一种航天器粗精分层快慢结合主被一体多级复合控制方法技术

本发明专利技术一种航天器粗精分层快慢结合主被一体多级复合控制方法，星体‑载荷‑快反镜三级系统中分层控制思路为：1)快反镜三级控制，采用导星敏感器为测量元件，采用快反镜作动器为执行机构，采用PID控制器实现快反镜滚动‑俯仰轴超高精度指向控制。2)载荷二级控制：采用载荷星敏感器和测微陀螺以及FSM涡流为测量元件，采用主动指向超静平台(VIPPS)作动器为执行机构，采用PID控制器实现载荷高精度指向控制；3)星体一级控制：采用陀螺、载荷星敏感器以及VIPPS涡流为测量元件，采用动量轮为执行机构，采用PID控制器实现星体粗指向控制。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器粗精分层快慢结合主被一体多级复合控制方法
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的星体-载荷-快反镜三级姿态控制系统以及控制方法。
技术介绍
目前，航天器普遍采用飞轮、控制力矩陀螺等含有高速转子的部件作为姿态控制系统的执行机构。这些高速转动部件不可避免地会产生高频抖动以及微振动，直接影响载荷的工作性能。这无法满足天文观测、极高分辨率对地观测等这类具有光学载荷高性能控制要求的航天任务需求。而航天器多级复合控制系统正是瞄准这类光学载荷高精度姿态控制需求应运而生。航天器多级复合控制系统是指具有“超高精度指向”、“超高稳定度控制”、“超敏捷控制”等三超控制性能的航天器平台。在现有航天器控制系统中，星体和载荷刚性连接，星体中的抖动和微振动直接传递到载荷，影响光学载荷高品质成像性能。而目前的姿态控制方法首先于姿态敏感器等测量精度和测量带宽限制，无法实现对高频抖动的隔离抑制。目前的控制系统存在以下不足：1、无法实现星体的高频微振动的隔离抑制在目前航天器的姿态控制系统中，载荷和星体采用刚性连接。航天器星体中存在的挠性振动和高频微振动直接传递到载荷，造成光学载荷无法进一步提高成像质量。而传统的航天器姿态系统，受限于控制器带宽和执行机构的精度无法实现对挠性振动和高频微振动的主动控制，进一步提高星体的控制精度和稳定度受到限制。2、难以实现载荷光轴超高精度指向和超高稳定度控制在目前的航天器控制系统仿真模型中只有星体一级模型，不包含主动指向超静平台以及快反镜数学模型。受限于敏感器测量带宽、执行机构响应带宽等因素无法进一步提高载荷的指向精度和稳定度。在包含主动指向超静平台以及快反镜的卫星控制系统模型中，需要设计航天器三级复合指向控制方案，在星体平台“粗”指向和“粗”稳定控制的基础上，设计载荷二级控制算法，快反镜三级姿态控制方法，实现载荷、快反镜的超高精度指向和超高稳定控制。
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，提供了一种航天器粗精分层快慢结合主被一体多级复合控制方法，能够实现航天器的光学载荷高精度指向控制高稳定度控制，为未来航天器光学载荷超高精度指向、超高稳定度控制、高品质成像提供技术基础。本专利技术的技术解决方案是：一种航天器粗精分层快慢结合主被一体多级复合控制方法，航天器多级复合控制系统包括星体、载荷、敏感器、执行机构；所述的执行机构包括：控制力矩陀螺群、主动指向超静平台作动器、快反镜；所述敏感器包括：安装在星体的陀螺、安装在载荷的星敏感器、安装在载荷的测微敏感器、安装在载荷的主动指向超静平台作动器涡流；星体用于支撑主动指向超静平台和载荷；主动指向超静平台安装于载荷和星体之间，由六个作动器构成；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；(2)建立航天器多级复合控制系统的姿态控制器；(3)进行航天器多级复合控制系统载荷视线、载荷、星体姿态估计；(4)进行航天器多级复合控制系统载荷视线、载荷、星体姿态控制。