一种航天器三超控制鲁棒自适应多级协同方法技术

一种航天器三超控制鲁棒自适应多级协同方法，适用于天文观测等对有效载荷姿态具有超高精度、超高稳定度和超高敏捷度的大型卫星平台。与传统的PID控制算法不同，本发明专利技术结合滑模控制在滑模面上的鲁棒性特点和自适应控制能够在线估计参数的特点，进行星体‑主动指向超静平台两级复合控制。多级协同控制思路为：1)在载荷和航天器本体之间安装主动指向超静平台，根据航天器本体和载荷的质量特性设计主动指向超静平台的控制参数；2)结合滑模控制和自适应控制的思想，设计考虑带宽约束的星体鲁棒自适应控制器，使得星体控制器能够与主动指向超静平台相匹配，实现对载荷的三超控制。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器三超控制鲁棒自适应多级协同方法
本专利技术属于航天器姿态控制领域，涉及一种大型航天器系统多级协同控制方法。
技术介绍
随着天文观测、在轨服务需求不断提升，当代大型卫星平台的设计思想和实践发生革命性变化，卫星的控制系统复杂度不断提高，同时卫星有效载荷的姿态精度和稳定度需求也朝着个性化、精细化发展，因此有必要针对一类大型卫星平台开展新型具有三超性能的控制方法研究，满足未来各类有效载荷的姿态需求。三超是指“超高精度、超高稳定性、超敏捷”。目前传统的航天器控制系统中，星体和载荷之间往往是刚性连接，星体中的各高、低频微振动直接传递到载荷，影响光学载荷成像品质。而星体的姿态控制带宽受控制器步长和挠性附件频率的限制，无法实现对高频抖动的实时补偿。针对这一问题国内外学者研究了一类基于航天器本体-主动指向超静平台两级复合控制的三超控制方法，由于控制结构比较复杂，往往在两级控制回路中均采用PID控制实现，但仍存在以下不足：单纯的PID控制算法只能实现系统的渐进稳定，无法保证状态量收敛的快速性；加入前馈控制后可以提高姿态跟踪误差收敛的速度，但会额外激起柔性附件的振动，需要在主动指向超静平台的控制中进一步对该部分振动进行反馈控制，增加额外的能量消耗。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种航天器三超控制鲁棒自适应多级协同方法，该方法通用性强，可针对一类考虑航天器本体柔性、带有任意数量柔性附件、CMG的大型卫星平台，所提出的控制方法能够在考虑航天器本体模型不确定性的情况下，实现对载荷期望姿态的快速跟踪，同时对柔性附件产生的低频扰动的实时估计与补偿，实现了对低频微振动的抑制；解决了传统滑模控制中原点附近带宽无限增大的问题，使得星体控制器能够有效与超静平台控制器相匹配，实现对载荷的三超控制。本专利技术的技术解决方案是：一种航天器三超控制鲁棒自适应多级协同方法，包括如下步骤：(1)建立航天器系统动力学方程，包括载荷动力学方程、航天器本体动力学方程以及柔性附件振动方程；(2)针对主动指向超静平台设计PD控制器；(3)将控制器带入所述载荷动力学方程中，得到载荷姿态的误差方程：(4)根据载荷无阻尼固有频率计算公式由期望的固有频率计算出比例控制系数kpp，并将控制量分配到各个作动器上；(5)设计滑模面，并基于滑模面设计考虑带宽约束的星体鲁棒自适应控制器以及非线性项的自适应律；(6)根据PD控制作用下星体姿态高频抖动的幅值选择边界层参数δ，并确定分段形式的星体误差方程；(7)计算星体控制带宽和载荷控制器的控制带宽，通过设计控制参数k、k2、k3、p，使得航天器星体状态量误差在进入边界层δ后的控制带宽小于载荷控制器带宽的1/10，同时使星体控制回路的阻尼比为2，从而实现航天器三超控制鲁棒自适应多级协同控制。进一步的，航天器系统包括柔性航天器本体、任意数量的柔性附件、载荷、控制力矩陀螺CMG以及主动指向超静平台；柔性附件和控制力矩陀螺CMG均安装在柔性航天器本体上；主动指向超静平台安装于载荷和性航天器本体之间，其上平面与载荷相连，下平面与柔性航天器本体相连；主动指向超静平台由六个作动器构成，每个作动器均包括位移敏感器、弹簧-阻尼结构以及直线电机；位移敏感器用于测量直线电机的平动位移；弹簧-阻尼结构用于实现对柔性航天器本体高频振动的隔离；直线电机用于提供主动力，实现对载荷的姿态控制。