基于前馈PID控制的异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制方法技术

基于前馈PID控制的异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制方法，涉及一种异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制方法。为了解决现有的控制方法中没有关于异面交叉轨道下卫星的姿态快速、高精度跟踪指向的控制方法的问题。本发明专利技术采用欧拉角描述航天器姿态，建立航天器的动力学及运动学方程，根据含有噪声的期望角度z通过星载计算机的卡尔曼滤波算法得到精确的期望角度θ；然后设计每个轴的姿态控制律然后选用两个平行放置的单框架控制力矩陀螺控制偏航轴，选用两个飞轮分别控制滚动轴和俯仰轴；计算出陀螺力矩T和飞轮实际输出力矩uw，完成异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制。本发明专利技术适用于异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制。

【技术实现步骤摘要】
基于前馈PID控制的异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制方法
本专利技术涉及一种异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制方法。
技术介绍
随着航天科技的发展，空间技术已在各项领域大规模应用，可以说空间已经作为一种人类赖以生存发展的资源而存在。为了让卫星有效载荷以一定精度指向特定目标，首先需要根据目标位置计算卫星载荷视线轴指向目标时的期望姿态，然后通过跟踪期望姿态，使卫星在轨道运动及干扰力矩的作用下，与指令姿态的偏差及相对转动速度保持在允许范围内。《挠性航天器鲁棒反步自适应姿态机动及主动振动抑制》研究了挠性航天器姿态机动及主动振动抑制问题，设计了双回路鲁棒控制方法，该控制方法对参数不确定性具有很强的鲁棒性，增加挠性结构的阻尼，可以实现挠性航天器的高精度姿态控制和振动抑制。然而，该算法进入稳态较慢，影响系统的快速性。《变结构控制在挠性航天器姿态快速机动控制中的应用》重点研究了挠性航天器的变结构控制律。分析了最快机动下变结构参数整定方法，该算法具有很强的鲁棒性，算法简单，不依赖模型参数，较PID控制具有较好的动态性能，提高了卫星姿态机动的快速性和精度。但是，该算法过于依赖卫星姿态动力学建模精度，限制了其在实际工程中的应用。《带太阳帆板卫星姿态控制方法研究》研究了挠性卫星姿态动力学特性复杂、建模不确定性和实际卫星执行机构力矩输出受限的问题，设计了基于支持向量机的非精确模型的逆模型控制律。该控制律具有良好的稳态效果和动态品质，有效地减小了挠性模态振动对姿态控制的影响，并对干扰具有一定的抑制能力。但是，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，还没有出现支持向量机与挠性卫星姿态相结合的文献。目前几乎没有关于异面交叉轨道下卫星的姿态快速、高精度跟踪指向问题的研究。
技术实现思路
本专利技术为了解决现有的控制方法中没有关于异面交叉轨道下卫星的姿态快速、高精度跟踪指向的控制方法的问题。