基于前饋pid控制的異面交叉快變軌道快速高精度相對指向控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種異面交叉快變軌道快速高精度相對指向控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 隨著航天科技的發(fā)展，空間技術(shù)已在各項(xiàng)領(lǐng)域大規(guī)模應(yīng)用，可以說空間已經(jīng)作為 一種人類賴以生存發(fā)展的資源而存在。為了讓衛(wèi)星有效載荷以一定精度指向特定目標(biāo)， 首先需要根據(jù)目標(biāo)位置計(jì)算衛(wèi)星載荷視線軸指向目標(biāo)時(shí)的期望姿態(tài)，然后通過跟蹤期望姿 態(tài)，使衛(wèi)星在軌道運(yùn)動及干擾力矩的作用下，與指令姿態(tài)的偏差及相對轉(zhuǎn)動速度保持在允 許范圍內(nèi)。
[0003] 《撓性航天器魯棒反步自適應(yīng)姿態(tài)機(jī)動及主動振動抑制》研究了撓性航天器姿態(tài) 機(jī)動及主動振動抑制問題，設(shè)計(jì)了雙回路魯棒控制方法，該控制方法對參數(shù)不確定性具有 很強(qiáng)的魯棒性，增加撓性結(jié)構(gòu)的阻尼，可以實(shí)現(xiàn)撓性航天器的高精度姿態(tài)控制和振動抑制。 然而，該算法進(jìn)入穩(wěn)態(tài)較慢，影響系統(tǒng)的快速性。
[0004] 《變結(jié)構(gòu)控制在撓性航天器姿態(tài)快速機(jī)動控制中的應(yīng)用》重點(diǎn)研究了撓性航天器 的變結(jié)構(gòu)控制律。分析了最快機(jī)動下變結(jié)構(gòu)參數(shù)整定方法，該算法具有很強(qiáng)的魯棒性，算法 簡單，不依賴模型參數(shù)，較PID控制具有較好的動態(tài)性能，提高了衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動的快速性和 精度。但是，該算法過于依賴衛(wèi)星姿態(tài)動力學(xué)建模精度，限制了其在實(shí)際工程中的應(yīng)用。
[0005] 《帶太陽帆板衛(wèi)星姿態(tài)控制方法研究》研究了撓性衛(wèi)星姿態(tài)動力學(xué)特性復(fù)雜、建模 不確定性和實(shí)際衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)力矩輸出受限的問題，設(shè)計(jì)了基于支持向量機(jī)的非精確模型 的逆模型控制律。該控制律具有良好的穩(wěn)態(tài)效果和動態(tài)品質(zhì)，有效地減小了撓性模態(tài)振動 對姿態(tài)控制的影響，并對干擾具有一定的抑制能力。但是，該算法的穩(wěn)定性分析及計(jì)算過程 都比較復(fù)雜，應(yīng)用仍相對較少，還沒有出現(xiàn)支持向量機(jī)與撓性衛(wèi)星姿態(tài)相結(jié)合的文獻(xiàn)。
[0006] 目前幾乎沒有關(guān)于異面交叉軌道下衛(wèi)星的姿態(tài)快速、高精度跟蹤指向問題的研 究。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 本發(fā)明為了解決現(xiàn)有的控制方法中沒有關(guān)于異面交叉軌道下衛(wèi)星的姿態(tài)快速、高 精度跟蹤指向的控制方法的問題。
[0008] 基于前饋PID控制的異面交叉快變軌道快速高精度相對指向控制方法，包括以下 步驟：
