一種針對(duì)飛輪低速摩擦的撓性航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)與方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種針對(duì)飛輪低速摩擦的撓性航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)與方法，適用于帶 撓性附件以及采用飛輪作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)，屬于航天器姿態(tài)控制領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的可靠性和長(zhǎng)期工作穩(wěn)定性一直是航天器研制中的關(guān)鍵技 術(shù)。由于航天器承擔(dān)的任務(wù)愈發(fā)復(fù)雜，要求航天器搭載的太陽能電池光板能提供更多的能 量、此外要求航天器能有更大的天線以便于遠(yuǎn)距離接收微弱的信號(hào)，這些需求都使得航天 器的附件越來越大，從發(fā)射成本和技術(shù)實(shí)施難度來說，上述附件通常采用低質(zhì)量、低剛度的 撓性結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，因此會(huì)給航天器的姿態(tài)控制帶來更多困難。另外，飛輪是衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng) 中最重要的慣性執(zhí)行部件之一，近幾年發(fā)射的長(zhǎng)壽命、高精度、多功能三軸穩(wěn)定衛(wèi)星，幾乎 毫不例外地利用飛輪作為主要執(zhí)行部件，但是飛輪系統(tǒng)在低速運(yùn)轉(zhuǎn)過程中，會(huì)產(chǎn)生摩擦干 擾力矩，一方面會(huì)帶來飛輪執(zhí)行誤差，另一方面摩擦力矩通過飛輪輪體傳遞至航天器本體， 導(dǎo)致航天器本體出現(xiàn)抖顫等，從而會(huì)給航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)帶來很大的麻煩。因此，為了更 精確的完成航天器姿態(tài)控制，在航天器設(shè)計(jì)的過程中必須克服上述兩類主要干擾的影響。
[0003] 傳統(tǒng)的航天器控制系統(tǒng)大多針對(duì)一類具體任務(wù)、具體型號(hào)搭建，在航天器控制系 統(tǒng)回路中均由單一的控制方法、單一的姿態(tài)描述方法、固定的敏感器組成，對(duì)于開展科學(xué)研 宄缺少通用性和普適性；此外以往的研宄過程中姿態(tài)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與執(zhí)行機(jī)構(gòu)的特性聯(lián) 系并不緊密，忽略了執(zhí)行機(jī)構(gòu)動(dòng)態(tài)特性，導(dǎo)致所設(shè)計(jì)的控制方法不夠精確，影響航天器系統(tǒng) 的姿態(tài)精度和穩(wěn)定度；此外對(duì)于含撓性附件的航天器系統(tǒng)，通常采用的控制方法主要是進(jìn) 行干擾抑制，并沒有充分利用干擾的已知信息，導(dǎo)致在航天器姿態(tài)控制精度上有所欠缺。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有不足，提供一種針對(duì)飛輪低速摩擦的撓性航 天器姿態(tài)控制系統(tǒng)和方法，利用該系統(tǒng)能夠?yàn)楹教炱鞯亩喾N姿態(tài)控制提供地面測(cè)試與驗(yàn) 證，此外利用該方法能夠有效的提高帶撓性附件航天器的姿態(tài)控制系統(tǒng)精度。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案為：一種針對(duì)飛輪低速摩擦的撓性航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)， 其特征在于：包括以下六個(gè)模塊：帶執(zhí)行機(jī)構(gòu)特性的撓性航天器動(dòng)力學(xué)實(shí)時(shí)仿真模塊、撓 性航天器運(yùn)動(dòng)學(xué)實(shí)時(shí)仿真模塊、姿態(tài)測(cè)量模塊、姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊及執(zhí)行機(jī)構(gòu)模 塊；所述的帶執(zhí)行機(jī)構(gòu)特性的撓性航天器動(dòng)力學(xué)實(shí)時(shí)仿真模塊運(yùn)行的是帶執(zhí)行機(jī)構(gòu)特性的 撓性航天器動(dòng)力學(xué)模型，該模型是由航天器本體動(dòng)力學(xué)方程、飛輪動(dòng)力學(xué)方程以及撓性附 件動(dòng)力學(xué)方程三者聯(lián)立構(gòu)成，通過融合三個(gè)動(dòng)力學(xué)方程，使得在姿態(tài)控制算法設(shè)計(jì)過程中， 綜合考慮飛輪摩擦以及撓性附件對(duì)航天器姿態(tài)控制精度的影響，提高控制算法精度；所述 