基于前馈PID控制的异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制方法，包括以下步骤：步骤1：确定期望姿态：追踪星与目标星位于异面交叉轨道上，追踪星需要自主探测目标的位置；为了让追踪星的激光发射器或观察设备始终指向目标星，首先要确定期望姿态，这样对目标的指向问题便成为姿态跟踪问题；由于探测范围有限，只有在追踪星与目标星距离较近时才能进行激光攻击或观测监视，当两星轨道夹角较大时，只有轨道交叉点附近一小段满足探测距离要求，这时期望姿态往往变化很快(“快变”的体现)，因此需要对目标的指向跟踪具有较快的响应速度；又由于对目标星的指向任务往往要求具有一定的精度，因此对指向的精度提出了较高的要求；假设追踪星视线轴与本体x轴重合，令期望姿态坐标系的x轴指向目标星，y轴垂直于x轴与追踪星地心矢量组成的平面，且与轨道角速度反向，z轴和x、y轴组成右手坐标系，如图1所示；这样设计的期望姿态坐标系几乎是质心轨道坐标系绕z轴转动一定角度得到，以质心轨道坐标系作为姿态参考坐标系，则期望姿态的变化近似为绕z轴旋转；在地心惯性坐标系中，期望姿态坐标系各坐标轴单位矢量表示为：其中rt与rc分别为追踪星与目标星在地心惯性坐标系中的位置矢量；i、j、k为期望姿态坐标系各坐标轴的单位矢量；设x1、y1、z1为地心惯性坐标系各坐标轴的单位矢量，x2、y2、z2为质心轨道坐标系各坐标轴的单位矢量，由期望姿态坐标系各坐标轴的单位矢量i，j，k和地心惯性坐标系各坐标轴的单位矢量x1，y1，z1求得期望姿态坐标系相对地心惯性坐标系的余弦转换矩阵Rdi，由质心轨道坐标系各坐标轴的单位矢量x2，y2，z2和地心惯性坐标系各坐标轴的单位矢量x1，y1，z1求得质心轨道坐标系相对地心惯性坐标系的余弦转换矩阵Roi，则期望姿态坐标系相对于质心轨道坐标系的转换矩阵为步骤2：卡尔曼滤波估计在控制律中用到了期望姿态角的二阶导数，无法直接测量；测量到的期望姿态角有噪声影响，如果直接二次差分会放大噪声，故设计标准连续型卡尔曼滤波器确定期望姿态角及其导数；期望姿态角是在以i、j、k单位矢量所在的坐标轴为期望姿态坐标系下得到的姿态角，设期望姿态角为θ，为期望姿态角θ的一阶导数，为期望姿态角θ的二阶导数；取状态矢量为通过测量得到含有噪声信息的期望角度z：z＝Hzx+v(3)式中Hz＝[1,0,0]，v为未被估计的高频噪声；将含有噪声的期望角度z输入卡尔曼滤波器；在卡尔曼滤波器中，设三个轴的估计器取相同形式；每个轴的状态方程为：其中，w是方差不为零的虚拟白噪声，以反映实际角加速度信息的变化特性；估计器为K＝PHzTR-1(6)PAT+AP-PHzTR-1HzP+BQBT＝0(7)是对状态变量x的状态估计值；对状态变量x的状态估计值的一阶导；Q为半正定的系统噪声方差阵；R为正定的测量噪声阵；P为状态的方差矩阵；根据含有噪声的期望角度z通过星载计算机的卡尔曼滤波算法得到精确的期望角度θ；步骤3：设计每个轴的姿态控制律，姿态控制律的具体表现为控制力矩u；具有如下形式：其中u为控制力矩，I为此轴主惯量，Kp为比例放大系数，Ki为积分控制系数，Kd为微分控制系数；ad为本体质心坐标系下的姿态角，为ad的二阶导数；e为欧拉姿态角误差；步骤4：选取执行机构，用两个平行放置的单框架控制力矩陀螺控制偏航轴，即z轴；用两个飞轮分别控制滚动轴和俯仰轴，即x轴和y轴。本专利技术具有以下有益效果：1、在实际工程中推力器是有幅值上限的，并不是连续的，与现有的一些连续控制下的轨道转移方案相比，本专利技术考虑了推力器的幅值限制，更符合实际工程应用。2、与一些只考虑时间最优或者只考虑燃料消耗问题的方案相比，本专利技术同时考虑了转移时间和燃料消耗问题，可以通过调节两者所占的比重来找到该比重下时间—燃料最优的控制方案。3、与一些研究惯性系中的轨道转移不同，本专利技术研究的是相对轨道坐标系中的轨道转移，相对轨道坐标系中的轨道转移起始点和终止点在惯性系中不是固定点，使得本专利技术在航天器之间的相对轨道转移问题中具有更大的实际应用价值。附图说明图1期望姿态坐标系示意图；图2本体及轨道坐标系示意图；图3控制力矩陀螺安装构型示意图；图4飞轮在力矩模式下的PD控制器示意图；图5期望姿态与本体姿态变化曲线图；图6姿态角误差变化曲线图；图7卫星角速度变化曲线图；图8CMG与飞轮输出力矩曲线图；图9总控制力矩变化曲线图。