專利名稱：一種航天器的快速姿態(tài)機(jī)動快速穩(wěn)定聯(lián)合控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種航天器的快速姿態(tài)機(jī)動快速穩(wěn)定聯(lián)合控制方法，屬于航天器姿態(tài)控制和振動控制領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
近年來，高分辨率遙感衛(wèi)星、激光通訊衛(wèi)星等大型復(fù)雜航天器的發(fā)展得到了廣泛的關(guān)注。該類航天器除了具有姿態(tài)高精度和高穩(wěn)定度的控制能力以外，還需具備快速機(jī)動快速穩(wěn)定的能力，以完成敏捷成像和快速跟蹤瞄準(zhǔn)等空間任務(wù)。以上類型航天器在姿態(tài)快速機(jī)動過程中，難免會激起所攜帶的大型柔性附件的結(jié)構(gòu)振動。這類振動靠自身阻尼特性很難衰減，如不采取有效的振動抑制措施，會導(dǎo)致有效載荷難以正常工作，使空間觀測任務(wù)無法完成。如美國初期的哈勃望遠(yuǎn)鏡(HST)，由于沒有對冷熱交變環(huán)境引起的柔性帆板振動進(jìn)行處理，導(dǎo)致成像質(zhì)量很差，后經(jīng)兩次維修，才使得哈勃望遠(yuǎn)鏡成為了太空望遠(yuǎn)鏡的典范。近些年很多學(xué)者圍繞大型復(fù)雜航天器的快速姿態(tài)機(jī)動快速穩(wěn)定控制問題進(jìn)行了深入研究。如通過智能材料采用分布式進(jìn)行柔性結(jié)構(gòu)的振動控制。Gopinath等研究了表面粘貼式和內(nèi)部嵌入式兩種壓電元件聯(lián)合使用的振動抑制效果(Gopinath T, RajaS，Tadashige 1.Finite element formulation of laminated plate with flexiblepiezoelectric actuators and vibration control analysis[C]，Proceedings of theSPIE-The International Society for Optical Engineering, San Diego，CA，USA，2011);Orszulik等研究了正位置反饋算法與比例微分控制器相結(jié)合的振動抑制策略(Orszulik RR，Jinjun S.Vibration control using input shaping and adaptive positive positionfeedback[J].Journal of Guidance,Control, and Dynamics, 2011，34(4):1031-1044)；Mahmoodi等在一種改進(jìn)正位置反饋控制器的基礎(chǔ)上又設(shè)計出了一種具有自適應(yīng)能力的振動抑制控制器(Mahmoodi N Sj Ahmadian Mj Inman D J.Adaptive modified positiveposition feedback for active vibration control of structures[J].Journal ofIntelligent Material Systems and Structures，April2010.21 (6): 571-580)。除分布式振動控制方法以外，研究較多的還有集中式振動控制，如HST上使用6階雙凹陷濾波器與PID控制器串聯(lián)，并在SA3帆板根部安裝一種被動阻尼器(Anandakrishnan S Mj ConnorC Tj Lee S，et al.Hubble space telescope solar damper for improving controlsystem stability.Aerospace Conference Proceedings，2000IEEE，4:261-276) ;Wie 等提出了廣義結(jié)構(gòu)濾波器結(jié)構(gòu)，并對結(jié)構(gòu)濾波器的可用性進(jìn)行了 COFS-1 (Control of flexiblestructures mast flight system)實驗，不僅驗證了共位配置下的最小相位結(jié)構(gòu)濾波器的有效性，還驗證了非共位配置下的非最小相位結(jié)構(gòu)濾波器的有效性(Wie，B.Experimentaldemonstration of a classical approach for flexible structure control[J].Journalof Guidance, Control, and Dynamics, 1992，15(6): 1327-1333)。另一種集中振動控制的方式是通過使用輸入成形實現(xiàn)。輸入成形思想的雛形被認(rèn)為是Smith提出的Posicast控制。Singer 和 Seering 將這一思想得到升華(Singer N C，Seering W P.Preshapingcommand inputs to reduce system vibration[J].Transactions of the ASME.Journalof Dynamic Systems, Measurement and Control.1990，112 (I): 76-82.)。在實際應(yīng)用中，輸入成形作為開環(huán)控制器，或者作為反饋控制系統(tǒng)的前置濾波器，與控制律的聯(lián)合設(shè)計可提高系統(tǒng)的響應(yīng)特性。對于分布式振動控制而言，由于需要在大型撓性附件上布置智能元件，造成了工程實現(xiàn)性較差。對于集中式振動控制而言，也因為需要完全已知航天器系統(tǒng)的模態(tài)信息才能進(jìn)行有效振動抑制。