[0009] 步驟1 :確定期望姿態(tài)：
[0010] 追蹤星與目標(biāo)星位于異面交叉軌道上，追蹤星需要自主探測目標(biāo)的位置；為了讓 追蹤星的激光發(fā)射器或觀察設(shè)備始終指向目標(biāo)星，首先要確定期望姿態(tài)，這樣對目標(biāo)的指 向問題便成為姿態(tài)跟蹤問題；由于探測范圍有限，只有在追蹤星與目標(biāo)星距離較近時(shí)才能 進(jìn)行激光攻擊或觀測監(jiān)視，當(dāng)兩星軌道夾角較大時(shí)，只有軌道交叉點(diǎn)附近一小段滿足探測 距離要求，這時(shí)期望姿態(tài)往往變化很快（"快變"的體現(xiàn)），因此需要對目標(biāo)的指向跟蹤具有 較快的響應(yīng)速度；又由于對目標(biāo)星的指向任務(wù)往往要求具有一定的精度，因此對指向的精 度提出了較高的要求；
[0011] 假設(shè)追蹤星視線軸與本體X軸重合，令期望姿態(tài)坐標(biāo)系的x軸指向目標(biāo)星，y軸垂 直于X軸與追蹤星地心矢量組成的平面，且與軌道角速度反向，z軸和x、y軸組成右手坐標(biāo) 系，如圖1所示；這樣設(shè)計(jì)的期望姿態(tài)坐標(biāo)系幾乎是質(zhì)心軌道坐標(biāo)系繞z軸轉(zhuǎn)動一定角度得 至IJ，以質(zhì)心軌道坐標(biāo)系作為姿態(tài)參考坐標(biāo)系，則期望姿態(tài)的變化近似為繞z軸旋轉(zhuǎn)；
[0012] 在地心慣性坐標(biāo)系中，期望姿態(tài)坐標(biāo)系各坐標(biāo)軸單位矢量表示為：
[0013]
【主權(quán)項(xiàng)】
1.基于前饋PID控制的異面交叉快變軌道快速高精度相對指向控制方法，其特征在 于：包括以下步驟： 步驟1 :確定期望姿態(tài)： 假設(shè)追蹤星視線軸與本體x軸重合，令期望姿態(tài)坐標(biāo)系的x軸指向目標(biāo)星，y軸垂直于x軸與追蹤星地心矢量組成的平面，且與軌道角速度反向，z軸和x、y軸組成右手坐標(biāo)系，以 質(zhì)心軌道坐標(biāo)系作為姿態(tài)參考坐標(biāo)系，則期望姿態(tài)的變化近似為繞z軸旋轉(zhuǎn)； 在地心慣性坐標(biāo)系中，期望姿態(tài)坐標(biāo)系各坐標(biāo)軸單位矢量表示為：
其中rt與r。分別為追蹤星與目標(biāo)星在地心慣性坐標(biāo)系中的位置矢量；i、j、k為期望姿 態(tài)坐標(biāo)系各坐標(biāo)軸的單位矢量； 設(shè)XpypZiS地心慣性坐標(biāo)系各坐標(biāo)軸的的單位矢量，x2、y2、z2為質(zhì)心軌道坐標(biāo)系各 坐標(biāo)軸的的單位矢量，由期望姿態(tài)坐標(biāo)系各坐標(biāo)軸的單位矢量i，j，k和地心慣性坐標(biāo)系各 坐標(biāo)軸的的單位矢量xpyi，21求得期望姿態(tài)坐標(biāo)系相對地心慣性坐標(biāo)系的余弦轉(zhuǎn)換矩陣 Rdi，由質(zhì)心軌道坐標(biāo)系各坐標(biāo)軸的單位矢量x2,y2,z#P地心慣性坐標(biāo)系各坐標(biāo)軸的的單位 矢量Xl，yi，21求得期望姿態(tài)坐標(biāo)系相對地心慣性坐標(biāo)系的余弦轉(zhuǎn)換矩陣R^ 則期望姿態(tài)坐標(biāo)系相對于質(zhì)心軌道坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣為