具体实施方式具体实施方式一：基于前馈PID控制的异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制方法，包括以下步骤：步骤1：确定期望姿态：追踪星与目标星位于异面交叉轨道上，追踪星需要自主探测目标的位置；为了让追踪星的激光发射器或观察设备始终指向目标星，首先要确定期望姿态，这样对目标的指向问题便成为姿态跟踪问题；由于探测范围有限，只有在追踪星与目标星距离较近时才能进行激光攻击或观测监视，当两星轨道夹角较大时，只有轨道交叉点附近一小段满足探测距离要求，这时期望姿态往往变化很快(“快变”的体现)，因此需要对目标的指向跟踪具有较快的响应速度；又由于对目标星的指向任务往往要求具有一定的精度，因此对指向的精度提出了较高的要求；假设追踪星视线轴与本体x轴重合，令期望姿态坐标系的x轴指向目标星，y轴垂直于x轴与追踪星地心矢量组成的平面，且与轨道角速度反向，z轴和x、y轴组成右手坐标系，如图本文档来自技高网...

【技术保护点】
基于前馈PID控制的异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1：确定期望姿态：假设追踪星视线轴与本体x轴重合，令期望姿态坐标系的x轴指向目标星，y轴垂直于x轴与追踪星地心矢量组成的平面，且与轨道角速度反向，z轴和x、y轴组成右手坐标系，以质心轨道坐标系作为姿态参考坐标系，则期望姿态的变化近似为绕z轴旋转；在地心惯性坐标系中，期望姿态坐标系各坐标轴单位矢量表示为：i=rt-rc|rt-rc|j=i×rc|i×rc|k=i×j---(1)]]>其中rt与rc分别为追踪星与目标星在地心惯性坐标系中的位置矢量；i、j、k为期望姿态坐标系各坐标轴的单位矢量；设x1、y1、z1为地心惯性坐标系各坐标轴的的单位矢量，x2、y2、z2为质心轨道坐标系各坐标轴的的单位矢量，由期望姿态坐标系各坐标轴的单位矢量i，j，k和地心惯性坐标系各坐标轴的的单位矢量x1，y1，z1求得期望姿态坐标系相对地心惯性坐标系的余弦转换矩阵Rdi，由质心轨道坐标系各坐标轴的单位矢量x2，y2，z2和地心惯性坐标系各坐标轴的的单位矢量x1，y1，z1求得期望姿态坐标系相对地心惯性坐标系的余弦转换矩阵Roi，则期望姿态坐标系相对于质心轨道坐标系的转换矩阵为Rdo=RdiRoiT---(2)]]>步骤2：设计标准连续型卡尔曼滤波器确定期望姿态角及其导数；期望姿态角是在以i、j、k单位矢量所在的坐标轴为期望姿态坐标系下得到的姿态角，设期望姿态角为θ，为期望姿态角θ的一阶导数，为期望姿态角θ的二阶导数；取状态矢量为通过测量得到含有噪声信息的期望角度z：z＝Hzx+v          (3)式中Hz＝[1,0,0]，v为未被估计的高频噪声；将含有噪声的期望角度z输入卡尔曼滤波器；在卡尔曼滤波器中，设三个轴的估计器取相同形式；每个轴的状态方程为：x·=Ax+Bw---(4)]]>其中，A=010001000,B=001;]]>w是方差不为零的虚拟白噪声，以反映实际角加速度信息的变化特性；估计器为x·^=Ax^+K(z-Hx^)---(5)]]>K＝PHTR‑1          (6)0＝PAT+AP‑PHTR‑1HP+BQBT      (7)是对状态变量x的状态估计值；对状态变量x的状态估计值的一阶导；Q为半正定的系统噪声方差阵；R为正定的测量噪声阵；P为状态的方差矩阵；根据含有噪声的期望角度z通过星载计算机的卡尔曼滤波算法得到精确的期望角度θ；步骤3：设计每个轴的姿态控制律，姿态控制律的具体表现为控制力矩u；具有如下形式：u=a··dI+Kpe+Ki∫edt+Kde·---(11)]]>其中u为控制力矩，I为此轴主惯量，Kp为比例放大系数，Ki为积分控制系数，Kd为微分控制系数；步骤4：选取执行机构，用两个平行放置的单框架控制力矩陀螺控制偏航轴，即z轴；用两个飞轮分别控制滚动轴和俯仰轴，即x轴和y轴。...