因此綜合而言，這些振動控制技術(shù)都還存在著一些弊端:如在進(jìn)行振動抑制時并沒有能夠很好的結(jié)合航天器的運動特性，也沒有將航天器姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)的輸出能力及響應(yīng)能力得到合理利用和規(guī)劃。這將會給這些振動控制技術(shù)在工程實施上帶來困難，造成航天器姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出不了所期望的力矩，導(dǎo)致無法對振動進(jìn)行抑制，甚至還會出現(xiàn)對振動放大的反效果。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是為了解決現(xiàn)有傳統(tǒng)姿態(tài)機(jī)動控制中面臨的快速性和穩(wěn)定性很難折衷的問題，提供一種航天器的快速姿態(tài)機(jī)動快速穩(wěn)定聯(lián)合控制方法，通過結(jié)合軌跡規(guī)劃技術(shù)和輸入成形技術(shù)的優(yōu)勢，使得航天器既能保證航天器快速機(jī)動快速穩(wěn)定的能力，又能夠避免姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)的飽和限制問題。本發(fā)明的目的 是通過下述技術(shù)方案實現(xiàn)的:本發(fā)明公開的一種航天器的快速姿態(tài)機(jī)動快速穩(wěn)定聯(lián)合控制方法，具體步驟如下:步驟一:根據(jù)歐拉旋轉(zhuǎn)定理，剛體的姿態(tài)從給定方位到任一其它方位的改變可通過繞歐拉特征軸的旋轉(zhuǎn)而成，其間經(jīng)歷的角行程是最短的，歐拉特征軸在剛體旋轉(zhuǎn)過程中是固聯(lián)于剛體的，相對慣性空間也是不動的。因此，為了實現(xiàn)航天器的快速機(jī)動快速穩(wěn)定控制，讓航天器按照歐拉特征軸-角方式，沿最短路徑進(jìn)行機(jī)動。這就需要首先規(guī)劃出繞特征軸的機(jī)動路徑，再對其進(jìn)行跟蹤控制。本步驟則是對航天器從一個姿態(tài)轉(zhuǎn)變到另一個姿態(tài)進(jìn)行了特征軸的計算及旋轉(zhuǎn)角度的確定。具體如下:首先定義航天器相對參考坐標(biāo)系的姿態(tài)四元數(shù)為Q = /o +(I = COS ^ + sin η(I)
2 2其中，qo是四元數(shù)中的標(biāo)量參數(shù)，q是四元數(shù)中的矢量參數(shù)，而四元數(shù)矢量部分的η就代表了歐拉旋轉(zhuǎn)軸的方向，標(biāo)量部分的σ就代表了繞歐拉軸的旋轉(zhuǎn)角度。因而通過初末姿態(tài)的四元數(shù)來計算特征軸和旋轉(zhuǎn)角度。設(shè)航天器的初始姿態(tài)四元數(shù)為Q1=^q1,目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)為Qt=qtQ+qt，其中Q1。和Qto分別是初始姿態(tài)四元數(shù)和目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)中的標(biāo)量參數(shù)，Q1和qt分別是初始姿態(tài)四元數(shù)和目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)中的矢量參數(shù)。航天器姿態(tài)機(jī)動的特征主軸四元數(shù)Q6可表達(dá)為Qe=Qr1Qt= (Qi0-Qi) (Qto+Qt) =Qeo+Qe ⑵根據(jù)公式(2)得到沿特征軸旋轉(zhuǎn)的角度表達(dá)式為σ =2arccos (qe0) (3)
同樣根據(jù)公式⑵得到特征軸表達(dá)式為
權(quán)利要求
1.一種航天器的快速姿態(tài)機(jī)動快速穩(wěn)定聯(lián)合控制方法，其特征在于:具體步驟如下:步驟一:根據(jù)歐拉旋轉(zhuǎn)定理，剛體的姿態(tài)從給定方位到任一其它方位的改變可通過繞歐拉特征軸的旋轉(zhuǎn)而成，其間經(jīng)歷的角行程是最短的，歐拉特征軸在剛體旋轉(zhuǎn)過程中是固聯(lián)于剛體的，相對慣性空間也是不動的。因此，為了實現(xiàn)航天器的快速機(jī)動快速穩(wěn)定控制，讓航天器按照歐拉特征軸-角方式，沿最短路徑進(jìn)行機(jī)動。這就需要首先規(guī)劃出繞特征軸的機(jī)動路徑，再對其進(jìn)行跟蹤控制。本步驟則是對航天器從一個姿態(tài)轉(zhuǎn)變到另一個姿態(tài)進(jìn)行了特征軸的計算及旋轉(zhuǎn)角度的確定。具體如下: 首先定義航天器相對參考坐標(biāo)系的姿態(tài)四元數(shù)為
全文摘要
本發(fā)明涉及一種航天器的快速姿態(tài)機(jī)動快速穩(wěn)定聯(lián)合控制方法，屬于航天器姿態(tài)控制和振動控制領(lǐng)域。(1)吸取航天器姿態(tài)機(jī)動軌跡規(guī)劃技術(shù)和輸入成形技術(shù)的優(yōu)勢，發(fā)明一種航天器快速姿態(tài)機(jī)動快速穩(wěn)定聯(lián)合控制方法，能夠使得航天器在任務(wù)要求時間內(nèi)完成機(jī)動，并且機(jī)動后能夠保證航天器姿態(tài)快速穩(wěn)定到指標(biāo)要求值以內(nèi)；(2)本發(fā)明還綜合考慮了航天器姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)的力矩輸出能力和航天器的最大角速度機(jī)動能力，使航天器姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)的輸出力矩能夠易于實現(xiàn)。
文檔編號G05D1/08GK103235597SQ20131012055
公開日2013年8月7日 申請日期2013年4月9日 優(yōu)先權(quán)日2013年4月9日
發(fā)明者張堯, 張景瑞, 何慧東, 翟光, 許濤 申請人:北京理工大學(xué)