[发明专利]基于跟踪时间‑能耗最优轨线的挠性卫星姿态机动控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种挠性卫星姿态的机动控制方法。

背景技术

伴随社会的发展，经济、科技等各项事业的进步，人类加快了探索太空的步伐，航天事业的发展与进步显然已经成为衡量一个国家综合实力和国际竞争力的主要指标。航天工程是复杂的系统工程，综合性较强。卫星系统具有许多分系统，包括结构、电源、热控、测控、姿态和轨道控制及其它相关系统。卫星姿态控制系统是一个非常关键的子系统，它的性能好坏将决定卫星总体所下达的预定指标或在轨任务能否顺利实现。

大角度姿态快速机动能力是当代卫星的一项重要技术。比如，星体与燃料仓分离以后的对地快速姿态稳定，星体从对日稳定到对地跟踪，从对地跟踪再到对日捕获等等都要求卫星的姿态控制系统具有大角度快速机动能力。同时为了满足提高星体相机立体成像精度和姿态稳定度高等要求，要求在快速机动后具有快速稳定的能力。

Chen等人运用反馈线性化方法处理卫星模型，并用推力器和偏置动量轮共同作为执行机构，通过跟踪一条参考轨迹，实现了某微小卫星的姿态大角度机动，实现45秒机动40°，并且精度可以达到0.4°。然而，该方法是针对刚体卫星进行设计，未考虑挠性振动的影响。

Yuan等人通过将PD控制器和PWPF、输入成形等技术结合的方式设计出了一种抑制干扰的卫星大角度姿态机动控制器，其中姿态机动主要通过PD反馈控制实现，干扰抑制主要通过输入成形前馈补偿实现。该方法当机动角度较小时，系统的稳态精度很高，而大角度机动时，稳态精度较低。而且没有对姿态角速度，即稳定度的稳态指标进行限制。

Zhang等人建立了含有挠性太阳帆板的卫星的降阶模态动力学模型，针对大角度姿态机动会导致挠性结构振动的特点，利用输入成形技术对于振动模态坐标进行了有效的估计，进而对星体姿态进行Bang-Bang控制。该控制算法未考虑输出力矩的保留设计，无法应对输出力矩的拉偏；此外，在机动临近结束阶段由于输出力矩仍然输出最大力矩，可能导致超调较大，进入稳态较慢，影响系统的快速性，同时该算法消耗能耗较多。

基于TS模糊区域模型的航天器姿态控制研究了参数不确定TS模糊系统的鲁棒控制器设计方法，并将其应用到平面机动挠性航天器的姿态机动控制问题中。该控制器对参数不确定性具有很强的鲁棒性，可以实现挠性航天器的高精度姿态控制和振动抑制。然而，该算法的稳定性分析及计算过程都比较复杂，应用仍相对较少。

基于时频域分析的轮控航天器姿态控制规律参数整定重点研究了航天器PID姿态控制规律的参数整定。分析了PD控制参数与系统带宽、截止频率、相位裕度等多项频域指标的关系，同时为快速完成姿态机动，结合时间最优控制特性分析了控制参数与机动角度的关系。该控制算法能有效隔离太阳帆板的挠性振动，实现姿态控制的指标要求。但是，设计过程中未考虑转动惯量参数的不确定性，导致转动惯量的拉偏对机动时间影响很大，达到姿态机动到位的精度或稳定度标准要很长的时间。

挠性卫星姿态快速机动算法研究研究了相对轨道坐标系的姿态快速机动问题，设计了单轴大角度快速机动策略，基于跟踪最优轨线的方法对传统阶跃响应的PD算法进行改进，该算法对转动惯量的拉偏测试具有较好的鲁棒性。该方法的设计过程中未考虑节约飞轮的能耗问题。

发明内容

本发明为了解决系统在损失时间较少的同时对转动惯量的拉偏具有较差的鲁棒性问题和只在时间最优时飞轮的能耗消耗较多的问题。本发明在阶跃响应PD算法的基础上，提出了一种基于跟踪时间-能耗最优轨线的挠性卫星姿态机动控制方法。

本发明基于跟踪时间-能耗最优轨线的挠性卫星姿态机动控制方法的过程为：

步骤1：采用x-y-z转序欧拉角描述卫星姿态，建立卫星的动力学和运动学方程，在带宽设计合理的前提下忽略挠性因素的影响，对飞轮做执行机构的动力学模型进行简化，设计非线性解耦力矩控制器；

步骤2：在初始姿态角、初始姿态角速度、目标姿态角、目标姿态角速度，转动惯量以及输出力矩幅值给定的前提下，根据时间-能耗最优控制方法，从机动开始时刻开始，实时算出一条最优角度跟踪轨线以及其对应的最优角速度跟踪轨线

步骤3：选取PD参数，并通过PD控制，使滚动通道的姿态角跟踪算出来的这条最优轨线，对PD控制算法的收敛性进行证明，确保选取的PD参数能够使实际姿态角准确地跟踪最优轨线。