一种考虑残余振动的航天器控制方法及系统技术方案

本发明专利技术公开了一种考虑残余振动的航天器控制方法及系统，该方法包括：基于欧拉旋转定理，构建航天器姿态机动过程的欧拉轴表达式；建立挠性航天器的动力学模型；构建挠性航天器中的挠性附件的残余振动表达式；根据残余振动的特点和阈值限制进行轨迹规划，并生成航天器角加速度轨迹规划曲线；根据航天器姿态机动过程的欧拉轴表达式、挠性航天器的动力学模型以及航天器角加速度轨迹规划曲线，组成控制回路。该系统包括：欧拉轴计算模块、动力学模型构建模块、残余振动构建模块、角加速度轨迹规划模块和整体控制模块。通过使用本发明专利技术，能够抑制机动过程中产生的振动。本发明专利技术可广泛应用于航天器控制领域。航天器控制领域。航天器控制领域。

【技术实现步骤摘要】
一种考虑残余振动的航天器控制方法及系统


[0001]本专利技术涉及航天器控制领域，尤其涉及一种考虑残余振动的航天器控制方法及系统。

技术介绍

[0002]近年来，随着航天器功能的增强，有效载荷增加，为快速有效地完成空间任务并维持航天器长期在轨运行，航天器大多需要安装太阳帆板、运动天线等挠性附件，这类航天器通常具备星体大惯性和附件大挠性的动力学特性，挠性航天器的概念也因此产生。
[0003]挠性航天器在姿态快速机动的过程中，难免会激起挠性附件的结构振动。这类振动会严重影响有效载荷的正常工作，且靠自身阻尼很难衰减，需采取有效的振动抑制措施对残余振动进行抑制。对于挠性航天器的振动抑制问题，目前有应用到的是输入成型法，但输入成型法仅对机动结束后的残余振动进行抑制，并未考虑到机动过程中的振动抑制。

