单轴气浮台高精度跟踪控制的干扰力矩测定方法和系统技术方案

本发明专利技术公开一种单轴气浮台高精度跟踪控制的干扰力矩测定方法，包含：选定气浮台机动过程的位置特征点；气浮台靠近第一个选定特征点建立初始状态；气浮台采用PD控制方法机动至所有选定位置特征点，记录干扰力矩和气浮台角度；根据选定的位置特征点处于平衡时的干扰力矩和气浮台角度，使用最小二乘算法得到干扰力矩幅值与气浮台平衡位置角度，确定气浮台机动过程中各位置处的干扰力矩。本发明专利技术为控制力矩前馈补偿提供了依据，降低了地面环境干扰对控制精度的影响，所选取位置点的干扰力矩测量只需进行相应次数的机动便可得到测量信息，通过最小二乘算法即可得到较为精确的干扰力矩模型。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及单轴气浮台卫星姿态控制领域，具体涉及一种单轴气浮台高精度跟踪控制的干扰力矩测定方法和系统。
技术介绍
目前国内卫星多用于观测、侦察等任务，此类卫星载荷工作模式多为稳定对地或沿轨推扫，卫星平台机动不强且对机动过程中指向精度没有明确需求。近年来，对卫星工作效率与使用灵活性的要求不断提高，许多卫星平台采用控制力矩陀螺群作为执行机构，大大提到的平台机动能力。但大多数敏捷卫星只需实现姿态快速到位、快速稳定，在快速机动过程中没有高精度指向要求。随着新任务需求的提出，卫星在动目标观测与指向跟踪领域的发展越来越受到重视。中低轨卫星弹道跟踪与敌星监视等任务需平台具备快速机动能力，同时要保证机动过程中的高精度指向，这对卫星姿态控制系统提出了新的挑战。气浮台是卫星姿态控制最常用的全物理模拟系统，由于重力等环境因素影响，气浮台控制相比于卫星真实在轨状态会引入额外干扰。传统卫星的气浮台试验时多为考核系统稳态控制精度，以及姿态机动控制能力，在这两种情况下，都在稳定点考核控制精度。稳态控制误差可由控制器积分项或稳定点干扰力矩前馈补偿修正。而对于快速跟踪控制，积分项对控制过程中精度修正效果有限，所以需要辨识机动过程中各位置的干扰力矩，便于前馈补偿。
技术实现思路
本专利技术提供一种单轴气浮台高精度跟踪控制的干扰力矩测定方法和系统，便于控制中施加前馈补偿，减小外干扰对控制的影响，使试验结果接近卫星在轨控制效果。为实现上述目的，本专利技术提供一种单轴气浮台高精度跟踪控制的干扰力矩测定方法，其特点是，该方法包含：S1、选定气浮台机动过程的位置特征点；S2、气浮台靠近第一个选定特征点稳定，建立初始状态；S3、气浮台采用PD控制方法和角度误差限幅机动至所有选定的位置特征点，记录气浮台位于所有选定的位置特征点处于平衡时的干扰力矩和气浮台角度；S4、根据选定的位置特征点处于平衡时的干扰力矩和气浮台角度，使用最小二乘算法得到干扰力矩幅值与气浮台平衡位置角度，确定气浮台机动过程中各位置处的干扰力矩。上述S1中，选定气浮台机动过程的位置特征点根据跟踪指令信号选定；跟踪指令由测量敏感器测算得到。上述位置特征点选定气浮台机动过程中计划经过的5至10个点作为位置特征点，位置特征点之间均匀间隔选取。上述S3包含：S3.1、使用PD控制方法和角度误差限幅控制气浮台进行机动，将气浮台机动至选定的特征位置点k处，稳态控制时Tc(k)+Td＝0，由此可得到平衡点处的干扰力矩Td，并记录气浮台角度所使用的控制律如式(1)其中，Tc为控制力矩，Kp为比例系数；Kd为微分系数，为角度误差限幅值，Δωmax为机动中允许的最大角速度差值，Δω为角速度差值，为气浮台角度变化值；S3.2、判断是否完成所有选定的位置特征点处于平衡时的干扰力矩和气浮台角度，若否则跳转到S3.1，若是则所有选定特征位置点的干扰力矩测量完成。