一种航天器多级复合控制的目标姿态协同规划方法及系统技术方案

一种航天器多级复合控制的目标姿态协同规划方法及系统，所设计的航天器多级复合控制系统包括星体一级控制系统和载荷二级控制系统。在航天器大角度敏捷机动过程中要求载荷和星体跟踪同一目标姿态。由于星体控制周期不同，需要在星体平台目标姿态已知的情况下，采用插值方法计算出载荷控制周期Δt2时间内的目标姿态。首先由星体姿态规划算法计算出下一个控制周期Δt1内的目标姿态θbr。然后，载荷在已知Δt1时间内的目标姿态θbr，采用牛顿插值方法计算出每一个Δt2时间内载荷的目标姿态θpr。在星体和载荷每个时间点目标姿态都已知的情况下，航天器多级复合控制系统采用星体和载荷两级PID控制器进行姿态控制，实现航天器光学载荷高稳定控制。

A coordinated planning method and system for spacecraft multi-stage composite control

A cooperative attitude planning method and system for multi-stage composite control of spacecraft is presented. The designed multi-stage composite control system of spacecraft includes a star-level control system and a load-level control system. In the process of large angle agile maneuvering, the spacecraft requires the load and the star to track the same target posture. Because of the different control periods of the satellite, it is necessary to use interpolation method to calculate the target attitude in the load control period T2 when the target attitude of the satellite platform is known. First, the star attitude planning algorithm is used to calculate the target attitude theta br in the next control period T1. Then, the target attitude theta br of the load in the known time of T1 is calculated by Newton interpolation method for each time of t2. When the attitude of the target is known at each time point of the satellite and the payload, the multi-stage composite control system of the spacecraft adopts two-stage PID controller of the star and payload to control the attitude and realize the high stability control of the optical payload of the spacecraft.

【技术实现步骤摘要】
一种航天器多级复合控制的目标姿态协同规划方法及系统
本专利技术属于航天器姿态控制领域，涉及一种实现航天器多级复合控制的目标姿态协同规划方法及系统。
技术介绍
天基天文观测、极高分辨率对地观测等航天器任务提出了光学载荷超高精度指向超高稳定度控制超敏捷控制等“三超”控制需求。传统的航天器器受限于敏感器测量带宽、执行机构响应带宽等因素，难以满足光学载荷“三超”控制需求。针对此问题，基于主动指向超静平台的航天器多级复合控制系统应运而生。航天器多级复合控制系统中星体和载荷通过柔性主动指向超静平台连接，通过主动指向超静平台二级控制，实现载荷高性能控制。与传统的航天器平台不同，航天器多级复合控制系统包含星体和载荷两级控制系统，这要求航天器多级复合控制系统在大角度敏捷机动过程时载荷和星体平台在同一时刻应保持对同一目标姿态跟踪控制。由于载荷控制周期Δt2远小于星体控制周期Δt1，且航天器多级复合控制系统在轨运行时只能实时规划出Δt1内星体的目标姿态θbr。