进一步的，控制力矩陀螺CMG在柔性航天器本体上分散式安装，实现对星体的姿态控制和对星体结构进行振动抑制。进一步的，载荷动力学方程为：其中，航天器本体动力学方程为：其中，柔性附件振动方程为：其中，E3为3阶单位矩阵，Emb为mb阶单位矩阵，rdb为从航天器本体质心到主动指向超静平台下平面中心的相对位置矢量；ηb为航天器本体的模态坐标列阵，ηak为第k个柔性附件的模态坐标列阵；mps，Ips，mbs，Ibs，Pb，Hbs分别为载荷的质量、惯量、航天器平台总质量、总惯量、模态动量、对本体坐标系的模态角动量，其中航天器平台包括航天器本体、柔性附件和CMG；Fbak、Rbak分别为柔性附件振动对航天器本体的平动耦合系数、转动耦合系数，Λb、ξb分别为航天器本体的特征值矩阵和阻尼比矩阵，Λak、ξak分别为柔性附件的特征值矩阵和阻尼比矩阵，hc为CMG的总角动量，vp、ωp、vb、ωb分别为载荷的速度、角速度、航天器本体的速度和角速度，Fd、Td、Tc分别为航天器本体所受的扰动力、扰动力矩、控制力矩；Tci、Rci分别为第i个CMG安装点处的平动模态矩阵、转动模态矩阵，Fdi、Tdi、Tci分别为第i个CMG输出的扰动力、扰动力矩、控制力矩；Fuj和Fsj分别为第j个作动器对载荷和对航天器本体的作用力，rrpj和rrbj分别为第j个作动器在载荷和航天器本体上的安装位置坐标。进一步的，Fdi＝-AbgiAgfiΩi×Ωi×AfwiSwiTdi＝-rfbi-b×AbgiAgfiΩi×Ωi×AfwiSwi-AbgiAgfiΩi×Iwi-fΩiFuj＝(-kj(lj-lj0)+uj)sujFsj＝-Fuj其中，Ωi为第i个CMG的转子转速矢量在ffi系下的坐标，Iwi-f为转子在ffi系下的转动惯量，其非对角线元素的非零项表征CMG转子动不平衡的大小，Swi为转子在fwi系下的静矩，其表征了CMG转子静不平衡的大小，这两项为CMG产生高频微振动的扰动源；rfbi-b为本体坐标系质心到转子几何中心的相对位置矢量在本体系下的坐标；kj为第j个作动器中膜簧的刚度，lj为第j个作动器任意时刻的长度，lj0为第j个作动器初始时刻的长度，uj为第j个作动器的控制量，suj为任意时刻第j个作动器方向矢量在惯性系中的坐标；ffi系定义：ffi系为第i个CMG的转子几何坐标系，不随转子转动；fwi系定义：fwi系为第i个CMG的转子固连坐标系，随转子转动；上述变量中，Aab为坐标系fb到fa的转换矩阵，fa、fb可为任意坐标系，为ob到oa的矢径，oa、ob为任意两坐标系的原点；下标e为惯性系，b为本体系，p为载荷坐标系，gi为第i个CMG的框架坐标系，fi为第i个CMG的转子几何坐标系，不随转子转动；wi为第i个CMG的转子固连坐标系，随转子转动；r×为矢量的反对称矩阵，其计算公式为：其中r可以为任意矢量。进一步的，所述步骤(2)主动指向超静平台设计PD控制器具体为：其中τpp为载荷受到的主动指向超静平台输出的控制力矩，Jp为载荷运动空间到作动器运动空间的雅克比矩阵，u为作动器控制量的列阵，角标4:6表示取4到6行，ωpr为载荷期望运动的角速度，kpp和kpd分别为载荷控制器的比例和微分系数，eperr为载荷误差姿态角。进一步的，所述步骤(3)载荷姿态的误差方程具本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航天器三超控制鲁棒自适应多级协同方法，其特征在于包括如下步骤：/n(1)建立航天器系统动力学方程，包括载荷动力学方程、航天器本体动力学方程以及柔性附件振动方程；/n(2)针对主动指向超静平台设计PD控制器；/n(3)将控制器带入所述载荷动力学方程中，得到载荷姿态的误差方程：/n(4)根据载荷无阻尼固有频率计算公式由期望的固有频率计算出比例控制系数k

