基于三段式路径规划的挠性卫星姿态控制方法技术

基于三段式路径规划的挠性卫星姿态控制方法，涉及卫星姿态控制技术领域。本发明专利技术以金字塔构型CMG群为执行机构的挠性卫星为研究对象，提出一种融合三段式姿态路径规划与滚动优化跟踪的卫星姿态控制方法，建立了包含卫星姿态动力学、运动学及挠性附件振动的非线性状态空间方程，用于进行卫星姿态未来信息的准确预测。基于三段式路径规划策略，对挠性卫星姿态机动时间进行最优设计，使得在完成卫星姿态机动目标情况下，规避挠性附件的振动。采用非线性模型预测方法，以规划获得的姿态角速度曲线及姿态角位置曲线为期望跟踪目标，设计金字塔构型CMG群框架角速度的滚动优化跟踪控制律，实现抑制挠性附件振动的卫星姿态大角度快速机动控制。

A flexible satellite attitude control method based on three segment path planning

The attitude control method of flexible satellite based on three - stage path planning involves the satellite attitude control technology. The present invention in Pyramid CMG group for the implementation of flexible satellite configuration mechanism as the research object, put forward a kind of fusion of three segment attitude path planning and optimization of satellite attitude tracking control method, a nonlinear state space equation including satellite attitude dynamics, kinematics and vibration, to accurately predict the future satellite attitude information. Based on the three stage path planning strategy, the optimal design of flexible satellite attitude maneuvering time is made, so that the vibration of flexible accessories can be avoided under the condition of completing the satellite attitude maneuvering target. By using the nonlinear model prediction method, curve and attitude angular velocity to obtain angular position curve planning for expected target tracking, rolling optimization tracking control law design of Pyramid CMG configuration group frame angular velocity, can suppress the vibration of flexible appendages satellite large angle attitude maneuver control fast.

