[发明专利]一种针对飞轮饱和及摩擦特性的挠性航天器姿态控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种针对飞轮饱和及摩擦特性的挠性航天器姿态控制方法，适用于需要搭载执行能力有限且需要实现高精度控制的挠性航天器姿态控制系统，属于航天器姿态控制领域。

背景技术

近年来随着人类探索太空行动不断丰富，任务复杂度越来越大，需求也越来越大，要求航天器搭载更大的太阳能电池光板能提供更多的能量。此外，随着航天器任务作业的愈发遥远，也对航天器通讯天线提出了更高要求，需要结构更大、功率更强的天线以便于远距离接收微弱的信号；供电与通讯等需求都使得航天器需要搭载越来越大的附件，从发射成本和技术实施难度来说，搭载航天器的质量体积均有严格限制，因此上述附件通常采用低质量、低刚度的挠性结构设计，大量的挠性附件使用，在航天器本体进行机动时，挠性结构会产生针对，从而会严重影响航天器姿态控制精度，甚至影响最后的任务。

此外航天器姿态控制系统的可靠性和长期工作稳定性一直是航天器研制中的关键技术。飞轮是卫星姿态控制系统中最重要的执行部件之一，近几年发射的长寿命、高精度、多功能三轴稳定卫星，几乎毫不例外地利用飞轮作为主要执行部件。但是飞轮具有非常鲜明的特点，受限于机械加工精度，会存在一定程度的摩擦，从而带来飞轮执行误差，另一方面，真实物理系统的实物飞轮的输出力矩大小是严格受限的，因此同样需要进一步考虑饱和及摩擦特性的问题。另一方面摩擦力矩通过飞轮轮体传递至航天器本体，导致航天器本体出现抖颤，从而会给航天器姿态控制系统带来很大的麻烦。因此，为了更精确的完成航天器姿态控制，在航天器设计的过程中必须克服上述两类主要干扰的影响。

专利申请号为201510294341.9中提出了一种基于反作用轮摩擦特性的抗干扰姿态控制方法，但存在两个问题：(1)该文并没有考虑挠性航天器附带的挠性附件带来的振动干扰，会对航天器精度造成影响；(2)并没有考虑飞轮的饱和特性，在实际使用会受到一定限制。专利申请号为201510303102.5中提出了一种针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制系统与方法，其中提出的方法同样存在类似问题：(1)并没有考虑飞轮存在的饱和特性；(2)方法中涉及的针对飞轮摩擦观测器与本专利形式完全不一样，并不能保证有限时间快速跟踪上摩擦干扰，因此在精度和快速性上会逊色于本文方法。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有不足，提供一种针对飞轮饱和及摩擦特性的挠性航天器姿态控制方法，利用该方法能够为采用飞轮作为主要执行机构挠性航天器系统提供抗飞轮饱和与摩擦能力，能够实现轮控挠性航天器系统的高精度姿态控制。

本发明的技术解决方案为：一种针对飞轮饱和及摩擦特性的挠性航天器姿态控制方法，其实现步骤如下：

第一步，建立含有飞轮饱和及摩擦特性的挠性航天器耦合动力学方程：

针对飞轮执行机构中常见的饱和及摩擦特性，并同时考虑挠性附件动力学方程，建立带飞轮饱和及摩擦特性的挠性航天器动力学系统模型，表示如下：

式中，t表示时间，J为航天器的转动惯量；为航天器姿态角加速度，F为航天器姿态与挠性结构之间的耦合矩阵，η(t)为挠性附件的振动模态，ω为挠性附件振动模态对应的振动频率，ξ为挠性附件模态的阻尼，T_c(t)表示航天器系统的姿态控制器解算的控制力矩，sat(T_c(t))为考虑了飞轮饱和特性后的饱和控制力矩,M_f(t)为考虑飞轮摩擦特性后引入的飞轮摩擦干扰；d₁(t)为航天器受到的外太空环境干扰力矩；

进一步可以得到：

式中表示挠性附件振动带来的振动干扰，d₁(t)为航天器受到的外太空环境干扰力矩；在此方程中已经考虑了飞轮饱和及摩擦特性，以及挠性附件振动带来的干扰，进一步将带飞轮饱和及摩擦特性的挠性航天器动力学系统模型转变成状态空间形式，状态空间形式表示下的新系统如下：

式中x(t)为系统状态，θ(t)为航天器的姿态角，为航天器的姿态角速度，为系统矩阵，为控制输入矩阵；

第二步，对于挠性附件引起的振动干扰由下述干扰模型表征：

式中，V、w(t)及W分别表示为挠性附件引起的振动干扰的输出矩阵、状态变量、系统矩阵，H表示饱和控制器输出、飞轮摩擦干扰以及环境干扰的增益矩阵，其中振动附件干扰的状态变量其中中间变量R＝(1-F^TI^-1F)^-1；

对挠性附件振动干扰构造如下的挠性振动观测器：