【技术特征摘要】
1.一种航天器三超控制鲁棒自适应多级协同方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)建立航天器系统动力学方程，包括载荷动力学方程、航天器本体动力学方程以及柔性附件振动方程；
(2)针对主动指向超静平台设计PD控制器；
(3)将控制器带入所述载荷动力学方程中，得到载荷姿态的误差方程：
(4)根据载荷无阻尼固有频率计算公式由期望的固有频率计算出比例控制系数kpp，并将控制量分配到各个作动器上；
(5)设计滑模面，并基于滑模面设计考虑带宽约束的星体鲁棒自适应控制器以及非线性项的自适应律；
(6)根据PD控制作用下星体姿态高频抖动的幅值选择边界层参数δ，并确定分段形式的星体误差方程；
(7)计算星体控制带宽和载荷控制器的控制带宽，通过设计控制参数k、k2、k3、p，使得航天器星体状态量误差在进入边界层δ后的控制带宽小于载荷控制器带宽的1/10，同时使星体控制回路的阻尼比为2，从而实现航天器三超控制鲁棒自适应多级协同控制。


2.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制鲁棒自适应多级协同方法，其特征在于：航天器系统包括柔性航天器本体、任意数量的柔性附件、载荷、控制力矩陀螺CMG以及主动指向超静平台；柔性附件和控制力矩陀螺CMG均安装在柔性航天器本体上；主动指向超静平台安装于载荷和性航天器本体之间，其上平面与载荷相连，下平面与柔性航天器本体相连；主动指向超静平台由六个作动器构成，每个作动器均包括位移敏感器、弹簧-阻尼结构以及直线电机；位移敏感器用于测量直线电机的平动位移；弹簧-阻尼结构用于实现对柔性航天器本体高频振动的隔离；直线电机用于提供主动力，实现对载荷的姿态控制。


3.根据权利要求2所述的一种航天器三超控制鲁棒自适应多级协同方法，其特征在于：控制力矩陀螺CMG在柔性航天器本体上分散式安装，实现对星体的姿态控制和对星体结构进行振动抑制。


4.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制鲁棒自适应多级协同方法，其特征在于：载荷动力学方程为：



其中，
航天器本体动力学方程为：



其中，
柔性附件振动方程为：



其中，E3为3阶单位矩阵，Emb为mb阶单位矩阵，rdb为从航天器本体质心到主动指向超静平台下平面中心的相对位置矢量；ηb为航天器本体的模态坐标列阵，ηak为第k个柔性附件的模态坐标列阵；
mps，Ips，mbs，Ibs，Pb，Hbs分别为载荷的质量、惯量、航天器平台总质量、总惯量、模态动量、对本体坐标系的模态角动量，其中航天器平台包括航天器本体、柔性附件和CMG；Fbak、Rbak分别为柔性附件振动对航天器本体的平动耦合系数、转动耦合系数，Λb、ξb分别为航天器本体的特征值矩阵和阻尼比矩阵，Λak、ξak分别为柔性附件的特征值矩阵和阻尼比矩阵，hc为CMG的总角动量，vp、ωp、vb、ωb分别为载荷的速度、角速度、航天器本体的速度和角速度，Fd、Td、Tc分别为航天器本体所受的扰动力、扰动力矩、控制力矩；Tci、Rci分别为第i个CMG安装点处的平动模态矩阵、转动模态矩阵，Fdi、Tdi、Tci分别为第i个CMG输出的扰动力、扰动力矩、控制力矩；Fuj和Fsj分别为第j个作动器对载荷和对航天器本体的作用力，rrpj和rrbj分别为第j个作动器在载荷和航天器本体上的安装位置坐标。


5.根据权利要求4所述的一种航天器三超控制鲁棒自适应多级协同方法，其特征在于：
Fdi＝-AbgiAgfiΩi×Ωi×AfwiSwi
Tdi＝-rfbi-b×AbgiAgfiΩi×Ωi×AfwiSwi-AbgiAgfiΩi×Iwi-fΩi






Fuj＝(-kj(lj-lj0)+uj)...

【专利技术属性】
技术研发人员：姚宁，袁利，汤亮，关新，王有懿，宗红，郭子熙，张科备，郝仁剑，冯骁，刘昊，龚立纲，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11