【技术实现步骤摘要】
基于三段式路径规划的挠性卫星姿态控制方法
本专利技术涉及卫星姿态控制
，具体涉及一种卫星姿态快速机动控制方法，特别适用于具有挠性附件的卫星姿态大角度机动控制过程。
技术介绍
为增强在轨卫星的应用效能，提高敏捷卫星的快速机动能力及机动后的高稳定性是主要技术途径之一。在轨卫星结构与构型日趋复杂多样，整星的挠性特性越加明显，如安装大型太阳能帆板、天线等，这不仅影响机动的快速性，也影响机动后的姿态稳定性，如何兼顾卫星姿态控制的敏捷性及抑制挠性附件的振动是目前卫星姿态控制领域的主要课题之一。通常，提高卫星姿态机动敏捷性需要采用大控制力矩的执行机构，如控制力矩陀螺或大型飞轮等。但卫星姿态机动时角加速度的剧烈变化会引起挠性附件的振动。因此，挠性卫星快速机动的需求可归纳为两点，一是要求卫星姿态机动到目标位置的时间尽可能短，姿态振动小；二是进入稳定的时间短，稳定精度高。同时卫星姿态机动过程中，除挠性附件的振动外，还受到许多不同的约束，如为保证敏感器有效工作而对角速度的约束、执行机构的力矩输出特性以及机动时间最优等，这些因素的限制使得姿态机动控制律的设计存在着困难和挑战。一种行之有效的控制方案是规划合理的姿态角位置、角速度及角加速度变化曲线，即设计姿态机动路径，并通过控制实现对规划路径的快速跟踪及高精度稳定。
技术实现思路
本专利技术以金字塔构型CMG群为执行机构的挠性卫星为研究对象，提出一种融合三段式姿态路径规划与滚动优化跟踪的卫星姿态控制方法，以离线一次规划及在线滚动优化方式实现挠性敏捷卫星的姿态大角度快速机动及对挠性附件的振动抑制。基于三段式路径规划的挠性卫星姿态控制方法，该方法由以下步骤实现：步骤一、设定基准参考坐标系为惯性空间坐标系，建立以金字塔构型CMG群为执行机构具有挠性附件的卫星姿态动力学和运动学方程；并建立模态坐标系下的挠性附件振动动力学方程，通过定义新的状态变量，建立用于预测卫星姿态未来信息的非线性状态空间方程；步骤二、根据当前时刻获得的卫星姿态及附件振动位移信息，通过离散化处理步骤一建立的非线性状态空间方程，获得挠性卫星姿态动力学和运动学的离散时间方程，采用所述离散时间方程进行未来预测时域Np步的卫星姿态信息的预测；步骤三、建立金字塔构型的CMG群动力学模型，获得CMG群输出力矩，根据雅克比矩阵引入奇异度量关系式，实时计算CMG群力矩输出的奇异性；步骤四、基于正弦型角加速度的姿态路径规划方法，结合谱分析及优化算法，设计能够抑制挠性附件振动且机动时间最优的姿态轨迹；所述基于正弦型角加速度的姿态路径规划方法为：基于正弦型函数设计三段式角加速度曲线，获得三段过程姿态机动时间关系；以机动时间为待优化目标，以角加速度和角速度为待优化变量，在满足机动过程中角加速度约束、角速度约束及避开挠性附件固有频率约束条件下，求解最优的挠性卫星姿态机动时间及相应的规划曲线；步骤五、根据卫星姿态偏差、角速度偏差以及框架角速度偏差信息，建立卫星姿态机动过程优化指标，基于卫星系统动力学及运动学方程，离散化迭代计算未来预测时域内的卫星姿态信息，采用滚动时域控制方法实现卫星姿态跟踪控制；步骤六、依据离散控制技术原理，在每个采样时刻重复步骤二至步骤五，通过反复更新卫星姿态信息，实现挠性卫星姿态机动的滚动优化控制。本专利技术的有益效果：本专利技术通过将三段式角速度路径规划及非线性模型预测控制方法相互结合，提出一种基于三段式路径规划的挠性敏捷卫星姿态滚动优化控制方法。一、建立了包含卫星姿态动力学、运动学及挠性附件振动的非线性状态空间方程，用于进行卫星姿态未来信息的准确预测。二、基于三段式路径规划策略，对挠性卫星姿态机动时间进行最优设计，使得在完成卫星姿态机动目标情况下，规避挠性附件的振动。三、采用非线性模型预测方法，以规划获得的姿态角速度曲线及姿态角位置曲线为期望跟踪目标，设计金字塔构型CMG群框架角速度的滚动优化跟踪控制律，实现抑制挠性附件振动的卫星姿态大角度快速机动控制。四、本专利技术以离线一次规划及在线滚动优化方式实现挠性敏捷卫星的姿态大角度快速机动及对挠性附件的振动抑制。为带有挠性附件的卫星提供了一种融合规划与快速机动的控制策略，扩展了快速机动实现方式。附图说明图1为本专利技术所述的一种基于三段式路径规划的挠性敏捷卫星姿态滚动优化控制方法中挠性卫星姿态机动控制策略图；图2为本专利技术所述的一种基于三段式路径规划的挠性敏捷卫星姿态滚动优化控制方法中金字塔构型CMG群系统图；图3为本专利技术所述的一种基于三段式路径规划的挠性敏捷卫星姿态滚动优化控制方法中姿态角加速度、角速度及角位置规划曲线图；图4中图4a、图4b和图4c分别为本专利技术所述的一种基于三段式路径规划的挠性敏捷卫星姿态滚动优化控制方法中滚动轴姿态角加速度、角速度及角位置规划曲线示意图；图5中图5a、图5b和图5c分别为本专利技术所述的一种基于三段式路径规划的挠性敏捷卫星姿态滚动优化控制方法中CMG群框架角位置、CMG群框架角速度及奇异性度量变化曲线示意图；图6中图6a、图6b和图6c分别为本专利技术所述的一种基于三段式路径规划的挠性敏捷卫星姿态滚动优化控制方法中跟踪误差角、跟踪误差角速度及挠性附件振动位移变化曲线示意图。具体实施方式具体实施方式一、结合图1至图6说明本实施方式，一种挠性敏捷卫星姿态机动滚动优化控制方法，该方法由以下步骤实现：步骤A：设定参考基准坐标系，建立以金字塔构型CMG群为执行机构具有挠性附件的卫星姿态动力学及运动学方程，并建立模态坐标系下的挠性附件振动动力学方程；通过定义新的状态变量，建立用于预测卫星姿态未来信息的非线性状态空间方程；步骤B：根据当前时刻测得的卫星姿态信息，通过离散化后的非线性状态空间方程，对预测时域内的卫星姿态信息进行预测，建立卫星姿态的预测输出方程；步骤C：建立金字塔构型CMG群动力学模型，获得CMG群系统输出力矩；根据雅克比矩阵引入奇异度量关系，实时计算CMG群力矩输出奇异性；步骤D：基于正弦型角加速度的姿态路径规划方法，结合谱分析及优化算法，给出能够抑制挠性附件振动且机动时间最优的姿态轨迹；基于正弦型函数设计三段式角加速度曲线，获得三段过程姿态机动时间关系；以机动时间为待优化目标，以角加速度和角速度为待优化变量，在满足机动过程中角加速度约束、角速度约束及避开挠性附件固有频率约束条件下，求解最优的挠性卫星姿态机动时间及相应的规划曲线；步骤E：以卫星姿态及角速度等的跟踪误差、框架角速度和终端偏差加权组合作为优化指标，以离散化的挠性卫星姿态动力学及运动学方程为基础，依据定姿系统输出的当前卫星信息，通过迭代计算获得未来预测时域内的卫星姿态信息；建立挠性卫星姿态跟踪控制的优化问题，实现规划卫星姿态跟踪的滚动时域控制。步骤F：依据离散控制技术原理，在每个采样时刻重复步骤B至步骤E，通过反复更新卫星姿态信息，实现挠性卫星姿态机动的滚动优化控制。具体实施方式二、结合图1至图6说明本实施方式，本实施方式为具体实施方式一所述的一种挠性敏捷卫星姿态机动滚动优化控制方法的实施例，其具体过程为：一、以惯性坐标系为参考坐标系，建立姿态动力学方程为：式中，Js为卫星的转动惯量矩阵，w为星体三轴姿态角速度，σ为挠性附件与星体的刚柔耦合矩阵，η为挠性附件在模态坐标系下的位移，HCMG为金字本文档来自技高网...

