專利名稱：一種帶柔性附件航天器的姿態(tài)機(jī)動同時抑制振動的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種帶柔性附件航天器的噴氣控制方法。具體涉及一種利用噴氣推力 器實(shí)現(xiàn)對航天器的大角度姿態(tài)機(jī)動同時有效抑制柔性附件振動的方法。
背景技術(shù)：
隨著航天技術(shù)的發(fā)展，現(xiàn)代航天器往往帶有太陽能帆板、天線等大型柔性附件。這 類帶柔性附件航天器的中心剛體和柔性附件之間存在著強(qiáng)烈的剛?cè)狁詈献饔?。航天器在?運(yùn)行時，特別是當(dāng)使用噴氣推力器進(jìn)行快速姿態(tài)機(jī)動時，非線性的開關(guān)控制容易激起柔性 附件的持續(xù)振動，對姿態(tài)機(jī)動的平穩(wěn)以及精度造成影響，甚至可能損害相關(guān)設(shè)備。通常將航天器噴氣推力器作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)進(jìn)行大角度機(jī)動時，非線性的噴氣開關(guān)命 令都是來自于對控制力矩連續(xù)量的進(jìn)行各種調(diào)制，如PWM、PWPF等。但是這種非線性的調(diào)試 方式，還是容易激發(fā)航天器柔性結(jié)構(gòu)的振動，同時容易出現(xiàn)頻繁噴氣現(xiàn)象浪費(fèi)資源，同時降 低噴氣開關(guān)使用壽命。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明為了解決現(xiàn)有的姿態(tài)機(jī)動控制方法存在的浪費(fèi)噴氣資源、無法抑制振動的 問題，提出一種帶柔性附件航天器的姿態(tài)機(jī)動同時抑制振動的方法。一種帶柔性附件航天器的姿態(tài)機(jī)動同時抑制振動的方法，它是基于帶柔性附件航 天器機(jī)動控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的，所述帶柔性附件航天器機(jī)動控制系統(tǒng)包括姿態(tài)反饋控制器、噴 氣控制邏輯器、帶柔性附件航天器和航天器噴氣推力器，帶柔性附件航天器的姿態(tài)信號輸 出端與姿態(tài)反饋控制器的姿態(tài)信號輸入端相連，姿態(tài)反饋控制器的控制力矩信號輸出端與 噴氣控制邏輯器的控制力矩信號輸入端相連，噴氣控制邏輯器的噴氣開關(guān)指令信號輸出端 與航天器噴氣推力器的噴氣開關(guān)指令信號輸入端相連，航天器噴氣推力器的噴氣推力信號 輸出端與帶柔性附件航天器的噴氣推力信號輸入端相連，在每一個控制周期內(nèi)的姿態(tài)機(jī)動 同時抑制振動的方法的具體過程如下
步驟一姿態(tài)反饋控制器測量帶柔性附件航天器的振動模態(tài)信息；所述振動模態(tài)信息 為柔性航天器的振動模態(tài)頻率或振動模態(tài)周期；
步驟二 姿態(tài)反饋控制器根據(jù)步驟一中獲得的振動模態(tài)信息產(chǎn)生四種噴氣開關(guān)序列； 步驟三姿態(tài)反饋控制器根據(jù)航天器噴氣推力器的硬件響應(yīng)時間，設(shè)定步驟二中開關(guān) 序列的最小作用時間為imin ；
步驟四姿態(tài)反饋控制器獲取帶柔性附件航天器的姿態(tài)角度和角速度； 步驟五姿態(tài)反饋控制器設(shè)定帶柔性附件航天器姿態(tài)機(jī)動的期望角度值，根據(jù)步驟四 中姿態(tài)角度及角速度，產(chǎn)生航天器姿態(tài)機(jī)動控制力矩連續(xù)量W ；并將該航天器姿態(tài)機(jī)動 控制力矩連續(xù)量Tt{0發(fā)送給噴氣控制邏輯器；
