目标姿态角、目标姿态角速度，转动惯量以及输出力矩幅值给定的前提下，根据时间-能耗最优控制方法，从机动开始时刻开始，实时算出一条最优角度跟踪轨线以及其对应的最优角速度跟踪轨线步骤3：选取PD参数，并通过PD控制，使滚动通道的姿态角跟踪算出来的这条最优轨线，对PD控制算法的收敛性进行证明，确保选取的PD参数能够使实际姿态角准确地跟踪最优轨线。具体实施方式二：本实施方式的步骤1的具体操作步骤为：对于带有挠性太阳帆板的轮控航天器，考虑干扰力矩的影响，其姿态动力学方程及帆板挠性振动方程为：其中Is＝d本文档来自技高网...

【技术保护点】
基于跟踪时间‑能耗最优轨线的挠性卫星姿态机动控制方法，其特征在于它包括下述步骤：步骤1：采用x‑y‑z转序欧拉角描述卫星姿态，建立卫星的动力学和运动学方程，在带宽设计合理的前提下忽略挠性因素的影响，对飞轮做执行机构的动力学模型进行简化，设计非线性解耦力矩控制器；步骤2：在初始姿态角、初始姿态角速度、目标姿态角、目标姿态角速度，转动惯量以及输出力矩幅值给定的前提下，根据时间‑能耗最优控制方法，从机动开始时刻开始，实时算出一条最优角度跟踪轨线以及其对应的最优角速度跟踪轨线步骤3：选取PD参数，并通过PD控制，使滚动通道的姿态角跟踪算出来的这条最优轨线，对PD控制算法的收敛性进行证明，确保选取的PD参数能够使实际姿态角准确地跟踪最优轨线。

【技术特征摘要】
1.基于跟踪时间-能耗最优轨线的挠性卫星姿态机动控制方法，其特征在于它包括下述步骤：步骤1：采用x-y-z转序欧拉角描述卫星姿态，建立卫星的动力学和运动学方程，在带宽设计合理的前提下忽略挠性因素的影响，对飞轮做执行机构的动力学模型进行简化，设计非线性解耦力矩控制器；步骤2：在初始姿态角、初始姿态角速度、目标姿态角、目标姿态角速度，转动惯量以及输出力矩幅值给定的前提下，根据时间-能耗最优控制方法，从机动开始时刻开始，实时算出一条最优角度跟踪轨线以及其对应的最优角速度跟踪轨线步骤3：选取PD参数，并通过PD控制，使滚动通道的姿态角跟踪算出来的最优角度跟踪轨线以及其对应的最优角速度跟踪轨线对PD控制算法的收敛性进行证明，确保选取的PD参数能够使实际姿态角准确地跟踪最优角度跟踪轨线以及其对应的最优角速度跟踪轨线步骤1中的实现过程为：对于带有挠性太阳帆板的轮控航天器，考虑干扰力矩的影响，其姿态动力学方程及帆板挠性振动方程为：其中Is＝diag(Ix,Iy,Iz)为航天器转动惯量矩阵，Ix为航天器对本体系x轴的转动惯量，Iy为航天器对本体系y轴的转动惯量，Iz为航天器对本体系z轴的转动惯量，ωs＝[ωx,ωy,ωz]T为航天器的惯性角速度矢量在本体系下的分量矩阵，为ωs对时间的导数，Tc和Td分别为控制力矩和外干扰力矩矢量；η,ε,Ω,Fs依次对应帆板挠性模态坐标、振动阻尼系数、振动频率矩阵和耦合系数矩阵，和分别为η对时间的一阶和二阶导数，FsT为Fs的转置矩阵，为ωs的反对称矩阵考虑以飞轮做执行机构的简化动力学模型为：其中Ix为航天器对本体系x轴的转动惯量，Iy为航天器对本体系y轴的转动惯量，Iz为航天器对本体系z轴的转动惯量，ωx为航天器的惯性角速度矢量在本体系下沿x轴方向的分量，ωy为航天器的惯性角速度矢量在本体系下沿y轴方向的分量，ωz为航天器的惯性角速度矢量在本体系下沿z轴方向的分量，分别为ωx、ωy、ωz对时间的一阶导数，hw＝(hwxhwyhwz)T为飞轮的角动量，hwx为飞轮角动量在本体系下沿x轴方向的分量，hwy为飞轮角动量在本体系下沿y轴方向的分量，hwz为飞轮角动量在本体系下沿z轴方向的分量，分别为hwx、hwy、hwz对时间的一阶导数，Tdx为外干扰力矩矢量在本体系下沿x轴方向的分量，Tdy为外干扰力矩矢量在本体系下沿y轴方向的分量，Tdz为外干扰力矩矢量在本体系下沿z轴方向的分量；设计如公式(3)形式的非线性解耦力矩控制器：为待设计的控制器产生的控制力矩在本体系下沿x轴方向的分量，为待设计的控制器产生的控制力矩在本体系下沿y轴方向的分量，为待设计的控制器产生的控制力矩在本体系下沿z轴方向的分量；采用相对轨道系三轴稳定的按x-y-z顺序旋转的欧拉角运动学方程：为滚动角，θ为俯仰角，ψ为偏航角，分别为θ、ψ对时间的一阶导数，矩阵A-1为矩阵A的逆矩阵，Tbo为由卫星轨道系到卫星本体系的转化矩阵ωoi＝[0-ω00]T，ω0是表示在卫星轨道系下的轨道角速度；对于单轴机动情况，即滚动轴大角度机动，俯仰和偏航轴保持稳定时，卫星姿态运动学模型化简可得由于飞轮是通过改变自身角动量来产生反作用姿态控制力矩，因此用式(3)中的Tcx代替并先忽略各种干扰，结合式(6)可得化简后待设计的控制力矩沿x轴方向分量的姿态方程：同理可得化简后待设计的控制力矩沿y轴方向分量和沿z轴方向分量的姿态动力学方程为：为滚动角对时间的二阶导数，为俯仰角θ对时间的二阶导数，为偏航角ψ对时间的二阶导数，ω0是表示在卫星轨道系下的轨道角速度；步骤2中的实现过程为：时间-能耗最优控制是时间最优控制和能耗最优控制的加权，即其中，ρ≥0，为时间加权系数，表示设计者对响应时间的重视程度；若取ρ＝0，表示不计响应时间长短，只考虑能耗最省；若取ρ＝∞，表示不计能耗消耗，只要求时间最短；t表示时间，tf为机动到位时间，u(t)是飞轮输出的力矩；从步骤2开始，与表示同一变量；设机动开始时候的角度初值为角速度为0，目标机动角度为目标机动角速度为0，输出力矩幅值为ux，时间加权系数为ρ；由时间-能耗最优控制方法可知，在理想情况下应当先全加速，即以ux加速；再匀速；最后全减速，即以-ux减速；之后使角度保持在角速度保持在0状态的姿态保持过程；开始机动时令则以上时间-能耗问题描述为如下形式：系统的状态方程：分别为x1(t)、x2(t)对时间的导数；初始状态为确定满足不等式约束条件|u(t)|≤ux(14)的最优控制u*(t)，使得系统由初始状态转移到目标集且使目标函数达到极小值，终端时刻tf自由；对构造的模型进行求解，如下：构造哈密顿函数H(x(t),u(t),λ(t))＝ρ+|u(t)|+λ1(t)x2(t)+λ2(t)u(t)(17)H(x(t),u(t),λ(t))为哈密顿函数，是状态量x(...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙延超，李程，张超，马晶晶，马广富，李传江，王晓东，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江;23