步驟2 :設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)連續(xù)型卡爾曼濾波器確定期望姿態(tài)角及其導(dǎo)數(shù)；期望姿態(tài)角是在以 i、j、k單位矢量所在的坐標(biāo)軸為期望姿態(tài)坐標(biāo)系下得到的姿態(tài)角，設(shè)期望姿態(tài)角為0，6為 期望姿態(tài)角9的一階導(dǎo)數(shù)，6為期望姿態(tài)角9的二階導(dǎo)數(shù)；取狀態(tài)矢量為1 =沙 通過測量得到含有噪聲信息的期望角度Z:z=Hzx+v (3) 式中Hz= [1，0, 0]，v為未被估計(jì)的高頻噪聲； 將含有噪聲的期望角度z輸入卡爾曼濾波器；在卡爾曼濾波器中， 設(shè)三個(gè)軸的估計(jì)器取相同形式；每個(gè)軸的狀態(tài)方程為：
其中，
w是方差不為零的虛擬白噪聲，以反映實(shí)際角加速度 信息的變化特性； 估計(jì)器為
K=PHtR_1 (6) 0 =PAt+AP-PHtR_1HP+BQBt (7) x是對狀態(tài)變量x的狀態(tài)估計(jì)值；i對狀態(tài)變量x的狀態(tài)估計(jì)值的一階導(dǎo)；Q為半正定 的系統(tǒng)噪聲方差陣；R為正定的測量噪聲陣；P為狀態(tài)i的方差矩陣； 根據(jù)含有噪聲的期望角度z通過星載計(jì)算機(jī)的卡爾曼濾波算法得到精確的期望角度 0 ; 步驟3 :設(shè)計(jì)每個(gè)軸的姿態(tài)控制律，姿態(tài)控制律的具體表現(xiàn)為控制力矩u;具有如下形 式：
其中u為控制力矩，I為此軸主慣量，Kp為比例放大系數(shù)，K,為積分控制系數(shù)，Kd為微 分控制系數(shù)； 步驟4 :選取執(zhí)行機(jī)構(gòu)，用兩個(gè)平行放置的單框架控制力矩陀螺控制偏航軸，即z軸；用 兩個(gè)飛輪分別控制滾動軸和俯仰軸，即x軸和y軸。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于前饋PID控制的異面交叉快變軌道快速高精度相對指向 控制方法，其特征在于，步驟3的實(shí)現(xiàn)過程為： 在慣性空間中追蹤星的角速度《，等于追蹤星本體坐標(biāo)系相對姿態(tài)參考坐標(biāo)系的角速 度與姿態(tài)參考坐標(biāo)系相對質(zhì)心慣性坐標(biāo)系的牽連角速度《 ^之和，即 〇 = 〇br+〇ri (8) 在慣性定向飛行模式中 此時(shí)參考坐標(biāo)系即為質(zhì)心慣性坐標(biāo)系，= 〇,有
Cx ( ? )、CY ( ? )、Cz ( ?)分別坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換過程中的旋轉(zhuǎn)矩陣；
￥為偏航角W為俯仰角J為滾動角；《x、《y、分別為追蹤星角速度《在質(zhì)心慣 性坐標(biāo)系下X軸y軸z軸的分量； 得到歐拉角姿態(tài)運(yùn)動學(xué)方程：
由于姿態(tài)控制任務(wù)近似于單軸旋轉(zhuǎn)，進(jìn)行三軸解耦設(shè)計(jì)姿態(tài)跟蹤控制律；在追蹤星近 似繞z軸旋轉(zhuǎn)時(shí)，x、y軸姿態(tài)角近似為0,且軌道角速度與追蹤星角速度相比也為小量，由 式（10)可知[私眾々]1 ?[%，％，d]T，由陀螺測量得到的角速度可直接用于反饋控制，選取 3-1-2轉(zhuǎn)序歐拉角形式描述追蹤星姿態(tài)； 將期望姿態(tài)角0根據(jù)轉(zhuǎn)換矩陣ad= 0Rd。轉(zhuǎn)換到本體質(zhì)心坐標(biāo)系下的姿態(tài)角ad; % = ?，本體姿態(tài)角記為ab，歐拉姿態(tài)角誤差e=ad-ab; 每個(gè)軸的姿態(tài)控制律具有如下形式：