上述S4包含：S4.1、以正弦函数形式描述干扰力矩；设气浮台干扰力矩形式为：将其展开可得式(2)：S4.2、将所测得所有选定特征位置点的气浮台角度信息与干扰力矩大小带入式(2)联立等式，写成矩阵形式(3)：S4.3、通过参数变换得到线性方程形式表达式，令可得ΦX＝Y；S4.4、使用最小二乘算法得到干扰力矩幅值与气浮台平衡位置角度，从而确定机动过程中各位置处的干扰力矩；使用最小二乘公式可得式(4)X＝(ΦTΦ)-1ΦTY(4)式(4)中(ΦTΦ)-1ΦT即为Φ的伪逆，由奇异值分解法求得，从而可算出干扰力矩函数幅值与平衡点相位如式(5)：得到干扰力矩模型如式(6)：上述选定气浮台机动过程的位置特征点之前，先根据试验细则选定试验设备并搭建试验系统，通过气浮台类单摆特性完成气浮台配平工作。一种单轴气浮台高精度跟踪控制的干扰力矩测定系统，其特点是，该系统包含：位置特征点选定模块，其选定气浮台机动过程的位置特征点；气浮台控制模块，其接收选定的位置特征点，控制气浮台靠近第一个选定特征点稳定建立初始状态；并控制气浮台采用PD控制方法和角度误差限幅机动至所有选定的位置特征点；检测模块，其记录气浮台位于所有选定的位置特征点处于平衡时的干扰力矩和气浮台角度；干扰力矩测定模块，其根据选定的位置特征点处于平衡时的干扰力矩和气浮台角度，使用最小二乘算法得到干扰力矩幅值与气浮台平衡位置角度，确定气浮台机动过程中各位置处的干扰力矩。本专利技术单轴气浮台高精度跟踪控制的干扰力矩测定方法和系统和现有技术相比，其优点在于，本专利技术得到了机动过程中各位置点的干扰力矩大小，为高精度跟踪控制中的干扰力矩前馈补偿提供依据，降低了地面环境干扰对控制精度的影响。对所选取位置点的干扰力矩测量不需要人为重复建立平衡状态，只需进行相应次数的机动便可得到测量信息，通过最小二乘算法即可得到较为精确的干扰力矩模型。附图说明图1为本专利技术单轴气浮台高精度跟踪控制的干扰力矩测定方法的方法流程图；图2为整个气浮台试验系统设备连接示意图；图3为使用最小二乘算法辨识干扰力矩模型的流程图。具体实施方式以下结合附图，进一步说明本专利技术的具体实施例。如图1所示，为单轴气浮台高精度跟踪控制的干扰力矩测定方法的实施例，该方法具体包含：在进行干扰力矩测定方法前先根据试验细则选定试验设备并搭建试验系统，通过气浮台类单摆特性完成气浮台配平工作。如图2所示，为一种试验系统的结构图，具体包含：第一电源101、第二电源102、电源分配箱103、光纤陀螺104、实时仿真系统105、控制力矩陀螺106、气浮台测角和角速度计算机107和加载计算机108。第一电源101输出端电路连接电源分配箱103，向电源分配箱103输出28V电源；第二电源102输出端电路连接电源分配箱103，向电源分配箱103输出42V电源；电源分配箱103输出端电路连接光纤陀螺104，向光纤陀螺104输出42V电源；电源分配箱103输出端电路连接实时仿真系统105，向实时仿真系统105输出28V电源；电源分配箱103输出端电路连接控制力矩陀螺106，输出28V电源。光纤陀螺104输出端通过RS422连接实时仿真系统105，实时仿真系统105输出端通过RS422连接控制力矩陀螺106。气浮台测角和角速度计算机107的输出端RS232连接232-422转换，232-422转换通过RS422连接实时仿真系统105。