一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法技术

本发明专利技术公开了一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法，通过与制导系统进行深度耦合分析，将轨控信息纳入姿控系统，针对轨控开机和关机两种典型的控制工况分别进行控制方案的设计，保证探测器稳定的同时，满足探测系统的要求。本发明专利技术提供的一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法在轨控发动机开机时通过超前控制达到迅速降低角速度的目的，在轨控发动机不工作时，通过伪速率反馈控制增大系统阻尼，将角速度控制在较小水平。本发明专利技术解决现在技术所存在的短时大边界的结构干扰，探测器角速度迅速增大，造成探测系统失锁以及姿控发动机控制能力过足，导致角速度极限环难以满足探测系统要求的问题，简单可靠，易于工程实现。实现。实现。

【技术实现步骤摘要】
一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法


[0001]本专利技术涉及深空探测器姿态高精度控制
，特别涉及，一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法。

技术介绍

[0002]在深空探测领域，小型探测器主要依靠轨控发动机和姿控发动机完成制导控制任务，探测的低角速度要求和结构的干扰稳定性要求，是姿态控制的难点，固定推力的姿控发动机很难兼顾。
[0003]现有的轨控发动机和姿控发动机推力存在数量级上的差异，轨控发动机工作时由于质心横移会产生短时大边界的结构干扰，对姿控系统产生不良影响，导致探测器角速度迅速增大，容易造成探测系统失锁；轨控发动机不工作时，深空环境外界干扰较小，姿控发动机控制能力过足，容易导致角速度极限环难以满足探测系统要求。
[0004]针对以上难点，提出了一种解决现有技术所存在的短时大边界的结构干扰，探测器角速度迅速增大，造成探测系统失锁以及姿控发动机控制能力过足，导致角速度极限环难以满足探测系统要求的问题的方法。

