双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制方法及系统技术方案

本发明专利技术提供了一种双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制方法及系统，包括如下步骤：根据双超卫星两舱(平台舱和载荷舱)质量特性和执行机构控制力矩及其角动量，规划姿态机动路径，并生成前馈控制力矩；根据姿态机动规划结果，结合两舱质量和两舱质心位置，生成两舱质心平动前馈控制力；设计前馈加反馈联合控制律，保证两舱解锁状态下姿态机动控制路径与规划路径一致，同时通过相对质心位置控制保证两舱不发生碰撞。本发明专利技术实现了双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制的两大目标：一是快速调整载荷舱的空间指向；二是两舱不发生碰撞。本发明专利技术还可以为双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制的具体工程设计提供依据。态快速机动控制的具体工程设计提供依据。态快速机动控制的具体工程设计提供依据。

【技术实现步骤摘要】
双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制方法及系统


[0001]本专利技术涉及卫星姿态动力学与控制，具体地，涉及新型双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制方法及系统。

技术介绍

[0002]未来先进航天器对姿态指向精度与稳定度的要求比目前水平高两个量级。传统采用载荷与平台固连式设计，两者动力学特性深度耦合，导致载荷双超指标难以实现，尽管采用主被动微振动抑制等方法取得了一定效果，但受限固连式设计的缺陷，双超指标难以实现。
[0003]超高指向精度、超高稳定度(双超)卫星平台打破传统固连设计，采用非接触、高精度、无时延位移传感器实现仅安装安静部件的载荷(舱)与安装活动部件的平台(舱)分离，彻底消除微振动影响。改变传统以卫星平台为主的控制逻辑，首次采用“载荷舱主动，平台舱从动，两舱相对位置协同解耦控制”的全新方法，可实现载荷舱的双超精度。
[0004]双超卫星在轨姿态机动可分为两舱锁紧姿态机动和两舱解锁姿态机动两种模式。锁紧状态下姿态机动与传统卫星一致，两舱解锁状态下姿态机动控制涉及多个环路的联合控制，其控制难点在于保证机动过程中两舱姿态的高度一致和两舱相对位置保持，保证两舱不发生碰撞，相比传统卫星姿态控制效果显著提升。
[0005]公开号为108045600A的专利技术专利公开了一种双超卫星平台载荷舱复合控制方法，包括如下步骤：步骤1，控制载荷舱的姿态；步骤2，控制平台舱的姿态；步骤3，调节平台舱与载荷舱的相对位置；步骤4，根据载荷舱的姿态信息，调整载荷舱的姿控系统带宽，使载荷舱姿态收敛。但该专利技术主要针对稳态控制，未涉及双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制方法，未明确姿态快速机动过程中两舱质心绕整星质心平动控制方法。
[0006]公开号为CN106249749A的专利文献“主从非接触双超卫星平台变质心变惯量姿态控制系统”，公开了一种主从非接触双超卫星平台变质心变惯量姿态控制系统，包括解锁锁紧状态信号发生器、姿态指令发生器、自适应姿态控制装置、载荷舱姿态主动控制装置、平台舱姿态从动控制装置、平台舱位置从动控制装置、解耦控制装置。该专利技术提供的是双超平台在入轨初始解锁以及在轨重复锁紧解锁过程中的姿态控制稳定，于本专利技术解决的技术问题不同，采用的技术方案也不同。
[0007]本专利技术的积极进步效果在于，本专利技术通过设计姿态机动路径规划、两舱质心平动控制力前馈、前馈联合反馈控制和两舱相对位置控制，实现超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制的两大目标：一是快速调整载荷舱的空间指向，二是两舱不发生碰撞。本专利技术同时可以为双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制的具体工程设计提供依据。