因此，需要在已知Δt1内星体的目标姿态θbr时，通过插值方法计算出载荷控制周期Δt2内的载荷目标姿态。而线性插值在载荷控制周期Δt2内插值误差较大，且线性插值的非光滑特性对载荷姿态控制带来周期性误差波动，对载荷姿态控制精度产生干扰。因此有必要研究载荷目标姿态规划方法，从而提高载荷目标姿态插值光滑性，提高载荷姿态控制精度。现有航天器平台目标姿态规划方法存在以下不足：1、难以满足不同控制周期对同一目标姿态的一致性要求目前常规的航天器姿态控制系统中只有星体一级姿态控制，不包含载荷二级姿态控制系统。航天器在整星敏捷机动过程中，仅需规划出星体一级目标姿态。由于航天器星体和载荷控制周期不同，星体控制周期远大于载荷控制周期，采用现有姿态规划方法仅能实现航天器星体目标姿态规划，无法实现载荷二级目标姿态规划。例如，采用现有姿态规划方法仅能实现0.125s内星体目标姿态计算，无法实现0.005s内的载荷目标姿态规划，无法满足航天器载荷姿态超高精度超高稳定度超敏捷控制需求。因此，需要进一步研究载荷二级目标姿态的规划方法，其规划方法应简单、计算量少、满足载荷控制单元计算能力，为航天器载荷二级姿态控制提供准确的目标姿态。2、难以实现载荷目标姿态和目标角速度的平滑性航天器多级复合控制系统在姿态敏捷机动过程中，需要实时获得载荷和星体的目标姿态。采用现有的姿态规划方法可获得星体控制周期Δt1内星体的目标姿态。星体将此姿态发送给载荷，通过载荷姿态规划方法计算出载荷控制周期Δt2内的载荷目标姿态。由于星体控制周期Δt1的定时精度存在随机误差dt，这影响着载荷目标姿态和目标角速度规划的平滑性。采用线性插值方法，由于随机误差dt的存在，造成线性插值得到的载荷目标姿态和目标角速度非光滑特性明显，引起载荷姿态控制周期性误差波动，不利于载荷超高稳定度控制。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种航天器多级复合控制的目标姿态协同规划方法及系统，能够实现航天器整星大角度敏捷机动过程中星体和载荷目标姿态的准确规划，为航天器的光学载荷超高精度指向、超高稳定度控制、超敏捷控制、高品质成像提供技术基础。本专利技术的技术解决方案是：一种航天器多级复合控制的目标姿态协同规划方法，包括如下步骤：(1)建立航天器多级复合控制系统动力学模型，确定航天器(包括：星体、主动指向超静平台、载荷等部分)的敏捷机动最大角加速度amax、敏捷机动最大角速度ωmax，敏捷机动角度θ，采用正弦路径规划方法对敏捷机动角度θ进行规划，计算航天器的匀加(减)速段时长ta、匀速段时长tc和总机动时间tc；(2)根据步骤(1)航天器的匀加(减)速段时长ta、匀速段时长tc和总机动时间tc，计算航天器机动过程中时刻t(0≤t≤tc)时星体的目标角加速度ab(t)、目标角速度ωb(t)和目标角度θb(t)变化曲线。(3)设置航天器初始姿态机动时刻t＝0，设置星体目标姿态初始状态θb(t)＝0、载荷目标姿态初始状态θp(t)＝0、设置载荷姿态机动计数标志N＝0；定义载荷姿态最大计数Nmax，定义载荷姿态机动序列数组长度Nseq，以及载荷姿态机动序列数组tseq[Nseq]＝{0.0}，apseq[3][Nseq]＝{0.0}，ωpseq[3][Nseq]＝{0.0}，θpseq[3][Nseq]＝{0.0}。(4)判断航天器姿态是否开始机动。若姿态没有开始机动则返回步骤(3)；若姿态开始机动则进行步骤(5)。(5)将t+Δt1(Δt1为星体的控制周期)的值赋给机动时刻t，计算星体机动时刻t的目标姿态，包括：星体在机动时刻t的目标角加速度ab(t)、目标角速度ωb(t)、目标姿态θb(t)；(6)载荷姿态机动计数标志增加1，即N+1的值赋给N；载荷姿态机动序列数组依次左移一列；最左列放置星体当前时刻的目标姿态和目标角速度，目标角加速度。即apseq[k][i]＝apseq[3][i+1]，ωpseq[k][i]＝ωpseq[3][i+1]，θpseq[k][i]＝θpseq[k][i+1]，tseq[i]＝tseq[i+1]，(i＝1,2,Nseq-1，k＝0,1,2)。apseq[k][Nseq]＝ab(t)，ωpseq[k][Nseq]＝ωb(t)，θpseq[k][Nseq]＝θb(t)，tseq[Nseq]＝t。(7)判断载荷姿态机动计数标志N是否大于设定的Nmax，若N≤Nmax，则返回步骤(5)。若N>Nmax，则进行步骤(8)；(8)载荷姿态机动计数标志N保持不变，将t+Δt1的值赋给机动时刻t，计算星体在机动时刻t的目标角加速度ab(t)、目标角速度ωb(t)、目标姿态θb(t)；载荷姿态机动序列数组依次左移一列,即apseq[k][i]＝apseq[3][i+1]，ωpseq[k][i]＝ωpseq[3][i+1]，θpseq[k][i]＝θpseq[k][i+1]，tseq[i]＝tseq[i+1]，(i＝1,2,Nseq-1，k＝0,1,2)。