[发明专利]适用于挠性卫星本体-挠性体协同控制的方法

说明书

本发明提供了一种宇航卫星领域内的适用于挠性卫星本体‑挠性体协同控制的方法，包括如下步骤：步骤1，卫星本体‑挠性体系统动力学模型参数辨识；步骤2，生成本体‑挠性体经典PID反馈控制器；步骤3，生成本体‑挠性体逆Bouc‑Wen前馈控制器；步骤4，生成卫星本体‑挠性体协同复合控制器。本发明面向挠性卫星工程研制应用，解决提高大型挠性卫星的超大挠性结构抵抗外界干扰的问题。

技术领域

本发明涉及宇航卫星领域，具体的，涉及一种适用于挠性卫星本体-挠性体协同控制的方法。

背景技术

目前挠性卫星的控制主要集中在防止外界干扰对卫星本体及挠性体的影响，挠性卫星的超大型挠性附件柔性大、重量轻、阻尼小、固有频率低，对控制系统要求带宽大、精度高，卫星本体-挠性体的低频、非线性、大幅度的振动等难测难控因素严重影响着卫星载荷的可用性。

随着挠性卫星应用技术的发展，当前采用卫被动控制的方法分别进行卫星本体、挠性体控制已经不能满足自由度数量更多、控制精度要求更高、控制模式更复杂的要求，存在因挠性体抗干扰能力弱、结构特性复杂的缺陷。

经现有技术检索，中国发明专利号为CN201010297961.5，发明名称为一种基于特征模型的挠性卫星控制方法，按照挠性卫星的动力学方程，确定其时间尺度、采样时间，以及参数M和m；根据得到的各个变量确定特征模型的系数范围；利用梯度法辨识特征模型的参数；根据辨识得到的特征模型的系数设计控制律，通过控制律反馈到挠性卫星的动力学方程，控制挠性卫星姿态角。该发明是适用范围小，不能解决大型挠性卫星对超大挠性结构抵抗外界干扰的控制效果。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供适用于挠性卫星本体-挠性体协同控制的方法。

本发明提供一种适用于挠性卫星本体-挠性体协同控制的方法，包括如下步骤：

步骤1，辨识卫星本体-挠性体系统动力学模型参数；

步骤2，生成本体-挠性体经典PID反馈控制器；

步骤3，生成本体-挠性体逆Bouc-Wen前馈控制器；

步骤4，生成卫星本体-挠性体协同复合控制器。

一些实施方式中，所述挠性卫星本体-挠性体协同控制的方法的控制对象包括卫星本体、挠性体、传感器和作动器。

一些实施方式中，所述挠性体与所述卫星本体连接，所述传感器与所述作动器分别安装于所述挠性体相对的两侧，所述传感器采集变形信息给控制系统作为反馈输入，所述作动器控制挠性体的变形量。

一些实施方式中，所述步骤1通过以下步骤实现：

步骤S1，建立卫星挠性体动力学微分方程；

步骤S2，建立卫星本体-挠性体系统传递函数；

步骤S3，生成卫星本体-挠性体控制器迟滞模型；

步骤S4，识别卫星本体-挠性体控制器迟滞模型参数。

一些实施方式中，所述步骤2包括PID控制器设计与PID控制器试验验证。

一些实施方式中，所述步骤2中本体-挠性体经典PID反馈控制器的控制系统包括输入端、控制器、限幅器、放大器、作动器、挠性体和传感器。

一些实施方式中，所述输入端为模型辨识参数，经所述控制器、所述限幅器、所述放大器、所述作动器和所述传感器完成对所述挠性体的经典PID反馈控制回路。

一些实施方式中，所述步骤3通过以下步骤实现：

步骤A，根据辨识出的迟滞模型结果，搭建其逆模型，进行迟滞补偿；