撓性航天器運(yùn)動(dòng)學(xué)實(shí)時(shí)仿真模塊根據(jù)任務(wù)需求選取方向余弦式、歐拉角式、歐拉軸/角參 數(shù)式或者歐拉四元素式中的一種來對(duì)航天器的姿態(tài)進(jìn)行描述；帶執(zhí)行機(jī)構(gòu)特性的撓性航天 器動(dòng)力學(xué)實(shí)時(shí)仿真模塊與撓性航天器運(yùn)動(dòng)學(xué)實(shí)時(shí)仿真模塊運(yùn)行在實(shí)時(shí)仿真目標(biāo)機(jī)中；所 述姿態(tài)測(cè)量模塊根據(jù)任務(wù)需求選擇不同真實(shí)敏感器及敏感器模擬器進(jìn)行組合來獲取高精 度的姿態(tài)信息，包括光纖陀螺儀、星敏感器、地球敏感器、太陽敏感器、太陽仿真器及對(duì)應(yīng)的 運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、三軸轉(zhuǎn)臺(tái)、單軸轉(zhuǎn)臺(tái)及星仿真器；所述姿態(tài)確定模塊根據(jù)姿態(tài)測(cè)量模塊測(cè)定的姿 態(tài)數(shù)據(jù)，進(jìn)行融合與解算得到當(dāng)前航天器精確的姿態(tài)信息，并與期望的姿態(tài)進(jìn)行對(duì)比，得到 最新的姿態(tài)偏差信息；姿態(tài)控制模塊根據(jù)航天器不同工作模式選擇不同類別的控制方法， 包括傳統(tǒng)的PID控制方法、魯棒控制方法以及針對(duì)飛輪低速摩擦的撓性航天器姿態(tài)控制方 法；姿態(tài)確定模塊與姿態(tài)控制模塊運(yùn)行在星載計(jì)算機(jī)里；執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊包括真實(shí)的飛輪以 及推力器模擬器；帶執(zhí)行機(jī)構(gòu)特性的撓性航天器動(dòng)力學(xué)實(shí)時(shí)仿真模塊首先接受執(zhí)行機(jī)構(gòu)模 塊產(chǎn)生的力矩信號(hào)并進(jìn)行解算，并將解算數(shù)據(jù)傳遞至撓性航天器運(yùn)動(dòng)學(xué)實(shí)時(shí)仿真模塊中， 撓性航天器運(yùn)動(dòng)學(xué)實(shí)時(shí)仿真模塊根據(jù)任務(wù)需求選擇方向余弦式、歐拉角式、歐拉軸/角參 數(shù)式或者歐拉四元素式中的一種來對(duì)航天器的姿態(tài)進(jìn)行描述；此后將描述的姿態(tài)傳遞至姿 態(tài)測(cè)量模塊中，驅(qū)動(dòng)運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)帶動(dòng)太陽仿真器進(jìn)行運(yùn)動(dòng)，驅(qū)動(dòng)三軸轉(zhuǎn)臺(tái)使得太陽敏感器與 光纖陀螺儀能夠測(cè)定新的姿態(tài)信息，驅(qū)動(dòng)地球仿真器、單軸轉(zhuǎn)臺(tái)以及星仿真器，使得地球敏 感器與星敏感器測(cè)定新的姿態(tài)信息，通過將上述敏感器與光纖陀螺儀測(cè)得的姿態(tài)數(shù)據(jù)傳入 到姿態(tài)確定模塊，由姿態(tài)確定模塊進(jìn)行姿態(tài)解算，并與期望的姿態(tài)進(jìn)行對(duì)比，將生成的姿態(tài) 偏差數(shù)據(jù)傳遞至姿態(tài)控制模塊，通過姿態(tài)控制模塊中的控制方法進(jìn)行解算，生成力矩指令， 并傳遞至執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊中，執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊進(jìn)行響應(yīng)，并生成新的力矩信號(hào)傳遞給帶執(zhí)行機(jī) 構(gòu)特性的撓性航天器動(dòng)力學(xué)實(shí)時(shí)仿真模塊，完成一次完整的航天器姿態(tài)控制過程；
[0006] 所述的帶執(zhí)行機(jī)構(gòu)特性的撓性航天器動(dòng)力學(xué)實(shí)時(shí)仿真模塊運(yùn)行的是帶執(zhí)行機(jī)構(gòu) 特性的撓性航天器動(dòng)力學(xué)模型，該模型是由航天器本體動(dòng)力學(xué)方程、飛輪動(dòng)力學(xué)方程以及 撓性附件動(dòng)力學(xué)方程三者聯(lián)立構(gòu)成；其中航天器本體動(dòng)力學(xué)方程表征為：
