本发明专利技术涉及一种提高柔性航天器控制精度的分布式控制方法，属于柔性航天器控制领域。包含以下步骤：在柔性航天器上n个任意位置共位安装执行机构和敏感器，建立其动力学模型并进行线性化，得到系统的线性时不变动力学方程和运动学方程，作为控制器设计模型；基于Lyapunov理论设计弹性转角速度和CMGs框架角反馈控制律，或将Lyapunov理论与直接自适应控制结合，设计期望参考模型和直接自适应反馈控制律。本发明专利技术给出的控制方案基于分布式安装的执行机构实现了柔性航天器振动抑制，能够使系统振动由发散状态变为稳定状态，提高了柔性航天器控制精度；其中直接自适应控制器设计无需估计系统参数，并且具有较强的鲁棒性，进一步提高了柔性航天器控制精度。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术设及，特别设及一种W控 制力矩巧螺等角动量交换装置分布式安装后作为执行机构的、可有效抑制姿态机动过程中 柔性振动的控制方法，属于柔性航天器控制领域。
技术介绍
柔性结构的分布式控制是指利用离散分布在柔性结构上的角动量交换装置，例如 飞轮化ly怖eels,FWs)和控制力矩巧螺(ControlMomentGyroscopes,CMGs)等，作为执行 机构对柔性系统进行控制。当柔性结构上带有此类角动量装置时，将展现出很多不同的动 力学特性，控制问题也因为引入了新的自由度而发生很大的改变，因此对于柔性航天器的 分布式控制成为新的研究方向。 最早的设及利用CMGs等角动量交换装置进行柔性体姿态控制的研究，主要是在执 行机构分布固定的前提下，定义某控制指标，寻求执行机构的控制输入(转子转速加速度或 框架角速度），W使指标函数最小。对安装了角动量交换装置的柔性板进行的数值仿真表 明，在柔体上的角动量装置可W有效地提供姿态和形状控制力矩，同时发现即使在不施加 主动控制的情况下，分布式角动量也能在一定程度上增加结构阻尼、抑制外部干扰。后续有 学者分别研究了两种有工程应用意义的带有CMGs的柔性结构。Yang等人在空间巧架上安装 了一对剪刀构型的CMGs,并分别设计开环巧架机动控制律和闭环振动抑制控制律，在巧架 大范围机动的同时能够抑制其弹性振动。Shi和Damaren在一端固支柔性板的末端安装了单 个CMG，并基于Lyapunov方法设计了框架角的控制律，增加了结构阻尼W快速衰减振动。 在设计柔性航天器姿态控制和振动抑制的控制算法时，目前的主要困难来源于柔 性结构的建模误差W及系统刚柔禪合引入的非线性。最初的解决方案是将系统非线性的动 力学模型在某个状态附近线性化，然后设计线性控制器;但当柔性航天器做大角度机动时， 线性控制器将失效。将柔性航天器视为非线性系统进行控制器设计时，反馈线性化能够将 系统转化为线性系统进而实现精确的控制，但是反馈线性化对未建模的动态特性、外部干 扰的鲁棒性较差。此外，由于模态截断等原因，对柔性结构的建模必定会与实际系统有偏 差，所W不依赖系统参数的自适应控制引起人们关注。自适应控制分为直接自适应控制和 间接方法。间接法通过设计独立的参数估计器，在线估计系统参数W更新控制器参数。而直 接自适应控制（Simpleadaptivecontrol，SAC)则仅需更新控制器参数，完全不需要估计 系统参数，它的控制量由实际模型的输出量、参考模型的状态量与输出量组成，通过自适应 地调节控制器参数，可使得实际模型与参考模型的输出误差趋于零。对于某特定系统，使用 SAC的关键性前提是系统的正实性（Strictlypositivereal，SPR)或近似严格正实性 (Almoststrictlypositivereal，ASPR)。由于该特性能够保证闭环系统的稳定性，所W 大量研究都集中在建立系统的SH?或ASPR条件。对于空间柔性结构的控制，一些学者已经证 明当执行机构和敏感器共位安装时，若W安装点速度加上满足特定不等式关系的比例位移 作为系统输出，则系统具有ASPR特性，因而能够对其应用SAC。 应该指出，对于柔性航天器分布式控制的研究和应用W及有关CMGs等角动量交换 装置在柔性航天器控制领域应用的研究相对较少，很多先进的控制算法尚未被应用。本发 明将给出WCMGs分布式安装后作为执行机构的柔性航天器分布式控制方法W及直接自适 应控制方法在该类分布式控制中的应用。
技术实现思路
本专利技术的目的是给出，该方法通 过在柔性航天器上安装CMGs从而对航天器进行姿态控制和柔性振动抑制，提高类似太阳 帆、太阳翼、大型机械臂及天线等柔性航天器的控制精度。 本专利技术的目的是通过下述技术解决方案实现的。 -种提高柔性航天器控制精度的分布式控制方法，包含W下步骤： 步骤一、在柔性航天器上任意位置共位安装CMGs和敏感器（角速度计），使其具有 ASPR特性。W线性化后的时不变系统作为控制器设计模型，得到系统的线性时不变动力学 方程：(1)(2) 可求得柔性航天器的弹性转角速度魚，作为系统动力学的输出。 此外，本步骤公式（1)中Eb=I，为忽略了CMGs影响的模态质量阵，I表示单位矩阵； 化为所保留的结构阻尼项;G为CMGs的禪合系数矩阵；Ab为W系统各阶模态对应的固有圆频 率的平方为主元的对角方阵;B为巧螺力矩系数。公式(2)中Rm为由系统转动模态向量构成 的矩阵。