apseq[k][Nseq]＝ab(t)，ωpseq[k][Nseq]＝ωb(t)，θpseq[k][Nseq]＝θb(t)，tseq[Nseq]＝t。(9)采用m阶牛顿插值法，计算载荷控制周期Δt2时间的实时载荷目标姿态和目标角速度；(10)根据步骤(5)星体在机动时刻t的目标角加速度ab(t)、目标角速度ωb(t)、目标姿态θb(t)以及步骤(9)得到的载荷目标角速度ωp(t)、目标姿态θp(t)，采用星体和载荷两级姿态控制，计算星体和载荷实时姿态控制量，根据控制量进行航天器姿态机动控制。(11)判断航天器当前机动时间t是否大于步骤(1)的姿态总机动时间tm。若t≤tm，返回步骤(5)；若t>tm，则航天器姿态机动结束，实现星体和载荷目标姿态协同规划与多级复合控制。步骤(1)确定航天器敏捷机动最大角加速度amax、敏捷机动最大角速度ωmax，敏捷机动角度θ，具体如下：amax＝τmax/I0式中，τmax为执行机构的最大输出力矩；I0为航天器惯量。ωmax＝Hmax/I0式中，Hmax为执行机构的最大角动量。步骤(1)采用正弦路径规划方法对敏捷本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航天器多级复合控制的目标姿态协同规划方法，其特征在于包括如下步骤：(1)建立航天器多级复合控制系统动力学模型，确定航天器的敏捷机动最大角加速度、敏捷机动最大角速度ωmax，敏捷机动角度θ，采用正弦路径规划方法对敏捷机动角度θ进行规划，计算航天器的匀加速段时长、匀速段时长和总机动时间；(2)根据步骤(1)航天器的匀加速段时长、匀速段时长和总机动时间，计算航天器机动过程中时刻t时星体的目标角加速度、目标角速度和目标角度变化曲线；(3)设置航天器初始姿态机动时刻t＝0，设置星体目标姿态初始状态θb(t)＝0、载荷目标姿态初始状态θp(t)＝0、设置载荷姿态机动计数标志N＝0；定义载荷姿态最大计数Nmax，定义载荷姿态机动序列数组长度Nseq，以及载荷姿态机动序列数组；(4)判断航天器姿态是否开始机动；若姿态没有开始机动则返回步骤(3)；若姿态开始机动则进行步骤(5)；(5)将t+Δt1的值赋给机动时刻t，计算星体机动时刻t的目标姿态，包括：星体在机动时刻t的目标角加速度、目标角速度、目标姿态；(6)载荷姿态机动计数标志增加1，即N+1的值赋给N；载荷姿态机动序列数组依次左移一列；最左列为星体当前时刻的目标姿态和目标角速度，目标角加速度；(7)判断载荷姿态机动计数标志N是否大于设定的Nmax，若N≤Nmax，则返回步骤(5)；若N>Nmax，则进行步骤(8)；(8)载荷姿态机动计数标志N保持不变，将t+Δt1的值赋给机动时刻t，计算星体在机动时刻t的目标角加速度ab(t)、目标角速度ωb(t)、目标姿态θb(t)；载荷姿态机动序列数组依次左移一列；(9)采用m阶牛顿插值法，计算载荷控制周期Δt2时间的实时载荷目标姿态和目标角速度；(10)根据步骤(5)星体在机动时刻t的目标角加速度ab(t)、目标角速度ωb(t)、目标姿态θb(t)以及步骤(9)得到的载荷目标角速度ωp(t)、目标姿态θp(t)，采用星体和载荷两级姿态控制，计算星体和载荷实时姿态控制量，将星体和载荷实时姿态控制量代入(1)建立的航天器多级复合控制系统动力学模型，进行航天器姿态机动控制；(11)判断航天器当前机动时间t是否大于步骤(1)的姿态总机动时间tm；若t≤tm，返回步骤(5)；若t>tm，则航天器姿态机动结束，实现星体和载荷目标姿态协同规划与多级复合控制。...

【技术特征摘要】
1.一种航天器多级复合控制的目标姿态协同规划方法，其特征在于包括如下步骤：(1)建立航天器多级复合控制系统动力学模型，确定航天器的敏捷机动最大角加速度、敏捷机动最大角速度ωmax，敏捷机动角度θ，采用正弦路径规划方法对敏捷机动角度θ进行规划，计算航天器的匀加速段时长、匀速段时长和总机动时间；(2)根据步骤(1)航天器的匀加速段时长、匀速段时长和总机动时间，计算航天器机动过程中时刻t时星体的目标角加速度、目标角速度和目标角度变化曲线；(3)设置航天器初始姿态机动时刻t＝0，设置星体目标姿态初始状态θb(t)＝0、载荷目标姿态初始状态θp(t)＝0、设置载荷姿态机动计数标志N＝0；定义载荷姿态最大计数Nmax，定义载荷姿态机动序列数组长度Nseq，以及载荷姿态机动序列数组；(4)判断航天器姿态是否开始机动；若姿态没有开始机动则返回步骤(3)；若姿态开始机动则进行步骤(5)；(5)将t+Δt1的值赋给机动时刻t，计算星体机动时刻t的目标姿态，包括：星体在机动时刻t的目标角加速度、目标角速度、目标姿态；(6)载荷姿态机