【技术保护点】
基于三段式路径规划的挠性卫星姿态控制方法，其特征是，该控制方法由以下步骤实现：步骤一、设定基准参考坐标系为惯性空间坐标系，建立以金字塔构型CMG群为执行机构具有挠性附件的卫星姿态动力学和运动学方程；并建立模态坐标系下的挠性附件振动动力学方程，通过定义新的状态变量，建立用于预测卫星姿态未来信息的非线性状态空间方程；步骤二、根据当前时刻获得的卫星姿态及附件振动位移信息，通过离散化处理步骤一建立的非线性状态空间方程，获得挠性卫星姿态动力学和运动学的离散时间方程，采用所述离散时间方程进行未来预测时域Np步的卫星姿态信息的预测；步骤三、建立金字塔构型的CMG群动力学模型，获得CMG群输出力矩，根据雅克比矩阵引入奇异度量关系式，实时计算CMG群力矩输出的奇异性；步骤四、基于正弦型角加速度的姿态路径规划方法，结合谱分析及优化算法，设计能够抑制挠性附件振动且机动时间最优的姿态轨迹；所述基于正弦型角加速度的姿态路径规划方法为：基于正弦型函数设计三段式角加速度曲线，获得三段过程姿态机动时间关系；以机动时间为待优化目标，以角加速度和角速度为待优化变量，在满足机动过程中角加速度约束、角速度约束及避开挠性附件固有频率约束条件下，求解最优的挠性卫星姿态机动时间及相应的规划曲线；步骤五、根据卫星姿态偏差、角速度偏差以及框架角速度偏差信息，建立卫星姿态机动过程优化指标，基于卫星系统动力学及运动学方程，离散化迭代计算未来预测时域内的卫星姿态信息，采用滚动时域控制方法实现卫星姿态跟踪控制。步骤六、依据离散控制技术原理，在每个采样时刻重复步骤二至步骤五，通过反复更新卫星姿态信息，实现挠性卫星姿态机动的滚动优化控制。...

【技术特征摘要】
1.基于三段式路径规划的挠性卫星姿态控制方法，其特征是，该控制方法由以下步骤实现：步骤一、设定基准参考坐标系为惯性空间坐标系，建立以金字塔构型CMG群为执行机构具有挠性附件的卫星姿态动力学和运动学方程；并建立模态坐标系下的挠性附件振动动力学方程，通过定义新的状态变量，建立用于预测卫星姿态未来信息的非线性状态空间方程；步骤二、根据当前时刻获得的卫星姿态及附件振动位移信息，通过离散化处理步骤一建立的非线性状态空间方程，获得挠性卫星姿态动力学和运动学的离散时间方程，采用所述离散时间方程进行未来预测时域Np步的卫星姿态信息的预测；步骤三、建立金字塔构型的CMG群动力学模型，获得CMG群输出力矩，根据雅克比矩阵引入奇异度量关系式，实时计算CMG群力矩输出的奇异性；步骤四、基于正弦型角加速度的姿态路径规划方法，结合谱分析及优化算法，设计能够抑制挠性附件振动且机动时间最优的姿态轨迹；所述基于正弦型角加速度的姿态路径规划方法为：基于正弦型函数设计三段式角加速度曲线，获得三段过程姿态机动时间关系；以机动时间为待优化目标，以角加速度和角速度为待优化变量，在满足机动过程中角加速度约束、角速度约束及避开挠性附件固有频率约束条件下，求解最优的挠性卫星姿态机动时间及相应的规划曲线；步骤五、根据卫星姿态偏差、角速度偏差以及框架角速度偏差信息，建立卫星姿态机动过程优化指标，基于卫星系统动力学及运动学方程，离散化迭代计算未来预测时域内的卫星姿态信息，采用滚动时域控制方法实现卫星姿态跟踪控制。步骤六、依据离散控制技术原理，在每个采样时刻重复步骤二至步骤五，通过反复更新卫星姿态信息，实现挠性卫星姿态机动的滚动优化控制。2.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，步骤四的具体实现过程为：基于正弦型函数设计的角加速度机动路径规划曲线按照时间分为三个过程，即加速段、匀速段和减速段；所述加速段采用开口向下的正弦型函数作为角加速度轨迹；匀速段的角加速度值设为零，减速段采用开口向上的正弦型函数作为角加速度轨迹，其幅值大小和频率与加速段轨迹相同；设定角加速度机动路径规划曲线在三个时间段方程分别为：加速段：匀速段：a(t)＝0减速段：通过对角加速度机动路径...

【专利技术属性】
技术研发人员：常琳，范国伟，徐伟，杨秀彬，王绍举，王旻，
申请(专利权)人：中国科学院长春光学精密机械与物理研究所，
类型：发明
国别省市：吉林,22