【技术特征摘要】
1.基于前馈PID控制的异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1：确定期望姿态：假设追踪星视线轴与本体x轴重合，令期望姿态坐标系的x轴指向目标星，y轴垂直于x轴与追踪星地心矢量组成的平面，且与轨道角速度反向，z轴和x、y轴组成右手坐标系，以质心轨道坐标系作为姿态参考坐标系，则期望姿态的变化近似为绕z轴旋转；在地心惯性坐标系中，期望姿态坐标系各坐标轴单位矢量表示为：其中rt与rc分别为追踪星与目标星在地心惯性坐标系中的位置矢量；i、j、k为期望姿态坐标系各坐标轴的单位矢量；设x1、y1、z1为地心惯性坐标系各坐标轴的单位矢量，x2、y2、z2为质心轨道坐标系各坐标轴的单位矢量，由期望姿态坐标系各坐标轴的单位矢量i，j，k和地心惯性坐标系各坐标轴的单位矢量x1，y1，z1求得期望姿态坐标系相对地心惯性坐标系的余弦转换矩阵Rdi，由质心轨道坐标系各坐标轴的单位矢量x2，y2，z2和地心惯性坐标系各坐标轴的单位矢量x1，y1，z1求得质心轨道坐标系相对地心惯性坐标系的余弦转换矩阵Roi，则期望姿态坐标系相对于质心轨道坐标系的转换矩阵为步骤2：设计标准连续型卡尔曼滤波器确定期望姿态角及其导数；期望姿态角是在以i、j、k单位矢量所在的坐标轴为期望姿态坐标系下得到的姿态角，设期望姿态角为θ，为期望姿态角θ的一阶导数，为期望姿态角θ的二阶导数；取状态矢量为通过测量得到含有噪声信息的期望角度z：z＝Hzx+v(3)式中Hz＝[1,0,0]，v为未被估计的高频噪声；将含有噪声的期望角度z输入卡尔曼滤波器；在卡尔曼滤波器中，设三个轴的估计器取相同形式；每个轴的状态方程为：其中，w是方差不为零的虚拟白噪声，以反映实际角加速度信息的变化特性；估计器为K＝PHzTR-1(6)PAT+AP-PHzTR-1HzP+BQBT＝0(7)是对状态变量x的状态估计值；对状态变量x的状态估计值的一阶导；Q为半正定的系统噪声方差阵；R为正定的测量噪声阵；P为状态的方差矩阵；根据含有噪声的期望角度z通过星载计算机的卡尔曼滤波算法得到精确的期望角度θ；步骤3：设计每个轴的姿态控制律，姿态控制律的具体表现为控制力矩u；具有如下形式：其中u为控制力矩，I为此轴主惯量，Kp为比例放大系数，Ki为积分控制系数，Kd为微分控制系数；ad为本体质心坐标系下的姿态角，为ad的二阶导数；e为欧拉姿态角误差；步骤4：选取执行机构，用两个平行放置的单框架控制力矩陀螺控制偏航轴，即z轴；用两个飞轮分别控制滚动轴和俯仰轴，即x轴和y轴。2.根据权利要求1所述的基于前馈PID控制的异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制方法，其特征在于，步骤3的...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙延超，李传江，朱津津，赵文锐，马广富，苏雄飞，姚俊羽，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江;23