W上各量均决定于系统及CMGs的参数和特性。 步骤二、每次振动抑制任务完成后CMG框架角需要归零便于下一次任务的开 展），故设计如下弹性转角速度表和框架角S反馈控制律(3) 其中，弹性转角速度表为系统动力学的输出，可由步骤一中的公式（1)和公式(2) 求得，框架角S可由敏感器观测得到;通过本步骤中反馈控制律公式(3)计算所得的CMGs框 架角速度j，即为步骤一中输入系统线性时不变动力学方程的控制量;kd=d 化di〉0)和kg=d[kgi，. . .，kgnKkgi〉0)为预先选定的控制参数，η为系统中安装CMGs的数量。 公式(3)所给出的控制律将弹性转角速度戌和框架角δ作为误差进行了反馈，二者 的期望值均为零，因此在该控制律下系统的弹性转角表与框架角δ最终均可收敛至零。该控 制律一方面直接衰减和抑制了系统的振动，另一方面可使框架角归零从而便于下一次振动 抑制任务的开展，从而提高了柔性航天器的控制精度。步骤Ξ、根据步骤一所得的线性时不变动力学方程（1)和步骤二所设计的反馈控 制律，基于Lyapunov理论选择系统的振动能量和运动能量之和作为Lyapunov函数，并验证 系统稳定性。所选择的Lyapunov函数为C4) 其中Q=d比gl/kdl，. . .，kgn/kdn]。对Lyapunov函数(4)求时间导数并简化可得：其中Si为系统中安装的第i个CMG的框架角；为第i个CMG安装点处的系统弹性转 角速度；巧由控制参数决定，在公式（5 )中有由于化为结构阻尼项，二次型片Α?>〇;故由W上分析可知￡含0， 即该系统是LyaΡUη0V稳定的；根据LaSa1 1e不变性原理，系统收敛到不变集 !化,，0',，/),) 11^, = 0，心/户,+ ,乂.反=化/' =U..W。根据步骤一中的运动学公式（2)，当^ =0， 有公,-0 ;注意到Μi〉0，所W此时有δi= 0。因此系统是渐近稳定的，有可见在振动抑制的同时，框架角能够趋于零。 本步骤的验证结果说明，在本方法所给出的控制律下，通过CMGs对柔性航天器进 行控制可W使系统的柔性振动得到抑制，使发散的系统变得稳定，并且在每次执行振动抑 制任务后CMG框架角可W自动归零，从而提高了柔性航天器的控制精度。将上述方法与直接自适应控制相结合，可W在无需估计系统参数的情况下进一步 提高控制精度，具体步骤如下：步骤一、将系统的线性时不变动力学方程（1)W及运动学方程(2)结合，并改写为 状态空间形式：[002引（6)其中J为系统矩阵，玄为控制矩阵，C为输出矩阵，X为状态变量，《= 1为输入变 量，F=表为输出变量。 步骤二、设计动力学参考模型，依据该参考模型写出实际系统的状态量和控制本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种提高柔性航天器控制精度的分布式控制方法，其特征在于：包含以下步骤：步骤一、在柔性航天器上任意位置共位安装CMGs和敏感器，使其具有ASPR特性；以线性化后的时不变系统作为控制器设计模型，得到系统的线性时不变动力学方程：Ebτ··b+(Db+G)τ·b+Λbτb=BTδ·---(1)]]>该方程中，为输入系统的控制量，其物理意义为CMGs框架角速度；τb、以及为需要通过该方程进行求解的系统模态坐标矩阵、模态坐标一阶导数矩阵和模态坐标二阶导数矩阵；通过下述系统振动的运动学公式β·c=Rmτ·b---(2)]]>可求得柔性航天器的弹性转角速度作为系统动力学的输出；此外，本步骤公式(1)中Eb＝I，为忽略了CMGs影响的模态质量阵，I表示单位矩阵；Db为所保留的结构阻尼项；G为CMGs的耦合系数矩阵；Λb为以系统各阶模态对应的固有圆频率的平方为主元的对角方阵；B为陀螺力矩系数；公式(2)中Rm为由系统转动模态向量构成的矩阵；以上各量均决定于系统及CMGs的参数和特性；步骤二、每次振动抑制任务完成后CMG框架角需要归零(以便于下一次任务的开展)，故设计如下弹性转角速度和框架角δ反馈控制律δ·=-kdβ·c-kgδ---(3)]]>其中，弹性转角速度为系统动力学的输出，可由步骤一中的公式(1)和公式(2)求得，框架角δ可由敏感器观测得到；通过本步骤中反馈控制律公式(3)计算所得的CMGs框架角速度即为步骤一中输入系统线性时不变动力学方程的控制量；kd＝d[kd1,...,kdn](kdi>0)和kg＝d[kg1,...,kgn](kgi>0)为预先选定的控制参数，n为系统中安装CMGs的数量；公式(3)所给出的控制律将弹性转角速度和框架角δ作为误差进行了反馈，二者的期望值均为零，因此在该控制律下系统的弹性转角与框架角δ最终均可收敛至零；该控制律一方面直接衰减和抑制了系统的振动，另一方面可使框架角归零从而便于下一次振动抑制任务的开展，从而提高了柔性航天器的控制精度。...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：张景瑞，潘屹，胡权，张尧，
申请(专利权)人：北京理工大学，中国空间技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11
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