其中u為控制力矩，I為此軸主慣量，Kp為比例放大系數(shù)，K,為積分控制系數(shù)，Kd為微 分控制系數(shù)； 當(dāng)|e|小于某一閾值時(shí)開始積分，當(dāng)|e|大于此值時(shí)，無積分作用。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的基于前饋PID控制的異面交叉快變軌道快速高精度相對 指向控制方法，其特征在于，步驟4的實(shí)現(xiàn)過程為： 用兩個(gè)平行放置的單框架控制力矩陀螺控制偏航軸，即z軸；用兩個(gè)飛輪分別控制滾 動軸和俯仰軸，即x軸和y軸； 控制力矩陀螺，簡稱CMG; 偏航軸用兩個(gè)平行放置的單框架控制力矩陀螺控制，設(shè)兩個(gè)陀螺轉(zhuǎn)子角動量匕和^大 小都為h，CMG的框架角分別為6:和S2，根據(jù)偏航軸控制律設(shè)計(jì)的控制力矩u反求出陀螺 框架角\和S2，然后根據(jù)6:和S2求出陀螺力矩T 陀螺群在追蹤星本體系中總角動量為
各陀螺框架轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的合成陀螺力矩T可表示為
/7是H的一階導(dǎo)數(shù)； 除偏航軸外，滾動軸和俯仰軸采用飛輪為執(zhí)行機(jī)構(gòu)； 而滾動軸和俯仰軸分別用一個(gè)飛輪控制，在滾動軸和俯仰軸控制律設(shè)計(jì)的控制力矩U的工作模式下，飛輪作為單純一階慣性環(huán)節(jié)，對飛輪進(jìn)行分析與控制器設(shè)計(jì)如（14)
式中，％為一階慣性系統(tǒng)的時(shí)間常數(shù)； 采用ro控制器進(jìn)行設(shè)計(jì)； 飛輪實(shí)際輸出力矩Uw
%為慣性時(shí)間常數(shù)kp為積分時(shí)間常數(shù)kd為微分時(shí)間常數(shù)； 按著陀螺框架轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的合成陀螺力矩T和飛輪實(shí)際輸出力矩uw完成異面交叉快變 軌道快速高精度相對指向控制。
【專利摘要】基于前饋PID控制的異面交叉快變軌道快速高精度相對指向控制方法，涉及一種異面交叉快變軌道快速高精度相對指向控制方法。為了解決現(xiàn)有的控制方法中沒有關(guān)于異面交叉軌道下衛(wèi)星的姿態(tài)快速、高精度跟蹤指向的控制方法的問題。本發(fā)明采用歐拉角描述航天器姿態(tài)，建立航天器的動力學(xué)及運(yùn)動學(xué)方程，根據(jù)含有噪聲的期望角度z通過星載計(jì)算機(jī)的卡爾曼濾波算法得到精確的期望角度θ；然后設(shè)計(jì)每個(gè)軸的姿態(tài)控制律然后選用兩個(gè)平行放置的單框架控制力矩陀螺控制偏航軸，選用兩個(gè)飛輪分別控制滾動軸和俯仰軸；計(jì)算出陀螺力矩T和飛輪實(shí)際輸出力矩uw，完成異面交叉快變軌道快速高精度相對指向控制。本發(fā)明適用于異面交叉快變軌道快速高精度相對指向控制。
【IPC分類】G05B13-04, G05D1-08
【公開號】CN104570742
【申請?zhí)枴緾N201510046799
【發(fā)明人】孫延超, 李傳江, 朱津津, 趙文銳, 馬廣富, 蘇雄飛, 姚俊羽
【申請人】哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【公開日】2015年4月29日
【申請日】2015年1月29日