技术实现思路

[0004]有鉴于此，为了解决现有航天器控制方法中无法抑制机动过程中产生的振动，进而导致控制不稳定的技术问题，本专利技术提出考虑残余振动的航天器控制方法及系统，所述方法包括以下步骤：
[0005]S1、基于欧拉旋转定理，构建航天器姿态机动过程的欧拉轴表达式；
[0006]S2、建立挠性航天器的动力学模型；
[0007]S3、构建挠性航天器中的挠性附件的残余振动表达式；
[0008]S4、根据残余振动的特点和阈值限制进行轨迹规划，并生成航天器角加速度轨迹规划曲线；
[0009]S5、根据航天器姿态机动过程的欧拉轴表达式、挠性航天器的动力学模型以及航天器角加速度轨迹规划曲线，组成控制回路。
[0010]在一些实施例中，所述航天器姿态机动过程的欧拉轴表达式表示如下：
[0011][0012]通过该优选步骤，对航天器从一个姿态转变为另一个姿态进行欧拉轴的计算及旋转角度的确定。
[0013]在一些实施例中，所述挠性航天器的动力学模型表示如下：
[0014][0015]其中，I为航天器本体相对于体坐标系的转动惯量矩阵；ω为航天器中心刚体体坐标系相对于惯性坐标系的姿态角速度在体坐标系下的分量；F
s
为挠性附件对星体的耦合系
数矩阵；η为各阶振动模态组成的列阵，η＝[η
1 η2ꢀ…ꢀ
η
n
]T
，分别为η相对于时间的一阶、二阶导数；T
c
为系统的控制力矩；T
d
为系统的环境干扰力矩；ξ为挠性附件的模态阻尼比矩阵，且ξ＝diag[ξ
1 ξ2ꢀ…ꢀ
ξ
n
]；κ
c
为挠性附件的固有频率矩阵，且κ
c
＝diag[κ
c1 κ
c2
ꢀ…ꢀ
κ
cn
]；n为考虑的模态阶数。
[0016]通过该优选步骤，建立带有挠性附件的航天器姿态动力学模型，为以后的航天器姿态机动轨迹规划提供模型，并为数值仿真验证提供基础。
[0017]在一些实施例中，在参考角加速度为a
r
(t)、机动欧拉轴为的情况下，挠性航天器中的挠性附件的残余振动表达式表示如下：
[0018][0019]其中，η
j
表示第j阶振动模态，D
j
表示列向量的第j个元素，t0表示机动开始时刻，t
f
表示机动结束时刻，κ
cj
表示挠性附件的第j阶固有频率，ξ
j
表示挠性附件的第j阶阻尼比，τ表示时间变量，e表示自然常数。
[0020]本专利技术还提出了一种考虑残余振动的航天器控制系统，所述系统包括：
[0021]在一些实施例中，所述航天器角加速度轨迹规划曲线表示如下：
[0022][0023]其中a
max
表示角加速度的阈值，T表示角加速度信号中正弦部分的周期，表示角加速度信号中正弦部分的频率，t1表示加速段结束时间，t2表示常值滚动段结束时间，t
mid
表示常值角加速度段的时间，m表示所选正弦角加速度信号的幂次。
[0024]欧拉轴计算模块，基于欧拉旋转定理，构建航天器姿态机动过程的欧拉轴表达式；
[0025]动力学模型构建模块，用于建立挠性航天器的动力学模型；
[0026]残余振动构建模块，用于构建挠性航天器中的挠性附件的残余振动表达式；
[0027]角加速度轨迹规划模块，用于根据残余振动的特点和阈值限制进行轨迹规划，并生成航天器角加速度轨迹规划曲线；
[0028]整体控制模块，用于根据航天器姿态机动过程的欧拉轴表达式、挠性航天器的动力学模型以及航天器角加速度轨迹规划曲线，组成控制回路。
[0029]基于上述方案，本专利技术提供了一种考虑残余振动的航天器控制方法及系统，提供
一种挠性航天器的快速姿态机动快速稳定且轨迹柔和的控制方法，通过轨迹规划技术的优势，使得挠性航天器既能保证快速机动时快速稳定，特别适用于加速时间短、但滚动时间长的工况。
附图说明
[0030]图1是本专利技术一种考虑残余振动的航天器控制方法的步骤流程图；
[0031]图2是航天器结构简图；
[0032]图3是不同幂次m对应的υ与λ的关系图；
[0033]图4是轨迹规划的含有常值部分的角加速度曲线图；
[0034]图5是轨迹规划的参考角加速度设计流程图；
[0035]图6是轨迹规划的航天器姿态机动参考角加速度曲线图；
[0036]图7是轨迹规划的航天器姿态机动欧拉角曲线图；
[0037]图8、图9、图10、图11为航天器挠性附件前4阶振动模态随时间变化图；
[0038]图12、图13、图14为航天器姿态机动的期望力矩随时间变化图；
[0039]图15、图16、图17为航天器姿态角速度随时间变化图；
[0040]图18、图19、图20、图21为航天器姿态四元数随时间变化图。
具体实施方式
[0041]针对
技术介绍
中提出的无法抑制机动过程中产生的振动的技术问题，本专利技术根据给定的残余振动指标设计合适的参考轨迹，通过使用参考角加速度轨迹规划技术对航天器在快速机动中激起的挠性振动进行抑制控制，克服现有传统姿态机动控制中很难兼顾快速性和稳定性的问题。
[0042]下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
[0043]需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与有关专利技术相关的部分。在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
[0044]应当理解，本申请中使用的“系统”、“装置”、“单元”和/或“模块”是用于区分不同级别的不同组件、元件、部件、部分或装配的一本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种考虑残余振动的航天器控制方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、基于欧拉旋转定理，构建航天器姿态机动过程的欧拉轴表达式；S2、建立挠性航天器的动力学模型；S3、构建挠性航天器中的挠性附件的残余振动表达式；S4、根据残余振动的特点和阈值限制进行轨迹规划，并生成航天器角加速度轨迹规划曲线；S5、根据航天器姿态机动过程的欧拉轴表达式、挠性航天器的动力学模型以及航天器角加速度轨迹规划曲线，组成控制回路。2.根据权利要求1所述一种考虑残余振动的航天器控制方法，其特征在于，所述航天器姿态机动过程的欧拉轴表达式表示如下：其中，Φ表示沿欧拉轴旋转的角度，表示姿态四元数的矢量部分。3.根据权利要求2所述一种考虑残余振动的航天器控制方法，其特征在于，所述挠性航天器的动力学模型表示如下：其中，I为航天器本体相对于体坐标系的转动惯量矩阵；ω为航天器中心刚体体坐标系相对于惯性坐标系的姿态角速度在体坐标系下的分量；F
s
为挠性附件对星体的耦合系数矩阵；η为各阶振动模态组成的列阵，η＝[η
1 η2…
η
n
]
T
，分别为η相对于时间的一阶、二阶导数；T
c
为系统的控制力矩；T
d
为系统的环境干扰力矩；ξ为挠性附件的模态阻尼比矩阵，且ξ＝diag[ξ
1 ξ2…
ξ
n
]；κ
c
为挠性附件的固有频率矩阵，且κ
c
＝diag[κ
c1 κ
c2
…
κ
cn
...

【专利技术属性】
技术研发人员：林贤俊，侯志立，
申请(专利权)人：中山大学，
类型：发明
国别省市：