步驟六噴氣控制邏輯器根據(jù)接收到的控制力矩連續(xù)量7； ( )，按噴氣控制邏輯執(zhí)行四 種噴氣開關(guān)序列，產(chǎn)生非線性開關(guān)指令，作用到航天器噴氣推力器上；步驟七航天器噴氣推力器根據(jù)非線性開關(guān)指令調(diào)整帶柔性附件航天器的姿態(tài)機(jī)動至 期望角度值。
本發(fā)明提供了一種簡單有效的噴氣控制方法，能夠利用噴氣推力器在對航天器大角度 機(jī)動時避免激發(fā)柔性結(jié)構(gòu)振動的方法。具有節(jié)省燃料、易于在軌實(shí)時計(jì)算、工程可行性高的 優(yōu)點(diǎn)。本發(fā)明適用于帶柔性附件航天器的控制領(lǐng)域。



圖1為帶柔性附件航天器機(jī)動控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖。圖2為正開噴氣開關(guān)命令 序列的時序圖。圖3為正關(guān)噴氣開關(guān)命令序列的時序圖。圖4為負(fù)開噴氣開關(guān)命令序列的 時序圖。圖5為負(fù)關(guān)噴氣開關(guān)命令序列的時序圖。圖6為帶柔性附件航天器的姿態(tài)機(jī)動同 時抑制振動的方法的流程圖。
具體實(shí)施例方式具體實(shí)施方式
一、結(jié)合圖1和圖6說明本實(shí)施方式，一種帶柔性附件航天器的姿態(tài) 機(jī)動同時抑制振動的方法，它是基于帶柔性附件航天器機(jī)動控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的，所述帶柔性 附件航天器機(jī)動控制系統(tǒng)包括姿態(tài)反饋控制器1、噴氣控制邏輯器2、帶柔性附件航天器3 和航天器噴氣推力器4，帶柔性附件航天器3的姿態(tài)信號輸出端與姿態(tài)反饋控制器1的姿態(tài) 信號輸入端相連，姿態(tài)反饋控制器1的控制力矩信號輸出端與噴氣控制邏輯器2的控制力 矩信號輸入端相連，噴氣控制邏輯器2的噴氣開關(guān)指令信號輸出端與航天器噴氣推力器4 的噴氣開關(guān)指令信號輸入端相連，航天器噴氣推力器4的噴氣推力信號輸出端與帶柔性附 件航天器3的噴氣推力信號輸入端相連，在每一個控制周期內(nèi)的姿態(tài)機(jī)動同時抑制振動的 方法的具體過程如下
步驟一姿態(tài)反饋控制器1測量帶柔性附件航天器3的振動模態(tài)信息；所述振動模態(tài) 信息為柔性航天器3的振動模態(tài)頻率或振動模態(tài)周期；
步驟二 姿態(tài)反饋控制器1根據(jù)步驟一中獲得的振動模態(tài)信息產(chǎn)生四種噴氣開關(guān)序
列；
步驟三姿態(tài)反饋控制器1根據(jù)航天器噴氣推力器4的硬件響應(yīng)時間，設(shè)定步驟二中開 關(guān)序列的最小作用時間為imin ；
步驟四姿態(tài)反饋控制器1獲取帶柔性附件航天器3的姿態(tài)角度和角速度； 步驟五姿態(tài)反饋控制器1設(shè)定帶柔性附件航天器3姿態(tài)機(jī)動的期望角度值，根據(jù)步驟 四中姿態(tài)角度及角速度，產(chǎn)生航天器姿態(tài)機(jī)動控制力矩連續(xù)量Tt{0 ；并將該航天器姿態(tài)機(jī) 動控制力矩連續(xù)量7； ( )發(fā)送給噴氣控制邏輯器2 ；
步驟六噴氣控制邏輯器2根據(jù)接收到的控制力矩連續(xù)量7； ( )，按噴氣控制邏輯執(zhí)行 四種噴氣開關(guān)序列，產(chǎn)生非線性開關(guān)指令，作用到航天器噴氣推力器4上；
步驟七航天器噴氣推力器4根據(jù)非線性開關(guān)指令調(diào)整帶柔性附件航天器3的姿態(tài)機(jī) 動至期望角度值。有益效果
