一种光压力矩主动辅助下的欠驱动航天器姿态控制方法技术

本发明专利技术涉及一种光压力矩主动辅助下的欠驱动航天器姿态控制方法，以带有飞轮和两对太阳帆板的航天器为对象，首先建立带挠性附件的挠性航天器的动力学模型和航天器姿态运动学方程；再建立简化的太阳光压力矩解析模型；设计线性二次型最优控制器得到三轴期望力矩，对光压力矩特性进行分析，将三轴力矩分配给太阳光压力矩以及飞轮力矩；在假设帆板表面特性不变的情况下，根据简化的帆板太阳光压力矩模型求反解，直接得到具有解析形式的太阳帆板转角操纵律；之后通过求解带有约束的非线性规划问题,得到基于数值优化的太阳帆板的转角操纵律。本发明专利技术可以有效改善姿态可控性并提升控制性能，采用操纵律与控制律分离的控制方案，更契合工程实际。

An Attitude Control Method for Underactuated Spacecraft Actively Assisted by Optical Pressure Moment

【技术实现步骤摘要】
一种光压力矩主动辅助下的欠驱动航天器姿态控制方法
本专利技术涉及一种光压力矩主动辅助下的欠驱动航天器姿态控制方法，尤其涉及一种针对采用飞轮作为姿态控制执行机构的欠驱动航天器，设计的利用太阳光压力矩主动辅助的姿态控制方法，属于航天器动力学与姿态控制领域。
技术介绍
欠驱动航天器指的是执行机构提供的独立控制力矩个数少于系统运动自由度的航天器。对于微小卫星和深空探测器等需长时间工作的卫星，有关欠驱动航天器的姿态动力学与控制问题的研究，能够提高其姿态控制系统的可靠性，延长航天器的工作寿命，同时有利于减少执行机构的配置，从而减小航天器的质量和功耗。目前已有的对使用角动量交换装置的欠驱动航天器的研究都是在忽略环境干扰力矩，系统总角动量守恒的条件下得到的。而航天器在实际运行中，环境力矩是不可忽略的，这导致目前已有的欠驱动控制研究成果很难应用于工程实际。环境力矩在全驱动航天器姿态控制系统设计中通常作为干扰力矩处理，而对于欠驱动航天器，若作为干扰力矩，势必会进一步增大欠驱动控制系统设计的难度。借鉴早期的航天器常利用环境力矩做被动/半被动稳定控制，因而在欠驱动航天器的控制问题研究中，如果将环境力矩作为辅助力矩联合控制姿态，可以有效改善姿态可控性并提升控制性能。FlynnM等人将太阳光压力矩引入带两个飞轮的欠驱动航天器模型，在线性化区域内通过太阳光压的辅助并设计LQR控制器可以在一定的时间内实现航天器的姿态稳定控制。KumarKD和PatelTR等人仅用太阳光压力矩实现了卫星俯仰轴的稳定控制。特别值得指出的是，Kepler天文望远镜在两个飞轮相继失效后，确实利用太阳光压力矩辅助从而恢复了控制性能，这也验证了环境力矩辅助欠驱动航天器实现姿态控制是切实可行的。然而，此方向的研究才刚刚起步，国内也鲜见公开发表的成果。对于太阳光压力矩在航天器控制领域的应用，最显著的成果就是太阳帆航天器，太阳帆航天器是一种通过太阳光压作用产生推力的新型航天器。目前，已经在空间飞行验证成功的有美国Nanosail-D太阳帆以及日本的IKAROS太阳帆，国内对太阳帆的研究还处于理论仿真验证的阶段。在以上这些太阳帆航天器的成功在轨实验中，改变太阳光压力矩方式大体为三种：改变质心形心距离、改变光照面积、以及改变反射率。对于带有太阳帆板航天器而言，质心形心距离由其自身结构特性决定，在不添加其他模块的情况下，一般很难改变；而改变反射率对于太阳能电池帆板的充电性能会产生影响。因此，最便于工程实现的是在一定范围内通过改变帆板转角来改变光照面积从而产生可控的光压力矩，这也是本专利技术的重点所在。不同于开普勒天文望远镜利用被动光压力力矩来辅助姿态控制，本专利技术通过调节帆板转角主动控制光压力矩的大小和方向，并辅助飞轮实现航天器的姿态稳定控制，以得到更好的可控性与稳定性。
技术实现思路
