一种用于抑制柔性振动的航天器姿态参考指令生成方法技术

本发明专利技术涉及一种用于抑制柔性振动的航天器姿态参考指令生成方法，采用由一系列脉冲叠加得到的前馈滤波器对航天器期望姿态角进行滤波，生成适用于PD形式姿态闭环负反馈控制的航天器姿态参考指令。其前馈滤波器由姿态运动滤波器和柔性振动滤波器卷积得到，需要根据每个姿态控制任务的要求以及测量或估计得到的姿态控制任务开始时刻的系统初始条件来在线进行有针对性的设计。期望姿态角经滤波器滤波后生成姿态角指令，与实际姿态信息一起输入给控制器，生成控制力矩，完成姿态控制。本发明专利技术适用于具有柔性结构体的航天器进行rest‑to‑rest机动、moving‑to‑rest机动或稳定控制的情况，可以实现在系统非零初始条件下完成姿态控制任务，并对不期望的柔性振动进行有效抑制。

【技术实现步骤摘要】
一种用于抑制柔性振动的航天器姿态参考指令生成方法
本专利技术属于航天器控制技术研究领域，涉及具有固有柔性振动运动的结构体的航天器的姿态控制方法，尤其涉及具有严格的姿态指向精度要求、严格的姿态指向动态特性要求以及严格的结构体柔性运动动态特性要求的航天器的姿态参考指令生成方法。
技术介绍
自二十世纪七十年代起，新兴的航天技术开始进入并迅速扩展到人类生活的许多方面，人造地球卫星、空间探测飞船、空间望远镜、载人航天器等多种多样的航天器进入太空，执行通信中继、气象观测、地球环境观测、空间科学探测等多种任务，极大地拓展了人类认识、探索、开发、利用和破坏自然的能力。总体来看，随着航天技术应用的日益广泛，对航天器系统的要求也越来越高。姿态控制系统是航天器系统的核心组成部分之一，通常归入制导、导航与控制(GNC)分系统之中，主要原因在于姿态控制系统是制导系统与导航系统的执行者或执行者之一。姿态控制系统性能的高低直接影响整个航天器飞行任务的完成质量甚至成败。具有固有柔性振动运动的航天器的控制是航天器姿态控制技术研究领域的持久热点与难点之一。其主要原因在于大多数航天器都需要大面积太阳电池阵列提供持久能源供应、复杂结构的天线提供通讯能力，这些结构不可避免的将不可忽略的柔性运动引入航天器系统。李果等人2008年在《空间控制技术与应用》上发表的题为《航天器控制若干技术问题的新进展》的论文中指出，具有固有柔性振动运动的航天器的姿态控制问题具有姿态动力学特性甚为复杂、姿态控制指标要求甚高、且要求姿态控制规律和姿态控制系统组成尽可能简单这三大特点。这些特点使得具有固有柔性振动运动的航天器的姿态控制问题至今未能得到很好的解决，需要继续探索能保持较高姿态指向精度和较高姿态稳定度的低阶控制器的设计方法。解决具有固有柔性振动运动的航天器的姿态控制问题的途径很多。其中一种是直接在姿态控制规律设计时使用考虑了需要抑制的柔性振动运动的航天器姿态运动模型，其结果是姿态控制规律非常复杂且不利于实际应用。另外一种是利用不考虑柔性振动运动的航天器姿态运动模型设计刚体姿态控制规律，同时为需要抑制的柔性振动运动设计控制规律，并在设计过程中考虑或者不考虑上述两个控制规律的相互影响并加以改进。根据第二种解决途径所得结果往往具有较为简单的控制规律，但与第一种解决途径一样通常难以实现预期的控制性能要求。在上述第二种解决途径中，为需要抑制的柔性振动运动设计控制规律的技术一般称为振动控制技术，并分为被动振动控制技术和主动振动控制技术两大类。由于可以在不改变柔性结构特性的条件下实现振动控制，主动振动控制技术中的一种得到了广泛专注。这种控制技术通过将一个预定控制指令按预定方案分解为两个或多个指令并在按预定方案确定的时刻分别施加到系统中进行控制，减弱了控制作用对系统中柔性振动运动的激励作用。哈尔滨工业大学的刘暾等人于1987年在国际学术会议PISSTA上发表的论文《Onoptimalstrategyofmaneuverofsatelliteswithflexibleappendages》公开了这种技术，并在随后的研究中命名为分力合成(componentsynthesis)技术。