技术实现思路

[0008]本专利技术的目的是提供一种新型双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制方法和系统。
[0009]根据本专利技术的一个方面，提供一种新型双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制方法，如图1所示，包括如下步骤：
[0010]机动路径规划步骤：根据双超卫星平台舱和载荷舱的质量特性、执行机构的控制力矩和执行机构的角动量，规划姿态机动路径，并生成前馈控制力矩；
[0011]前馈控制力生成步骤：根据姿态机动规划结果，结合两舱质量和两舱质心位置，生成两舱质心平动前馈控制力；
[0012]联合控制律设计步骤：设计前馈加反馈联合控制律，保证两舱解锁状态下姿态机动控制路径与规划路径一致，同时通过相对质心位置控制保证两舱不发生碰撞。
[0013]优选地，所述机动路径规划步骤中，姿态机动路径规划步骤如下：
[0014]步骤1：双超卫星姿态机动控制，由安装于平台舱的角动量交换装置提供机动所需的力矩和角动量，由于使用推力器控制将对卫星轨道产生影响，因此这里不考虑，设角动量交换装置产生的最大角动量在卫星本体系三轴分量分别为H
x
、H
y
和H
z
，设角动量交换装置输出最大控制力矩在卫星本体坐标系轴的三轴分量分别为T
x
、T
y
和T
z
，设卫星三轴转动惯量分别为J
x
、J
y
和J
z
，设三轴最大角加速度分别为α
x
、α
y
和α
z
，设卫星三轴最大角速度分别为ω
x
、ω
y
和ω
z
，则有
[0015][0016][0017]步骤2：姿态机动以“加速
→
匀速
→
减速”为规划路径，根据姿态机动目标角度规划得到加速段时长、匀速段时长和减速段时长，当机姿态机动目标角度较小时，只有加速段和减速段，以绕X轴姿态机动为例，其余方向原理一致，设目标姿态机动角度为θ
x
，具体姿态机动路径规划算法如下：
[0018]①
当时，姿态机动路径只有加速段和减速段，路径规划如下：
[0019][0020]式中，t为相对姿态机动初始时刻的时间，ω
xp
为X向规划角速度；
[0021]②
当时，姿态机动路径包含加速段、匀速段和减速段，姿态机动过程路径
[0022]规划如下：
[0023]式中，t为相对姿态机动初始时刻的时间，ω
xp
为X向规划角速度，
[0024]所述机动路径规划步骤中，前馈控制力矩计算方法如下：
[0025]前馈控制的目的是根据规划路径驱动角动量交换装置提供前馈控制力矩，避免反馈控制的时延，提高姿态快速机动控制效率，作用于整星的前馈控制力矩如下：
[0026]⑤
当时，前馈控制力矩T
xsq
为：
[0027][0028]⑥
当时，前馈控制力矩T
xsq
为：
[0029][0030]作用于载荷舱的前馈控制力矩如下：
[0031]设卫星载荷舱三轴转动惯量分别为J
xp
、J
yp
和J
zp
，则：
[0032]⑤
当时，前馈控制力矩T
xpq
为：
[0033][0034]⑥
当时，前馈控制力矩T
xsq
为：
[0035][0036]优选地，所述前馈控制力生成步骤包括：
[0037]双超卫星在轨飞行，虽然两舱非接触，但是在磁浮作动器的作用下，两舱除了绕各自质心转动之外，两舱质心还绕整星质心旋转，根据所述机动路径规划步骤，已经获得两舱质心绕整星质心的最大角加速度α
x
、α
y
和α
z
，设在机械坐标系下，载荷舱质心位置矢量为M
pc
，平台舱质心位置矢量为M
bc
，整星质心位置矢量为M
sc
，设平台舱质量为m
b
，载荷舱质量为m
p
，则作用于两舱质心的前馈平动控制本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制方法，其特征在于，包括：机动路径规划步骤：根据双超卫星平台舱和载荷舱的质量特性、执行机构的控制力矩和执行机构的角动量，规划双超卫星姿态机动路径，并生成前馈控制力矩；前馈控制力生成步骤：根据双超卫星姿态机动规划结果，结合双超卫星两舱质量和两舱质心位置，生成双超卫星两舱质心平动前馈控制力；联合控制律设计步骤：设计前馈加反馈联合控制律，保证双超卫星两舱解锁状态下姿态机动控制路径与规划路径一致，同时通过相对质心位置控制保证双超卫星两舱不发生碰撞。2.根据权利要求1所述的双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制方法，其特征在于，所述机动路径规划步骤中，姿态机动路径规划步骤如下：步骤1：双超卫星姿态机动控制，由安装于平台舱的角动量交换装置提供机动所需的力矩和角动量，由于使用推力器控制将对卫星轨道产生影响，因此这里不考虑，设角动量交换装置产生的最大角动量在卫星本体系三轴分量分别为H
x
、H
y
和H
z
，设角动量交换装置输出最大控制力矩在卫星本体坐标系轴的三轴分量分别为T
x
、T
y
和T
z