加载计算机108连接实时仿真系统105。其中，控制算法等试验模型通过加载计算机108加载至实时仿真系统105，执行机构为控制力矩陀螺106，干扰力矩辨识时的稳态控制输出测量值由气浮台测角和角速度计算机107给出。S1、选定气浮台机动过程的位置特征点。实际跟踪控制问题，跟踪指令由测量敏感器经测算得到。试验中不考虑指令获取过程，需要跟踪的信号作为已知量直接给出。根据需跟踪的指令信号，选定气浮台机动过程中计划经过的5～10个点作为位置特征点，位置特征点之间均匀间隔选取。S2、气浮台靠近第一个选定特征点稳定，建立气浮台初始状态。通过气浮台类单摆特性完成气浮台配平工作，使气浮台初始位置在所需跟踪角度指令初值周围，并尽量减小气浮台转动角速度，便于系统快速稳定，调节控制力矩陀螺外框位置，保证其角动量输出能力。S3、气浮台采用PD控制方法和角度误差限幅机动至所有选定的位置特征点，记录气浮台位于所有选定的本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种单轴气浮台高精度跟踪控制的干扰力矩测定方法，其特征在于，该方法包含：S1、选定气浮台机动过程的位置特征点；S2、气浮台靠近第一个选定特征点稳定，建立初始状态；S3、气浮台采用PD控制方法和角度误差限幅机动至所有选定的位置特征点，记录气浮台位于所有选定的位置特征点处于平衡时的干扰力矩和气浮台角度；S4、根据选定的位置特征点处于平衡时的干扰力矩和气浮台角度，使用最小二乘算法得到干扰力矩幅值与气浮台平衡位置角度，确定气浮台机动过程中各位置处的干扰力矩。

【技术特征摘要】
1.一种单轴气浮台高精度跟踪控制的干扰力矩测定方法，其特征在于，该方法包含：S1、选定气浮台机动过程的位置特征点；S2、气浮台靠近第一个选定特征点稳定，建立初始状态；S3、气浮台采用PD控制方法和角度误差限幅机动至所有选定的位置特征点，记录气浮台位于所有选定的位置特征点处于平衡时的干扰力矩和气浮台角度；S4、根据选定的位置特征点处于平衡时的干扰力矩和气浮台角度，使用最小二乘算法得到干扰力矩幅值与气浮台平衡位置角度，确定气浮台机动过程中各位置处的干扰力矩。2.如权利要求1所述的单轴气浮台高精度跟踪控制的干扰力矩测定方法，其特征在于，所述S1中，选定气浮台机动过程的位置特征点根据跟踪指令信号选定；跟踪指令由测量敏感器测算得到。3.如权利要求1或2所述的单轴气浮台高精度跟踪控制的干扰力矩测定方法，其特征在于，所述位置特征点选定气浮台机动过程中计划经过的5至10个点作为位置特征点，位置特征点之间均匀间隔选取。4.如权利要求1所述的单轴气浮台高精度跟踪控制的干扰力矩测定方法，其特征在于，所述S3包含：S3.1、使用PD控制方法和角度误差限幅控制气浮台进行机动，将气浮台机动至选定的特征位置点k处，稳态控制时Tc(k)+Td＝0，由此可得到平衡点处的干扰力矩Td，并记录气浮台角度所使用的控制律如式(1)其中，Tc为控制力矩，Kp为比例系数；Kd为微分系数，为角度误差限幅值，Δωmax为机动中允许的最大角速度差值，Δω为角速度差值，为气浮台角度变化值；S3.2、判断是否完成所有选定的位置特征点处于平衡时的干扰力矩和气浮台角度，若否则跳转到S3.1，若是则所有选定特征位置点的干扰力矩测...

【专利技术属性】
技术研发人员：胡恒建，任家栋，戴维宗，何益康，丰保民，王静吉，陈占胜，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：上海;31