[0008] 其中，L 12, 13分別為航天器俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；n為航天器軌道角 速度；巾⑴，0⑴，也⑴分別為航天器俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)軸的姿態(tài)角度，如以(〇,<沖） 分別為航天器俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)軸姿態(tài)角速度，七/).》(0#(.0分別為航天器俯仰、偏航及 滾轉(zhuǎn)軸的姿態(tài)角加速度，F(xiàn)p F2, F3為分布在航天器俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)軸的航天器姿態(tài)與撓 性結(jié)果之間的耦合矩陣，1(0, n2(t)，q3(t)為分布在航天器俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)軸上的 撓性附件振動(dòng)模態(tài)，Ji，J 2, J3分別為航天器俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)軸上安裝的飛輪的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量； 為安裝在航天器俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)軸上的飛輪中電機(jī)的角加速度；
[0009] 撓性附件動(dòng)力學(xué)方程表征為：
[0011] 其中，《2,為分布在航天器俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)軸上的撓性附件振動(dòng)模態(tài)對(duì) 應(yīng)的振動(dòng)頻率，I，12,13為對(duì)應(yīng)航天器俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)軸撓性附件振動(dòng)模態(tài)的阻尼 比；
[0012] 飛輪動(dòng)力學(xué)方程表征為：
[0014] 其中，kT1，kT2，kT3為安裝在航天器俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)軸上的飛輪中電機(jī)的電流力 矩系數(shù)，以認(rèn)以認(rèn)"⑴為安裝在航天器俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)軸上的飛輪中電機(jī)的電流， M fl(t)，Mf2(t)，Mf3(t)是安裝在航天器俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)軸上的飛輪的摩擦力矩；其中， &，R 2, R3為安裝在航天器俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)軸上的飛輪電機(jī)電阻，E i (t)，E2 (t)，E3 (t)為安裝 在航天器俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)軸上的三個(gè)飛輪的控制電壓；kE1，kE2, kE3是安裝在航天器俯仰、 偏航及滾轉(zhuǎn)軸上的三個(gè)飛輪中電機(jī)的反電動(dòng)勢(shì)系數(shù)；
[0015] 進(jìn)一步融合航天器本體動(dòng)力學(xué)方程、飛輪動(dòng)力學(xué)方程以及撓性附件動(dòng)力學(xué)方程， 得到帶執(zhí)行機(jī)構(gòu)特性的撓性航天器動(dòng)力學(xué)實(shí)時(shí)仿真模塊運(yùn)行的是帶執(zhí)行機(jī)構(gòu)特性的撓性 航天器動(dòng)力學(xué)模型，表征如下：
[0017] 將式E 4寫成矩陣形式如下：
[0019] 其中，狀態(tài)p(t)=[巾，9，it]T，E(t)=吸⑴義⑴義⑴]1為安裝在航天器 俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)軸上的三個(gè)飛輪的控制電壓，D (t) = [Mt)，D2(t)，D3(t)]T為安裝 在航天器俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)軸上的飛輪中電機(jī)的角速度，M f(t) = [Mfl(t)，Mf2(t)，Mf3(t)] T為安裝在航天器俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)軸上的飛輪的摩擦力矩，Md(t) = 2 n f2(2 12?2 n2+w22 n2)，f3(2 13?3 n3+w32 n3)]T為分布在航天器俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn) 軸上的撓性附件帶來的振動(dòng)干擾，式中Bm= B d= I，P = diag{I廠匕以，I2-F2F2t，I 3-F3F3t }，
? Q = diag{4n2(I2-I3), Sn^l!-^), n2(I2
[0021] 進(jìn)一步可以表示成標(biāo)準(zhǔn)的狀態(tài)空間模型，表征如下：
[0023] 其中，x(t)、E(t)分別為系統(tǒng)的狀態(tài)變量和控制輸入，五的=[盡馬盡f
，ep(t) =p(t)_pd(t)，pd(t)為航天器系統(tǒng)的期望 姿態(tài)信息，P(t)為通過實(shí)時(shí)姿態(tài)解算模塊解算的航天器姿態(tài)信息；A為系統(tǒng)陣，B。為控制輸 入矩陣，為摩擦力矩干擾輸入矩陣，B 2為撓性附件振動(dòng)干擾的輸入矩陣，其對(duì)應(yīng)的表達(dá)式 如下：
[0025] 其中，KT= diag{k T1，kT2, kT3}，J = diagljp