本發(fā)明中利用航天器噴氣推力器4實(shí)現(xiàn)帶柔性附件航天器3的快速大角度姿態(tài)機(jī)動，同時避免激發(fā)對航天器影響較大的柔性第一階模態(tài)的振動，保持姿態(tài)機(jī)動的平穩(wěn)性。
具體實(shí)施方式
二、結(jié)合圖2至圖5說明本實(shí)施方式，本實(shí)施方式是對具體實(shí)施方式
一的進(jìn)一步說明，步驟二中所述的四種噴氣開關(guān)序列為正開序列、正關(guān)序列、負(fù)開序列、負(fù) 關(guān)序列。圖2至圖5中Γ為步驟一中帶柔性附件航天器3第一階模態(tài)振動周期。如圖2 至圖5所示，本發(fā)明的四種開關(guān)命令序列示意圖，分別為“正開序列”、“正關(guān)序列”、“負(fù)開序 列”、“負(fù)關(guān)序列”，依次實(shí)現(xiàn)噴氣的正向打開、正向關(guān)閉、反向打開、反向關(guān)閉的指令輸出，將 單次的開關(guān)命令變?yōu)槎啻屋敵?，?jīng)過這樣的處理可以避免噴氣推力器輸出力矩和停止輸出 力矩時激發(fā)柔性附件的振動。只有達(dá)到噴氣開關(guān)序列最小作用時間imin時，這四種開關(guān)命 令才能切換，以保證對柔性附件振動抑制的效果。當(dāng)?shù)谝浑A模態(tài)振動周期為2s，噴氣延遲為 0. Is時，imin可以取為0. 77s。
具體實(shí)施方式
三、本實(shí)施方式是對具體實(shí)施方式
一的進(jìn)一步說明，步驟三中開關(guān) 序列的最小作用時間imin=r/3+7；，其中7；為噴氣推力器硬件響應(yīng)時間，Γ為帶柔性附件航天 器3第一階模態(tài)振動周期。
具體實(shí)施方式
四、本實(shí)施方式是對具體實(shí)施方式
一的進(jìn)一步說明，步驟五中產(chǎn)生 航天器姿態(tài)機(jī)動控制力矩連續(xù)量Tt{0的方式為PID控制方式。
具體實(shí)施方式
五、本實(shí)施方式是對具體實(shí)施方式
四的進(jìn)一步說明，PID控制方式的 姿態(tài)反饋控制方程為
取姿態(tài)反饋控制器為
τΑ ^κ.Λφτ-θ)Λ-κ {θ;-&)
其中，藥、 ；為跟蹤姿態(tài)角度和角速度，θ、為航天當(dāng)前姿態(tài)角度和角速度輸出，&、 &為大于零的比例系數(shù)，根據(jù)實(shí)際系統(tǒng)參數(shù)和跟蹤效果選取。
具體實(shí)施方式
六、本實(shí)施方式是對具體實(shí)施方式
一或二的進(jìn)一步說明，步驟六中， 噴氣控制邏輯器2根據(jù)接收到的控制力矩連續(xù)量/;( )，按噴氣控制邏輯執(zhí)行四種噴氣開關(guān) 序列，產(chǎn)生非線性開關(guān)指令，作用到航天器噴氣推力器4上的具體過程如下
如果7;(i)>a，并且t -，并且上一次噴氣控制命令序列不是“正開序列”，那么
觸發(fā)執(zhí)行一次“正開序列”；
如果7； ( )〈一 a，并且 一 Dimin，并且上一次噴氣控制命令序列不是“負(fù)開序列”，那 么觸發(fā)執(zhí)行一次“負(fù)開序列”；
如果一 a彡Tt{t)彡a，并且 一，并且上一次噴氣控制命令序列不是“正關(guān)序
列”，那么觸發(fā)執(zhí)行一次“正關(guān)序列”；
如果一 a彡Tt{t)彡a，并且 一，并且上一次噴氣控制命令序列不是“負(fù)關(guān)序
列”，那么觸發(fā)執(zhí)行一次“負(fù)關(guān)序列”；
如果觸發(fā)了新的控制命令序列，則更新上一次噴氣控制命令序列及 3ε ，否則噴氣維持 原狀態(tài)；