本专利技术的目的在于针对解决现有技术中使用角动量交换装置的欠驱动航天器的研究都是在忽略环境干扰力矩的条件下进行，因而研究成果很难应用于工程实际的问题，提出一种光压力矩主动辅助下的欠驱动航天器姿态控制方法，具体是一种以飞轮为执行机构的航天器，在光压力矩主动辅助下进行联合姿态控制，操纵律与控制律分离的控制方案，实现对飞轮失效的欠驱动航天器的姿态控制。基本思路如下：假设太阳帆板转速和转角在较小范围内，航天器姿态角和角速度也在一定的小角度线性化的范围内，可以忽略太阳帆板的挠性振动，得到简化的刚体航天器的动力学模型并将系统方程线性化，并设计线性二次型最优(LQR)控制器得到三轴期望力矩，在假设帆板表面特性不变的情况下，可以根据简化的帆板太阳光压力矩模型可以得到太阳帆板转角的解析操纵律；之后，为了满足能源的需求，考虑到帆板的光电转化效率，帆板转角受到太阳方向的限制，通过将求解帆板转角转化为带约束的非线性规划问题,得到帆板转角受限制的太阳帆板的转角数值操纵律，系统结构图见附图2。针对上述问题，本专利技术的技术方案如下：以带有飞轮和两对太阳帆板的航天器为研究对象，首先建立带挠性附件的挠性航天器的动力学模型(包括航天器中心刚体的转动方程、帆板的转动方程以及振动方程)和航天器姿态运动学方程；再建立简化的太阳光压力矩解析模型；设计线性二次型最优(LQR)控制器得到三轴期望力矩，对光压力矩特性进行分析，将三轴力矩分配给太阳光压力矩以及飞轮力矩；在假设帆板表面特性不变的情况下，可以根据简化的帆板太阳光压力矩模型求反解，可以直接得到具有解析形式的太阳帆板转角操纵律；之后，为了满足能源的需求，考虑到帆板的光电转化效率，帆板转角受到太阳方向的限制，通过求解带有约束的非线性规划问题,得到基于数值优化的太阳帆板的转角操纵律。具体的操作步骤如下：步骤1：应用本专利技术基于如下假设为得到适合于控制器设计的系统方程，做出以下假设1～4。假设1：航天器本体系视为主轴坐标系，惯性积可忽略，且飞轮转动惯量相对航天器本体转动惯量为小量，视为It＝Ib，It表示为含有飞轮转动惯量的系统总转动惯量矩阵，Ib表示为航天器中心刚体转动惯量。假设2：控制任务过程中，航天器姿态角和角速度始终处于小角度范围内。假设3：帆板质量远小于航天器中心本体，帆板的刚性转动和挠性振动对中心刚体姿态运动的影响可以忽略。(其中，中心本体及中心刚体，为同一概念：转动和振动时，用中心刚体的概念是对物体属性的说明；质量时，用中心本体的概念，是指除去帆板外的飞行器主体)假设4：太阳光压力矩为主要的环境力矩，其它环境力矩作为外干扰可以忽略不计。为了简化太阳光压力矩模型形式，对航天器的表面材料特性做出如下假设5～8。假设5：对于航天器中心本体，不希望体内温度过高，材料和涂层应选择吸收率ρa→0，反射率ρs→1，而对于太阳帆板，则希望吸收率ρa→1，反射率ρs→0，以保证太阳能电池阵的光电转化效率。假设6：根据关于中心本体太阳光压力矩的推论，可以忽略中心本体的光压力矩。假设7：由于本专利技术的控制方案是基于光压力矩辅助姿态稳定控制，因此不会涉及到较大角度的机动，因此三轴的姿态角均处于一定的小角度范围内。假设8：两个相对安装的太阳帆板是关于本体系X轴轴对称的，因此有r1＝-r2，rj(j＝1,2)为航天器中心刚体质心到帆板质心的方向矢量。步骤2：建立带挠性附件的挠性航天器的动力学模型和线性化的航天器姿态运动学方程。具体包括如下步骤：步骤2.1：定义坐标系本专利技术针对对象为带两个太阳帆板加中心刚体的航天器，运行的轨道为日心轨道坐标系，航天器结构和相关坐标系定义如附图1所示。a.日心惯性坐标系fe(oexeyeze)日心惯性坐标系的原点固连在太阳中心上，oexe轴在黄道平面内，指向某个恒星，oeze轴垂直于黄道平面，oeye在黄道平面内，根据与轴oexe、oeze轴满足右手定则。b.日心轨道坐标系fo(ooxoyozo)日心轨道坐标系的原点固连在航天器质心oo，oozo轴指向太阳中心，ooxo轴位于日心轨道平面内，垂直于oozo轴，并指向航天器运动方向，ooyo与ooxo轴、oozo轴构成右手坐标系。该坐标系随着航天器的轨道运动以角速度ωo绕ooyo轴负向旋转，ωo即为航天器的轨道角速度。c.本体坐标系fb(obxbybzb)此坐标系与航天器固连，原点ob位于航天器质心，obxb轴指向航天器运本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种光压力矩主动辅助下的欠驱动航天器姿态控制方法，其特征在于：首先建立带挠性附件的挠性航天器的动力学模型和航天器姿态运动学方程，其中航天器的动力学模型包括航天器中心刚体的转动方程、帆板的转动方程以及振动方程；再建立简化的太阳光压力矩解析模型；设计线性二次型最优控制器得到三轴期望力矩，对光压力矩特性进行分析，将三轴力矩分配给太阳光压力矩以及飞轮力矩；在假设帆板表面特性不变的情况下，根据简化的帆板太阳光压力矩模型求反解，直接得到具有解析形式的太阳帆板转角操纵律；之后，为了满足能源的需求，考虑到帆板的光电转化效率，帆板转角受到太阳方向的限制，通过求解带有约束的非线性规划问题,得到基于数值优化的太阳帆板的转角操纵律。