技术实现思路

[0005]针对上述缺陷，本专利技术解决的技术问题在于，提供一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法，以解决现在技术所存在的短时大边界的结构干扰，探测器角速度迅速增大，造成探测系统失锁以及姿控发动机控制能力过足，导致角速度极限环难以满足探测系统要求的问题。
[0006]本专利技术提供了一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法，具体步骤包括：
[0007]步骤1、根据探测器结构特性、姿控喷管配置，进行姿控喷管控制分配；/>[0008]步骤2、建立探测器绕心运动方程，得到喷管控制模型；
[0009]步骤3、基于喷管控制模型，依据探测器结构参数和发动机推力，得到单台姿控喷管控制力矩系数、单台轨控发动机干扰力矩系数；
[0010]步骤4、根据控制力矩系数和干扰力矩系数，进行各通道控制分配；
[0011]步骤5、根据轨控发动机的工作状态，选取相应的控制方法进行角速度控制；
[0012]步骤6、基于惯组特性和姿控喷管特性建模，得到控制系统传递函数，进行控制系统频域稳定性设计，得到步骤5中的角速度控制系数，角速度控制系数包括增益系数和校正网络系数；
[0013]步骤7、结合角速度控制系数和控制分配结果，进行数学仿真，进一步调整角速度控制参数，进行精确角速度控制。
[0014]优选地，所述步骤2中的探测器绕心运动方程为：
[0015][0016][0017][0018]其中J
x1
、J
y1
、J
z1
为探测器相对质心绕体轴的转动惯量，ω
x1
、ω
y1
、ω
z1
分别为俯仰、偏航和滚动通道的箭体系角速度，为轨控发动机开启时引起的三个方向干扰力矩系数，b
3_f
、b
3_p
、d3为各通道控制系统执行机构产生的控制力矩系数，K
zk1
、K
zk2
、K
zk3
、K
zk4
、K
zk5
、K
zk6
为姿控发动机开关量，K
gk1
、K
gk2
、K
gk3
、K
gk4
为轨控发动机开关量。
[0019]优选地，所述步骤3中，
[0020]控制力矩系数：
[0021]干扰力矩系数：
[0022]其中F
zk
、F
gk
为单台姿控喷管、单台轨控发动机推力大小，J
z
、J
y
、J
x
为绕z、y、x轴的转动惯量，L
z
、L
y
、L
x
为姿控喷管俯仰、偏航、滚动控制力臂，l
z
、l
y
、l
x
为轨控发动机因结构干扰产生的俯仰、偏航、滚动干扰力臂。
[0023]优选地，所述步骤4具体步骤包括：
[0024]根据此时的滚动控制方程的输出N
γ
(nT)决定开启偏航喷管的方式，以使其产生的干扰能抵消一部分滚动方向的偏差，其中，开启偏航喷管的方式包括当偏航方向上存在正角偏差时，根据滚动方向选择开启控制偏航喷管其中之一，若此时的滚动通道N
γ
(nT)＞0，则开启相应的偏航喷管。
[0025]优选地，所述步骤5具体步骤包括：
[0026]步骤5.1、在轨控发动机工作时，采用超前角速度控制，降低大干扰对角速度的影响；
[0027]步骤5.2、在轨控发动机不工作时，采用伪速率反馈控制，即增加反馈信号增大系统阻尼，降低控制角速度极限环，其中K
f
为反馈增益，T
f
为时间常数，s为时间参数。
[0028]优选地，所述步骤5.1中超前角速度控制，
[0029]俯仰通道控制量输出
[0030]偏航通道控制量输出
[0031]滚动通道控制量输出其中，a0、a1为静动态增益系数，ω
z1
,ω
y1
,ω
x1
分别为俯仰、偏航和滚动通道的箭体系角速度，分别是俯仰、偏航、滚动通道的校正网络。
[0032]优选地，步骤5.2中伪速率反馈控制中姿控喷管三态非线性控制规律为
其中m
θ
为回环系数， E
θ
(N(nT))表示三态开关非线性特性，K
θ
为喷管控制输出指令：K
ψ
＝E
ψ
(N
ψ
(nT))，K
γ
＝E
γ
(N
γ
(nT))，为开关门限。
[0033]由上述方案可知，本专利技术提供的一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法是一种短时大边界干扰下基于固定推力姿控喷管控制的高精度角速度控制方法。通过与制导系统进行深度耦合分析，将轨控信息纳入姿控系统，针对轨控开机和关机两种典型的控制工况分别进行控制方案的设计，保证探测器稳定的同时，满足探测系统的要求。在轨控发动机开机时通过超前控制达到迅速降低角速度的目的，在轨控发动机不工作时，通过伪速率反馈控制增大系统阻尼，将角速度控制在较小水平。本专利技术解决现在技术所存在的短时大边界的结构干扰，探测器角速度迅速增大，造成探测系统失锁以及姿控发动机控制能力过足，导致角速度极限环难以满足探测系统要求的问题，简单可靠，易于工程实现，适于广泛推广。
附图说明
[0034]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法，其特征在于，具体步骤包括：步骤1、根据探测器结构特性、姿控喷管配置，进行姿控喷管控制分配；步骤2、建立探测器绕心运动方程，得到喷管控制模型；步骤3、基于喷管控制模型，依据探测器结构参数和发动机推力，得到单台姿控喷管控制力矩系数、单台轨控发动机干扰力矩系数；步骤4、根据控制力矩系数和干扰力矩系数，进行各通道控制分配；步骤5、根据轨控发动机的工作状态，选取相应的控制方法进行角速度控制；步骤6、基于惯组特性和姿控喷管特性建模，得到控制系统传递函数，进行控制系统频域稳定性设计，得到步骤5中的角速度控制系数，角速度控制系数包括增益系数和校正网络系数；步骤7、结合角速度控制系数和控制分配结果，进行数学仿真，进一步调整角速度控制参数，进行精确角速度控制。2.根据权利要求1所述的一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法，其特征在于，所述步骤2中的探测器绕心运动方程为：于，所述步骤2中的探测器绕心运动方程为：于，所述步骤2中的探测器绕心运动方程为：其中J
x1
、J
y1
、J
z1
为探测器相对质心绕体轴的转动惯量，ω
x1
、ω
y1
、ω
z1
分别为俯仰、偏航和滚动通道的箭体系角速度，为轨控发动机开启时引起的三个方向干扰力矩系数，b
3_f
、b
3_p
、d3为各通道控制系统执行机构产生的控制力矩系数，K
zk1
、K
zk2
、K
zk3
、K
zk4
、K
zk5
、K
zk6
为姿控发动机开关量，K
gk1
、K
gk2
、K
gk3
、K
gk4
为轨控发动机开关量。3.根据权利要求2所述的一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法，其特征在于，所述步骤3中，控制力矩系数：干扰力矩系数：其中F
zk
、F
gk
为单台姿控喷管、单台轨控发动机推力大小，J
z
、J
y
、J
x

【专利技术属性】
技术研发人员：邵梦晗，纪刚，高磊，张惠平，路坤锋，尚腾，吕春红，缪小冬，
申请(专利权)人：北京航天自动控制研究所，
类型：发明
国别省市：