其中，a為大于零的常值，用于對航天器姿態(tài)機(jī)動控制力矩連續(xù)量7； ( )的過零檢測，并 產(chǎn)生噴氣的控制死區(qū).’tact為上一次噴氣控制命令的開始作用時刻， 為當(dāng)前運(yùn)行時間， 一 用于保證每個命令序列能達(dá)到最小作用時間。
關(guān)于a的選取，主要考慮姿態(tài)控制精度 的要求，姿態(tài)精度要求高時，a取小一點(diǎn)，姿 態(tài)精度要求低時a取大一點(diǎn)，a太小在姿態(tài)穩(wěn)定階段容易出現(xiàn)頻繁噴氣現(xiàn)象，造成資源浪費(fèi)。
權(quán)利要求
一種帶柔性附件航天器的姿態(tài)機(jī)動同時抑制振動的方法，其特征在于它是基于帶柔性附件航天器機(jī)動控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的，所述帶柔性附件航天器機(jī)動控制系統(tǒng)包括姿態(tài)反饋控制器(1)、噴氣控制邏輯器(2)、帶柔性附件航天器(3)和航天器噴氣推力器(4)，帶柔性附件航天器(3)的姿態(tài)信號輸出端與姿態(tài)反饋控制器(1)的姿態(tài)信號輸入端相連，姿態(tài)反饋控制器(1)的控制力矩信號輸出端與噴氣控制邏輯器(2)的控制力矩信號輸入端相連，噴氣控制邏輯器(2)的噴氣開關(guān)指令信號輸出端與航天器噴氣推力器(4)的噴氣開關(guān)指令信號輸入端相連，航天器噴氣推力器(4)的噴氣推力信號輸出端與帶柔性附件航天器(3)的噴氣推力信號輸入端相連，在每一個控制周期內(nèi)的姿態(tài)機(jī)動同時抑制振動的方法的具體過程如下步驟一姿態(tài)反饋控制器(1)測量帶柔性附件航天器(3)的振動模態(tài)信息；所述振動模態(tài)信息為柔性航天器(3)的振動模態(tài)頻率或振動模態(tài)周期；步驟二姿態(tài)反饋控制器(1)根據(jù)步驟一中獲得的振動模態(tài)信息產(chǎn)生四種噴氣開關(guān)序列；步驟三姿態(tài)反饋控制器(1)根據(jù)航天器噴氣推力器(4)的硬件響應(yīng)時間，設(shè)定步驟二中開關(guān)序列的最小作用時間為tmin； 步驟四姿態(tài)反饋控制器(1)獲取帶柔性附件航天器(3)的姿態(tài)角度和角速度；步驟五姿態(tài)反饋控制器(1)設(shè)定帶柔性附件航天器(3)姿態(tài)機(jī)動的期望角度值，根據(jù)步驟四中姿態(tài)角度及角速度，產(chǎn)生航天器姿態(tài)機(jī)動控制力矩連續(xù)量Tt(t)；并將該航天器姿態(tài)機(jī)動控制力矩連續(xù)量Tt(t)發(fā)送給噴氣控制邏輯器(2)；步驟六噴氣控制邏輯器(2)根據(jù)接收到的控制力矩連續(xù)量Tt(t)，按噴氣控制邏輯執(zhí)行四種噴氣開關(guān)序列，產(chǎn)生非線性開關(guān)指令，作用到航天器噴氣推力器(4)上；步驟七航天器噴氣推力器(4)根據(jù)非線性開關(guān)指令調(diào)整帶柔性附件航天器(3)的姿態(tài)機(jī)動至期望角度值。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種帶柔性附件航天器的姿態(tài)機(jī)動同時抑制振動的方法，其 特征在于步驟二中所述的四種噴氣開關(guān)序列為正開序列、正關(guān)序列、負(fù)開序列、負(fù)關(guān)序列。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種帶柔性附件航天器的姿態(tài)機(jī)動同時抑制振動的方法，其 特征在于步驟三中開關(guān)序列的最小作用時間^n=r/3^；，其中Th為噴氣推力器硬件響應(yīng)時 間，/為帶柔性附件航天器(3)第一階模態(tài)振動周期。