【技术特征摘要】
1.一种光压力矩主动辅助下的欠驱动航天器姿态控制方法，其特征在于：首先建立带挠性附件的挠性航天器的动力学模型和航天器姿态运动学方程，其中航天器的动力学模型包括航天器中心刚体的转动方程、帆板的转动方程以及振动方程；再建立简化的太阳光压力矩解析模型；设计线性二次型最优控制器得到三轴期望力矩，对光压力矩特性进行分析，将三轴力矩分配给太阳光压力矩以及飞轮力矩；在假设帆板表面特性不变的情况下，根据简化的帆板太阳光压力矩模型求反解，直接得到具有解析形式的太阳帆板转角操纵律；之后，为了满足能源的需求，考虑到帆板的光电转化效率，帆板转角受到太阳方向的限制，通过求解带有约束的非线性规划问题,得到基于数值优化的太阳帆板的转角操纵律。2.根据权利要求1所述的一种光压力矩主动辅助下的欠驱动航天器姿态控制方法，其特征在于：该方法具体步骤如下：步骤1：首先做出如下假设：为得到适合于控制器设计的系统方程，做出以下假设1～4：假设1：航天器本体系视为主轴坐标系，惯性积可忽略，且飞轮转动惯量相对航天器本体转动惯量为小量，视为It＝Ib，It表示为含有飞轮转动惯量的系统总转动惯量矩阵，Ib表示为航天器中心刚体转动惯量；假设2：控制任务过程中，航天器姿态角和角速度始终处于小角度范围内；假设3：帆板质量远小于航天器中心本体，帆板的刚性转动和挠性振动对中心刚体姿态运动的影响可以忽略；假设4：太阳光压力矩为主要的环境力矩，其它环境力矩作为外干扰可以忽略不计；为了简化太阳光压力矩模型形式，对航天器的表面材料特性做出如下假设5～8：假设5：对于航天器中心本体，不希望体内温度过高，材料和涂层应选择吸收率ρa→0，反射率ρs→1，而对于太阳帆板，则希望吸收率ρa→1，反射率ρs→0，以保证太阳能电池阵的光电转化效率；假设6：根据关于中心本体太阳光压力矩的推论，可以忽略中心本体的光压力矩；假设7：由于本发明的控制方案是基于光压力矩辅助姿态稳定控制，因此不会涉及到较大角度的机动，因此三轴的姿态角均处于一定的小角度范围内；假设8：两个相对安装的太阳帆板是关于本体系X轴轴对称的，因此有r1＝-r2，rj(j＝1,2)为航天器中心刚体质心到帆板质心的方向矢量；步骤2：建立带挠性附件的挠性航天器的动力学模型和线性化的航天器姿态运动学方程；具体包括如下步骤：步骤2.1：定义坐标系本发明针对对象为带两个太阳帆板加中心刚体的航天器，运行的轨道为日心轨道坐标系；a.日心惯性坐标系fe(oexeyeze)日心惯性坐标系的原点固连在太阳中心上，oexe轴在黄道平面内，指向某个恒星，oeze轴垂直于黄道平面，oeye在黄道平面内，根据与轴oexe、oeze轴满足右手定则；b.日心轨道坐标系fo(ooxoyozo)日心轨道坐标系的原点固连在航天器质心oo，oozo轴指向太阳中心，ooxo轴位于日心轨道平面内，垂直于oozo轴，并指向航天器运动方向，ooyo与ooxo轴、oozo轴构成右手坐标系；该坐标系随着航天器的轨道运动以角速度ωo绕ooyo轴负向旋转，ωo即为航天器的轨道角速度；c.本体坐标系fb(obxbybzb)此坐标系与航天器固连，原点ob位于航天器质心，obxb轴指向航天器运动方向，为滚动轴，obzb轴垂直于飞行轨道平面指向飞行器下方，为偏航轴，obyb与obxb轴、obzb轴构成右手坐标系，为俯仰轴；航天器的姿态运动可以用本体系与日心轨道系的相对方位来描述；d.帆板固连坐标系fak(oakxakyakzak)为了描述帆板的旋转运动以及挠性形变，还需要建立与中心本体相连的各个帆板的固连坐标系fak(oakxakyakzak),k＝1,2，其原点为帆板与中心本体连接处的中心，三轴方向与中心本体坐标系一...

【专利技术属性】
技术研发人员：李迎杰，金磊，练达芃，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11