麻省理工学院的Singer等人于1988年9月12日申请、1990年4月10日获得授权的专利号4916635的美国专利《Shapingcommandinputstominimizeunwanteddynamics》公开了这种技术，并将其称为输入成形(inputshaping)技术。因为利用这种技术时需要向控制系统中主动引入时滞环节，所以又可称之为时滞滤波(timedelayflitting)技术。据称，输入成形技术已广泛应用于以起重机为代表的多种需要振动控制的产品中。在具有固有柔性振动运动的航天器的控制系统中应用上述分力合成或称输入成形技术的研究已有许多公开的成果。这些研究大多面向航天器姿态控制性能的提高，特别是姿态控制稳定精度的提高，因此，多数只为航天器系统中需要抑制的柔性模态进行振动控制。特殊地，哈尔滨工业大学的原劲鹏等人于2005年在《东南大学学报(自然科学版)》上的论文《输入成型在卫星喷气姿态机动控制中的应用》公开了一种为航天器姿态控制的主运动模态设计输入成形的方法；佐治亚理工学院的Huey于2006年在其博士学位论文《TheintelligentcombinationofinputshapingandPIDfeedbackcontrol》中，哈尔滨工业大学的张建英等人于2008年在中国控制会议上发表的论文《分力合成主动振动抑制方法和闭环反馈控制的同时设计》中，分别公开了分力合成控制器/输入成形器与反馈控制联合设计的方法，且后者指出抑制航天器上的柔性振动需要同时为与航天器姿态运动和有关柔性振动运动相关的两个振动设计分力合成控制器。在航天器的姿态闭环反馈控制中，姿态参考指令作为闭环系统的输入信号，对航天器的姿态指向精度和稳定度有着直接的影响。姿态参考指令的生成方式常见的有路径规划、前馈滤波等方法。其中路径规划方式多基于优化方法，或通过提高姿态路径的平滑性来提高航天器的姿态控制性能，往往对于系统的柔性振动抑制缺少明确的针对性；而前馈滤波方式则多基于系统的模态特性进行设计，属于直接的振动控制手段。因此，当用于对给定的柔性振动进行抑制时，前馈滤波是一种更为有效的姿态指令生成方式。输入成形器即是其中一种常用的前馈滤波方式。但是需要指出的是，传统的分力合成控制器/输入成形器的设计均要求系统具有零初始条件，所以目前以此为基础的研究多数未考虑施加控制时航天器系统的初始条件，尤其是振动运动的初始条件的影响，而Veciana等人于2013年在《InternationalJournalofPrecisionEngineeringandManufacturing》发表的论文《Minimizingresidualvibrationsfornon-zeroinitialstates:Applicationtoanemergencystopofacrane》指出振动运动的初始条件严重影响输入成形技术的应用效果。在实际的航天器姿态控制任务中，很多情况下航天器的初始姿态角、初始姿态角速度、初始柔性振动模态坐标等状态量并不为零，并不能满足零初始条件的要求，因此传统的分力合成/输入成形设计方法不再适用。
技术实现思路
针对上述现有技术存在的不足，本专利技术针对具有柔性结构体的航天器，提出一种基于前馈滤波的航天器姿态参考指令生成方法，结合姿态闭环负反馈控制，可以适用于非零初始条件下的姿态控制任务，在完成姿态控制任务的同时，对不期望的柔性振动进行抑制。为了解决上述技术问题，本专利技术的技术方案为：一种用于抑制柔性振动的航天器姿态参考指令生成方法，该方法适用于具有柔性结构体的航天器进行rest-to-rest机动、moving-to-rest机动或稳定控制的情况。