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種帶柔性附件航天器的姿態(tài)機(jī)動同時抑制振動的方法，其 特征在于步驟五中產(chǎn)生航天器姿態(tài)機(jī)動控制力矩連續(xù)量Ttif)的方式為PID控制方式。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種帶柔性附件航天器的姿態(tài)機(jī)動同時抑制振動的方法，其 特征在于PID控制方式的姿態(tài)反饋控制方程為取姿態(tài)反饋控制器為<formula>formula see original document page 2</formula>其中，終、為跟蹤姿態(tài)角度和角速度，5>、#為航天當(dāng)前姿態(tài)角度和角速度輸出，&、&為大于零的比例系數(shù)，根據(jù)實(shí)際系統(tǒng)參數(shù)和跟蹤效果選取。
6.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種帶柔性附件航天器的姿態(tài)機(jī)動同時抑制振動的方法，其特征在于步驟六中，噴氣控制邏輯器(2)根據(jù)接收到的控制力矩連續(xù)量/；(〖)，按噴氣控制 邏輯執(zhí)行四種噴氣開關(guān)序列，產(chǎn)生非線性開關(guān)指令，作用到航天器噴氣推力器(4)上的具 體過程如下如果/;Q)>a，并且t - Q夕夂in，并且上一次噴氣控制命令序列不是“正開序列”，那么 觸發(fā)執(zhí)行一次“正開序列”；如果7； 〈一 a，并且(一 tact>tmin,并且上一次噴氣控制命令序列不是“負(fù)開序列”，那 么觸發(fā)執(zhí)行一次“負(fù)開序列”；如果一 a彡Tt{t)彡a，并且t 一 Q夕夂in，并且上一次噴氣控制命令序列不是“正關(guān)序 列”，那么觸發(fā)執(zhí)行一次“正關(guān)序列”；如果一 a彡Tt{t)彡a，并且(一 Q夕夂in，并且上一次噴氣控制命令序列不是“負(fù)關(guān)序 列”，那么觸發(fā)執(zhí)行一次“負(fù)關(guān)序列”；如果觸發(fā)了新的控制命令序列，則更新上一次噴氣控制命令序列及否則噴氣維持 原狀態(tài)；其中，a為大于零的常值-’tact為上一次噴氣控制命令的開始作用時刻，(為當(dāng)前運(yùn)行時間，且力一 Gcf〉力min。
全文摘要
一種帶柔性附件航天器的姿態(tài)機(jī)動同時抑制振動的方法，它涉及一種帶柔性附件航天器的控制方法。解決了現(xiàn)有姿態(tài)機(jī)動控制方法存在的浪費(fèi)噴氣資源且無法抑制振動的問題，它的姿態(tài)機(jī)動同時抑制振動的方法為一、測量航天器柔性結(jié)構(gòu)的振動模態(tài)信息；二、產(chǎn)生四種噴氣開關(guān)序列；三、設(shè)定開關(guān)序列的最小作用時間；四、獲取航天器姿態(tài)角度及角速度；五、設(shè)定姿態(tài)機(jī)動的期望角度值，根據(jù)姿態(tài)角度及角速度，產(chǎn)生航天器姿態(tài)機(jī)動控制力矩連續(xù)量；六、按噴氣控制邏輯執(zhí)行四種噴氣開關(guān)序列，產(chǎn)生非線性開關(guān)指令作用到航天器噴氣推力器上；七、帶柔性附件航天器姿態(tài)機(jī)動至期望角度值。本發(fā)明適用于帶柔性附件航天器的控制領(lǐng)域。
文檔編號G05D1/08GK101833337SQ201010195780
公開日2010年9月15日 申請日期2010年6月9日 優(yōu)先權(quán)日2010年6月9日
發(fā)明者葉東, 孔憲仁, 廖俊, 張也馳, 張錦繡, 徐大富, 楊正賢, 董曉光, 許海玉, 陳雪芹 申請人:哈爾濱工業(yè)大學(xué)