航天器多级复合控制系统动力学模型表示为：其中，fbb≡0为星体控制力，τbb为星体控制力矩；Mp＝diag(mp,mp,mp,Ipx,Ipy,Ipz)，mp为载荷质量，Ib＝diag(Ipx,Ipy,Ipz)分别为载荷x轴、y轴、z轴的惯量在载荷质心本体系下的表达；Mb＝diag(mb,mb,mb,Ibx,Iby,Ibz)，mb为星体质量，Ip＝diag(Ipx,Ipy,Ipz)分别为星体x轴、y轴、z轴的惯量在星体质心本体系下的表达；Ifx＝diag(Ifx,Ify,)，Ifx,Ify,分别为快反镜x轴、y轴惯量在快反镜质心本体系下的表达；Kf0＝diag(kf1,kf2,kf3,kf4,)为快反镜作动器刚度阵，kf1,…,kf4为快反镜作动器四个作动器的刚度系数；Cf0＝diag(cf1,cf2,cf3,cf4,)为快反镜作动器阻尼度阵，cf1,…,cf4为快反镜四个作动器的阻尼系数；Jff为快反镜作动器雅克比矩阵；Kp0＝diag(kp1,…,kp6,)为主动指向超静平台作动器刚度阵，kp1,…,kp6为主动指向超静平台六个作动器的刚度系数；Cp0＝diag(cp01,…,cf06)为主动指向超静平台作动器阻尼度阵，cp1,…,cp6为主动指向超静平台六个作动器的阻尼系数；Jp为载荷雅克比矩阵；Jb为星体雅克比矩阵。所述航天器多级复合控制系统的姿态控制器包括星体一级姿态PID控制器、主动指向超静平台二级姿态PID控制器、快反镜三级姿态PID控制器，具体为：星体一级姿态PID控制器为：式中，Isat为整星惯量；ksatp、ksati、ksatd为星体一级姿态PID控制器参数；Δθbeer、Δωbeer分别为星体姿态误差角和误差角速度；ωbr为星体目标角速度；主动指向超静平台二级姿态PID控制器为：式中，Ipc为载荷相对于整星质心的惯量在整星质心坐标系表达；kpp、kpi、kpd为主动指向超静平台二级姿态PID控制器参数；Δθpeer、Δωpeer分别为载荷姿态控制误差角和误差角速度；ωpr为载荷目标角速度；快反镜三级姿态PID控制器为：式中，kfpx、kfpy、kfdx、kfdy、kfix、kfiy为快反镜三级姿态PID控制器参数；为快反镜姿态估计值；θfxr、θfyr为快反镜的目标姿态；为快反镜姿态角速度估计值；ωfxr、ωfyr为快反镜的目标角速度；τff＝[τffxτffy]T为快反镜两轴姿态控制力矩。进行航天器多级复合控制系统载荷视线、载荷、星体姿态控制具体方法为：(4.1)判断导星敏感器是否有测量值，若无测量值，进行步骤(4.2)；若有测量值，则进行步骤(4.4)；(4.2)采用主动指向超静平台二级姿态PID控制器，计算载荷二级姿态控制量，进行载荷二级姿态高精度控制。(4.3)采用星体一级姿态PID控制器，计算星体一级姿态控制量，进行星体一级姿态高精度控制。(4.4)采用快反镜三级姿态PID控制器，计算快反镜三级姿态控制量，进行快反镜三级姿态高精度控制，本方法结束；(4.5)采用主动指向超静平台二级姿态PID控制器，计算载荷二级姿态控制量，进行载荷二级姿态高精度控制。进行航天器多级复合控制系统载荷视线、载荷、星体姿态估计的方法为：(3.1)判断导星敏感器有测量值，若无测量值，进行步骤(3.2)；若有测量值，则进行步骤(3.4)；(3.2)建立载荷姿态估计误差状态方程，采用星敏感器的测量值、测微敏感器测量值估计载荷姿态；(3.3)建立星体姿态估计误差状态方程，采用星敏感器的测量值、主动指向超静平台涡流测量值、星体陀螺测量值估计星体姿态，进入步骤(4)；(3.4)采用导星敏感器的测量值估计载荷视线姿态；(3.5)建立载荷姿态估计误差状态方程，采用导星敏感器的测量值、快反镜涡流测量值、测微敏感器测量值估计载荷姿态；(3.6)建立星体姿态估计误差状态方程，采用星敏感器的测量值、主动指向超静平台涡流测量值、星体陀螺测量值估计星体姿态，进入步骤(4)。所述的航天器多级复合控制系统载荷视线、载荷、星体姿态估计方法具体如下：(a)当导星敏感器无测量值时，姿态估计方法如下：定义建立载荷姿态确定的误差模型如下，采用载荷星敏感器的测量值、测微敏感器测量值估计载荷姿态；式中本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航天器粗精分层快慢结合主被一体多级复合控制方法，航天器多级复合控制系统包括星体、载荷、敏感器、执行机构；所述的执行机构包括：控制力矩陀螺群、主动指向超静平台作动器、快反镜；所述敏感器包括：安装在星体的陀螺、安装在载荷的星敏感器、安装在载荷的测微敏感器、安装在载荷的主动指向超静平台作动器涡流；星体用于支撑主动指向超静平台和载荷；主动指向超静平台安装于载荷和星体之间，由六个作动器构成；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；(2)建立航天器多级复合控制系统的姿态控制器；(3)进行航天器多级复合控制系统载荷视线、载荷、星体姿态估计；(4)进行航天器多级复合控制系统载荷视线、载荷、星体姿态控制。

【技术特征摘要】