，设卫星三轴转动惯量分别为J
x
、J
y
和J
z
，设三轴最大角加速度分别为α
x
、α
y
和α
z
，设卫星三轴最大角速度分别为ω
x
、ω
y
和ω
z
，则有，则有步骤2：姿态机动以“加速
→
匀速
→
减速”为规划路径，根据姿态机动目标角度规划得到加速段时长、匀速段时长和减速段时长，当机姿态机动目标角度较小时，只有加速段和减速段，以绕X轴姿态机动为例，其余方向原理一致，设目标姿态机动角度为θ
x
，具体姿态机动路径规划算法如下：
①
当时，姿态机动路径只有加速段和减速段，路径规划如下：式中，t为相对姿态机动初始时刻的时间，ω
xp
为X向规划角速度；
②
当时，姿态机动路径包含加速段、匀速段和减速段，姿态机动过程路径规划如
下：式中，t为相对姿态机动初始时刻的时间，ω
xp
为X向规划角速度，所述机动路径规划步骤中，前馈控制力矩计算方法如下：前馈控制的目的是根据规划路径驱动角动量交换装置提供前馈控制力矩，避免反馈控制的时延，提高姿态快速机动控制效率，作用于整星的前馈控制力矩如下：
①
当时，前馈控制力矩T
xsq
为：
②
当时，前馈控制力矩T
xsq
为：作用于载荷舱的前馈控制力矩如下：设卫星载荷舱三轴转动惯量分别为J
xp
、J
yp
和J
zp
，则：
①
当时，前馈控制力矩T
xpq
为：
②
当时，前馈控制力矩T
xsq
为：
3.根据权利要求2所述的双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制方法，其特征在于，所述前馈控制力生成步骤包括：双超卫星在轨飞行，虽然两舱非接触，但是在磁浮作动器的作用下，两舱除了绕各自质心转动之外，两舱质心还绕整星质心旋转，根据所述机动路径规划步骤，已经获得两舱质心绕整星质心的最大角加速度α
x
、α
y
和α
z
，设在机械坐标系下，载荷舱质心位置矢量为M
pc
，平台舱质心位置矢量为M
bc
，整星质心位置矢量为M
sc
，设平台舱质量为m
b
，载荷舱质量为m
p
，则作用于两舱质心的前馈平动控制力F
pc
计算公式如下：4.根据权利要求2所述的双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制方法，其特征在于，所述联合控制律设计步骤包括：根据机动路径规划步骤和前馈控制力生成步骤，分别可得到前馈力矩和前馈力，但是，由于卫星的在轨质量特性无法精准辨识，仅通过前馈控制力矩无法保证将姿态控制到目标角度，必须联合闭环反馈控制消除误差，闭环反馈控制律采用经典PD控制，以当前姿态和目标姿态的误差作为输入，输出闭环控制力矩，消除误差，作用于整星的反馈控制力矩如下：设平台舱姿态角误差为θ
errb
，姿态角速度误差为ω
errb
，则作用于整星的反馈控制力矩T
xsf
为：T
xsf
＝
‑
K
ps
·
θ
err
‑
K
ds
·
ω
errb
ꢀꢀꢀꢀ
公式10其中，K
ps
和K
ds
分别为整星比例控制增益和微分控制增益；作用于载荷舱的反馈控制力矩如下：设载荷舱姿态角误差为θ
errp
，姿态角速度误差为ω
err
，则作用于整星的反馈控制力矩T
xpf
为：T
xpf
＝
‑
K
pp
·
θ
errp
‑
K
dp
·
ω
errp
ꢀꢀꢀꢀ
公式11其中，K
pp
和K
dp
分别为载荷舱比例控制增益和微分控制增益；根据前馈控制律和反馈控制律得到作用于整星前馈联合反馈控制力矩T
xsc
为：T
xsc
＝T
xsq
+T
xsf
ꢀꢀꢀꢀ
公式12将T
xsc
作为指令控制力矩输出至角动量交换装置，实现整星的姿态快速机动控制，作用于载荷舱前馈联合反馈控制力矩T
xpc
为：T
xp
＝T
xpq
+T
xpf
ꢀꢀꢀꢀ
公式13将T
xpc
作为指令控制力矩输出至两舱间磁浮非接触控制装置，实现载荷舱的姿态快速机动控制，从而确保两舱以相同的运动曲线进行姿态机动，进而保证两舱相对姿态接近于
零；设计两舱相对位置闭环控制律，保证两舱不发生碰撞；通过前馈力的控制，两舱质心绕整星质心旋转，但存在控制误差，因此需要设计两舱相对位置闭环控制律，将相对平动也控制到接近于零，方能保证两舱不发生碰撞，以解锁状态两舱相对位置理想值作为为参考值，设两舱相对位置相对理想值的误差为x
err
、y
err
和z
err
，将相对位置误差做差分得到相对速度和设计PD控制律如下：其中，F
x
为X向指令控制力，F
y
为Y向指令控制力，F
z
为Z向指令控制力，K
px
、K
py
、K
pz
分别为三轴轴比例控制系数，K
dx
、K
dy
、K
dz
分别为三轴轴微分控制系数，输出至两舱间磁浮非接触控制装置，实现两舱解锁状态下姿态快速机动控制期间的两舱相对位置保持。...

【专利技术属性】
技术研发人员：洪振强，赵艳彬，吕旺，边志强，李文峰，张健，赵洪波，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：