动计数标志增加1，即N+1的值赋给N；载荷姿态机动序列数组依次左移一列；最左列为星体当前时刻的目标姿态和目标角速度，目标角加速度；(7)判断载荷姿态机动计数标志N是否大于设定的Nmax，若N≤Nmax，则返回步骤(5)；若N>Nmax，则进行步骤(8)；(8)载荷姿态机动计数标志N保持不变，将t+Δt1的值赋给机动时刻t，计算星体在机动时刻t的目标角加速度ab(t)、目标角速度ωb(t)、目标姿态θb(t)；载荷姿态机动序列数组依次左移一列；(9)采用m阶牛顿插值法，计算载荷控制周期Δt2时间的实时载荷目标姿态和目标角速度；(10)根据步骤(5)星体在机动时刻t的目标角加速度ab(t)、目标角速度ωb(t)、目标姿态θb(t)以及步骤(9)得到的载荷目标角速度ωp(t)、目标姿态θp(t)，采用星体和载荷两级姿态控制，计算星体和载荷实时姿态控制量，将星体和载荷实时姿态控制量代入(1)建立的航天器多级复合控制系统动力学模型，进行航天器姿态机动控制；(11)判断航天器当前机动时间t是否大于步骤(1)的姿态总机动时间tm；若t≤tm，返回步骤(5)；若t>tm，则航天器姿态机动结束，实现星体和载荷目标姿态协同规划与多级复合控制。2.根据权利要求1所述的一种航天器多级复合控制的目标姿态协同规划方法，其特征在于：步骤(1)确定航天器敏捷机动最大角加速度amax、敏捷机动最大角速度ωmax，敏捷机动角度θ，具体如下：amax＝τmax/I0式中，τmax为执行机构的最大输出力矩；I0为航天器惯量；ωmax＝Hmax/I0式中，Hmax为执行机构的最大角动量。3.根据权利要求1所述的一种航天器多级复合控制的目标姿态协同规划方法，其特征在于：步骤(1)采用正弦路径规划方法对敏捷机动角度θ进行规划，计算航天器的匀加(减)速段时长ta、匀速段时长tc和总机动时间tm，具体如下：匀加(减)速段时长ta：ta＝ωmax/2πamax匀速段时长tc：tc＝θ/2πamaxta-ta总机动时间tm：tm＝tc+2ta。4.根据权利要求1所述的一种航天器多级复合控制的目标姿态协同规划方法，其特征在于：步骤(2)根据步骤(1)航天器的匀加(减)速段时长、匀速段时长和总机动时间，计算航天器机动过程中时刻t时(0≤t≤tc)星体的目标角加速度、目标角速度和目标角度变化曲线，具体如下：目标角加速度a：目标角速度ω：目标姿态θ：。5.根据权利要求1所述的一种航天器多级复合控制的目标姿态协同规划方法，其特征在于：步骤(3)设置航天器星体的初始姿态机动时刻t＝0，设置星体目标姿态初始状态、载荷目标姿态初始状态、设置载荷姿态机动计数标志，具体如下：。6.根据权利要求1所述的一种航天器多级复合控制的目标姿态协同规划方法，其特征在于：步骤(3)定义载荷姿态最大计数Nmax，定义载荷姿态机动序列数组长度Nseq，以及载荷姿态机动序列数组，具体如下：。7.根据权利要求1所述的一种航天器多级复合控制的目标姿态协同规划方法，其特征在于：步骤(5)将t+Δt1的值赋给机动时刻t，计算星体机动时刻t的目标姿态，包括：星体在机动时刻t的目标角加速度ab(t)、目标角速度ωb(t)、目标姿态θb(t)的计算公式与步骤(2)的计算公式相同。8.根据权利要求1所述的一种航天器多级复合控制的目标姿态协同规划方法，其特征在于：步骤(6)载荷姿态机动计数标志增加1，即N+1的值赋给N；载荷姿态机动序列数组依次左移一列，具体为apseq[k][i]＝apseq[3][i+1]，ωpseq[k][i]＝ωpseq[3][i+1]，θpseq[k][i]＝θpseq[k][i+1]，tseq[i]＝tseq[i+1]，(i＝1,2,Nseq-1，k＝0,1,2)；apseq[k][Nseq]＝ab(t)，ωpseq[k][Nseq]＝ωb(t)，θpseq[k][Nseq]＝θb(t)，tseq[Nseq]＝t。9.根据权利要求1所述的一种航天器多级复合控制的目标姿态协同规划方法，其特征在于：步骤(8)载荷姿态机动计数标志N保持不变，在航天器机动时刻，计算星体在机动时刻t的目标角加速度ab(t)、目标角速度ωb(t)、目标姿态θb(t)；具体计算方法见权利要求4；载荷姿态机动序列数组依次左移一列，具体如下：apseq[k][i]＝apseq[3][i+1]，ωpseq[k][i]＝ωpseq[3][i+1]，θpseq[k][i]＝θpseq[k][i+1]，tseq[i]＝tseq[i+1]，(i＝1,2,Nseq-1，k＝0,1,2)；apseq[k][Nseq]＝ab(t)，ωpseq[k][Ns...

【专利技术属性】
技术研发人员：关新，汤亮，王有懿，张科备，郝仁剑，田科丰，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11