所述方法要求航天器的姿态控制规律是比例-微分(PD)形式的姿态负反馈控制律或者在给定条件下可视为比例-微分(PD)形式的姿态负反馈控制律；对由姿态控制任务给定的期望姿态角θd进行前馈滤波，进行以下操作：步骤1，根据航天器惯量和PD控制器参数确定系统的模态频率及阻尼比，包括姿态运动模态本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于抑制柔性振动的航天器姿态参考指令生成方法，适用于具有柔性结构体的航天器进行姿态rest‑to‑rest机动、moving‑to‑rest机动或稳定控制，其特征在于：航天器的姿态控制规律是比例‑微分(PD)形式的姿态负反馈控制律或者在给定条件下可视为比例‑微分(PD)形式的姿态负反馈控制律；对由姿态控制任务给定的期望姿态角θd进行前馈滤波，进行以下操作：步骤1：根据航天器惯量和PD控制器参数确定系统的模态频率及阻尼比，包括姿态运动模态频率ω0、姿态运动模态阻尼比ξ0及若干阶柔性振动模态频率ω1、ω2、……，柔性振动模态阻尼比ξ、ξ2、……；步骤2：根据步骤1得到的模态频率及阻尼比、姿态控制任务的期望姿态角θd、测量或计算得到的航天器姿态控制任务开始时刻t0的初始姿态角θ(t0)、初始姿态角速度以及所要抑制的第l阶柔性振动的初始模态坐标ηl(t0)、初始模态坐标导数等信息，设计前馈滤波器NIS＝NIS0*NISl，其中NIS0为航天器姿态运动滤波器，NISl为所要抑制的第l阶柔性振动滤波器，*为卷积符号，所述滤波器分别为一系列具有不同幅值Ai、作用在时刻ti的脉冲δ(t‑ti)的叠加，以及一系列具有幅值Bj、作用在时刻tj的脉冲δ(t‑tj)的叠加，具有如下表达式其中，脉冲幅值Ai、Bj及脉冲施加时刻ti、tj由下列方程求解得到其中，ω0、ξ0、ωd0分别为航天器姿态运动模态的频率、阻尼比及阻尼频率，ωl、ξl、ωdl分别为第l阶柔性振动模态的频率、阻尼比及阻尼频率，K0、Kl、H0、Hl均为由模态参数ω0、ξ0、ωd0、ωl、ξl、ωdl，以及PD控制器参数等确定的系数；P0、Pl、Q0、Ql均为由模态参数ω0、ξ0、ωd0、ωl、ξl、ωdl，PD控制器参数以及初始条件θ(t0)、ηl(t0)、等共同确定的参数；步骤3：以上述前馈滤波器NIS与由姿态控制任务给定的期望姿态角θd的卷积作为航天器姿态参考指令。...

【技术特征摘要】
1.一种用于抑制柔性振动的航天器姿态参考指令生成方法，适用于具有柔性结构体的、姿态控制规律是比例-微分(PD)形式的姿态负反馈控制律或者在给定条件下可视为比例-微分(PD)形式的姿态负反馈控制律的航天器进行姿态rest-to-rest机动、moving-to-rest机动或稳定控制，其特征在于：对由姿态控制任务给定的期望姿态角θd进行前馈滤波，进行以下操作：步骤1：根据航天器惯量和PD控制律参数，确定下述模态频率及阻尼比：姿态运动模态频率ω0，姿态运动模态阻尼比ξ0，若干阶柔性振动模态频率ω1、ω2、……，若干阶柔性振动模态阻尼比ξ1、ξ2、……；步骤2：根据步骤1得到的模态频率及阻尼比、姿态控制任务的期望姿态角θd、测量或计算得到的航天器姿态控制任务开始时刻t0的初始姿态角θ(t0)、初始姿态角速度以及所要抑制的第l阶柔性振动的初始模态坐标ηl(t0)、初始模态坐标导数设计前馈滤波器NIS＝NIS0*NISl，其中NIS0为航天器姿态运动滤波器，NISl为所要抑制的第l阶柔性振动滤波器，*为卷积符号，所述滤波器分别为一系列具有不同幅值Ai、作用在时刻ti的脉冲δ(t-ti)的叠加，以及一系列具有幅值Bj、作用在时刻tj的脉冲δ(t-tj)的叠加，具有如下表达式其中，脉冲幅值Ai、Bj及脉冲施加时刻ti、tj由下列方程求解得到其中，ω0、ξ0、ωd0分别为航天器姿态运动模态的频率、阻尼比及阻尼频率，ωl、ξl、ωdl分别为第l阶柔性振动模态的频率、阻尼比及阻尼频率，K0、Kl、H0、Hl均为由模态参数ω0、ξ0、ωd0、ωl、ξl、ωdl、PD控制律参数确定的系数；P0、Pl、Q0、Ql均为由模态参数ω0、ξ0、ωd0、ωl、ξl、ωdl、PD控制律参数、以及初始条件θ(t0)、ηl(t0)、共同确定的参数；步骤3：以上述前馈滤波器NIS与由姿态控制任务给定的期望姿态角θd的卷积作为航天器姿态参考指令。2...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄庭轩，朱宏玉，徐世杰，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11