1.一种航天器粗精分层快慢结合主被一体多级复合控制方法，航天器多级复合控制系统包括星体、载荷、敏感器、执行机构；所述的执行机构包括：控制力矩陀螺群、主动指向超静平台作动器、快反镜；所述敏感器包括：安装在星体的陀螺、安装在载荷的星敏感器、安装在载荷的测微敏感器、安装在载荷的主动指向超静平台作动器涡流；星体用于支撑主动指向超静平台和载荷；主动指向超静平台安装于载荷和星体之间，由六个作动器构成；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；(2)建立航天器多级复合控制系统的姿态控制器；(3)进行航天器多级复合控制系统载荷视线、载荷、星体姿态估计；(4)进行航天器多级复合控制系统载荷视线、载荷、星体姿态控制。2.根据权利要求1所述的一种航天器粗精分层快慢结合主被一体多级复合控制方法，其特征在于：航天器多级复合控制系统动力学模型表示为：其中，fbb≡0为星体控制力，τbb为星体控制力矩；Mp＝diag(mp,mp,mp,Ipx,Ipy,Ipz)，mp为载荷质量，Ib＝diag(Ipx,Ipy,Ipz)分别为载荷x轴、y轴、z轴的惯量在载荷质心本体系下的表达；Mb＝diag(mb,mb,mb,Ibx,Iby,Ibz)，mb为星体质量，Ip＝diag(Ipx,Ipy,Ipz)分别为星体x轴、y轴、z轴的惯量在星体质心本体系下的表达；Ifx＝diag(Ifx,Ify,)，Ifx,Ify,分别为快反镜x轴、y轴惯量在快反镜质心本体系下的表达；Kf0＝diag(kf1,kf2,kf3,kf4,)为快反镜作动器刚度阵，kf1,…,kf4为快反镜作动器四个作动器的刚度系数；Cf0＝diag(cf1,cf2,cf3,cf4,)为快反镜作动器阻尼度阵，cf1,…,cf4为快反镜四个作动器的阻尼系数；Jff为快反镜作动器雅克比矩阵；Kp0＝diag(kp1,…,kp6,)为主动指向超静平台作动器刚度阵，kp1,…,kp6为主动指向超静平台六个作动器的刚度系数；Cp0＝diag(cp01,…,cf06)为主动指向超静平台作动器阻尼度阵，cp1,…,cp6为主动指向超静平台六个作动器的阻尼系数；Jp为载荷雅克比矩阵；Jb为星体雅克比矩阵。3.根据权利要求1所述的一种航天器粗精分层快慢结合主被一体多级复合控制方法，其特征在于：所述航天器多级复合控制系统的姿态控制器包括星体一级姿态PID控制器、主动指向超静平台二级姿态PID控制器、快反镜三级姿态PID控制器，具体为：星体一级姿态PID控制器为：式中，Isat为整星惯量；ksatp、ksati、ksatd为星体一级姿态PID控制器参数；Δθbeer、Δωbeer分别为星体姿态误差角和误差角速度；ωbr为星体目标角速度；主动指向超静平台二级姿态PID控制器为：式中，Ipc为载荷相对于整星质心的惯量在整星质心坐标系表达；kpp、kpi、kpd为主动指向超静平台二级姿态PID控制器参数；Δθpeer、Δωpeer分别为载荷姿态控制误差角和误差角速度；ωpr为载荷目标角速度；快反镜三级姿态PID控制器为：式中，kfpx、kfpy、kfdx、kfdy、kfix、kfiy为快反镜三级姿态PID控制器参数；为快反镜姿态估计值；θfxr、θfyr为快反镜的目标姿态；为快反镜姿态角速度估计值；ωfxr、ωfyr为快反镜的目标角速度；τff＝[τffxτffy]T为快反镜两轴姿态控制力矩。4.根据权利要求1-3任意所述的一种航天器粗精分层快慢结合主被一体多级复合控制方法，其特征在于：进行航天器多级复合控制系统载荷视线、载荷、星体姿态控制具体方法为：(4.1)判断导星敏感器是否有测量值，若无测量值，进行步骤(4.2)；若有测量值，则进行步骤(4.4)；(4.2)采用主动指向超静平台二级姿态PID控制器，计算载荷二级姿态控制量，进行载荷二级姿态高精度控制。(4.3)采用星体一级姿态PID控制器，计算星体一级姿态控制量，进行星体一级姿态高精度控制。(4.4)采用快反镜三级姿态PID控制器，计算快反镜三级姿态控制量，进行快反镜三级姿态高精度控制，本方法结束；(4.5)采用主动指向超静平台二级姿态PID控制器，计算载荷二级姿态控制量，进行载荷二级姿态高精度控制。5.根据权利要求1-3任意所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：汤亮，关新，王有懿，张科备，郝仁剑，
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