CN102880049A - 一种基于帆板挠性形变测量的自适应振动控制方法 - Google Patents

Abstract

一种基于帆板挠性形变测量的自适应振动控制方法，(1)获取当前时刻帆板根部、帆板中间位置、帆板端部的形变位移；(2)获取当前时刻航天器的姿态角速度，以及期望的姿态角速度；(3)根据当前时刻的姿态信息计算姿态角速度偏差；(4)根据步骤(3)中计算得到的姿态角速度偏差以及步骤(1)中获取量确定航天器的自适应控制量；(5)根据比例控制量、微分控制量以及步骤(4)中确定的自适应控制量对航天器进行控制，在下一个时刻转步骤(1)循环执行，实现航天器基于帆板挠性形变测量的自适应振动控制。

Description

一种基于帆板挠性形变测量的自适应振动控制方法

技术领域

本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种基于帆板挠性形变测量的自适应振动控制方法。

背景技术

现代航天器通常带有大型太阳帆板等轻型结构的挠性附件。姿态大角度机动时挠性附件振动为姿态短时间稳定带来很大的难度。因此，快速机动过程对帆板的振动控制是必须解决的问题。另外，由于地面难以精确获知帆板模态，控制参数不可能完全提前设定。对于帆板挠性模态不确定的情况，通常做法是通过地面或者在轨辨识，得到帆板模态的估计值，再基于此估计值设计自适应控制算法。这种做法是将模态辨识与控制分离处理的。这种做法存在三方面的弊端，一是默认对这种复杂系统，自适应控制的分离定理是成立的。然而这还没有明确证明；二是，模态辨识算法复杂，尤其是高阶模态系统，极大占有卫星计算资源。三是，有限元建模虽然从计算上带来了一定的便利，但是牺牲了部分动力学特性，不能准确描述帆板在突变情况下的动力学过程。目前，国际上提出的基于智能材料的振动主动控制方法，需要在帆板上布置智能测量装置与控制装置，对航天器结构等提出了特殊要求。本发明所提控制技术是施加于航天器本体的，对航天器结构没有额外要求，具有应用的便利性和可行性。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种不依赖于帆板模态估计值的、调节参数少的基于帆板挠性形变测量的自适应控制方法。

本发明的技术解决方案是：一种基于帆板挠性形变测量的自适应振动控制方法，步骤如下：

(1)获取当前时刻kh帆板根部、帆板中间位置、帆板端部的形变位移，分别记为y(0，k)，

y(L，k)，其中k为正整数，L为帆板长度，h为控制步长；

(2)获取当前时刻kh航天器的姿态角速度

以及期望的姿态角速度

(3)根据当前时刻kh的姿态信息计算姿态角速度偏差 $\stackrel{.}{e}\left(k\right)={\stackrel{.}{X}}_d\left(k\right)-\stackrel{.}{X}\left(k\right);$

(4)根据步骤(3)中计算得到的

以及步骤(1)中获取的y(0，k)，

y(L，k)确定航天器的自适应控制量u_a(k)；

(5)根据比例控制量、微分控制量以及步骤(4)中确定的自适应控制量u_a(k)对航天器进行控制，令k＝k+1，转步骤(1)循环执行，实现航天器基于帆板挠性形变测量的自适应振动控制。

所述步骤(4)中的自适应控制量u_a(k)的确定步骤如下：

(4.1)计算当前时刻帆板形变位移的二次差分：

$y^{\′\′}\left(k\right)=y(L,k)-2y(\frac{L}{2},k)+y(0,k);$

(4.2)计算得到形变位移累积量：Y(L，k)＝Y(L，k-1)+y(L，k)；

(4.3)计算得到控制参数K_d＝hy(L，k)Y(L，k)；

(4.4)计算得到自适应控制量

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本项目提出的自适应控制方法将形变测量信息和形变差分信息引入控制闭环，实时辨识修正控制器参数，对帆板振动实现在轨自适应控制。本方法不依赖于帆板模态估计值，将帆板形变信息和形变差分信息引入控制闭环，这是以往帆板模态振动控制方法所没有采用的。另外，微分控制算法对高频信号有良好反映，适用于高阶系统的振动抑制。

(2)本发明将帆板形变测量引入控制闭环，通过帆板形变位移的二次差分拟合帆板的运动趋势，从而避免由于引入过量的控制而导致帆板在平衡位置附近的多次振动。

(3)本发明引入帆板形变位移的二次差分及帆板形变位移累积量，实时更新自适应控制参数，既考虑了帆板振动强度趋势，又顾及了帆板势能变化，不同于以往的基于帆板模态估计的振动主动控制方法，也避免了模态截断带来的信息缺失，实现了帆板挠性振动下航天器本体的高精度姿态控制。

附图说明

图1为本发明方法的流程框图。

图2为航天器姿态控制闭环示意图。

具体实施方式

对于带有大型挠性附件的复杂航天器，帆板挠性振动抑制是提高航天器本体控制精度的重要手段。本发明通过引入帆板形变位移的二次差分及帆板形变位移累积量，实时更新自适应控制参数，既考虑了帆板振动强度趋势，又顾及了帆板势能变化，不同于以往的基于帆板模态估计的振动主动控制方法，也避免了模态截断带来的信息缺失，实现了帆板挠性振动下航天器本体的高精度姿态控制。

如图1所示，为本发明方法的流程图。具体步骤如下：

(1)通过基于CCD光学成像敏感器的双目测量算法，获取当前时刻kh帆板根部、帆板中间位置、帆板端部的形变位移，分别记为y(0，k)，

y(L，k)，其中k为正整数，初始值为1；L代表帆板长度。

这里的基于CCD光学成像敏感器的双目测量算法可参考《空间控制技术与应用》第37卷第6期中《基于交会对接CCD光学成像敏感器的双目测量算法》一文。

控制步骤h目前一般采用定步长的方式，根据轨道高度不同，与星上计算单元的计算能力以及测量部件和执行部件的更新频率匹配。

例如目前对于高轨道航天器，通常选用较短控制步长；对于低轨道航天器，由于星上算法较复杂，星上计算单元运算能力有限，很难做到快速更新计算数据，控制步长相对较长。

(2)利用陀螺等惯性测量部件获取当前时刻kh航天器的姿态角速度

以及期望的姿态角速度

根据任务不同，期望的姿态角速度具有不同要求。对于高精度姿态控制任务，通常期望姿态角速度被控制到0度；而对于快速姿态机动任务，期望的姿态角速度通常是根据机动角度规划的一条光滑曲线，以使得航天器姿态角能够机动到要求的角度，例如国际通用的Bang-Bang机动路径(时间最优机动路径)。

(3)根据当前时刻kh的姿态信息计算姿态角速度偏差

(4)根据步骤(3)中计算得到的

以及步骤(1)中获取的y(0，k)，

y(L，k)确定航天器的自适应控制量u_a(k)；

自适应控制量u_a(k)的确定步骤如下：

(4.1)计算当前时刻帆板形变位移的二次差分：

$y^{\′\′}\left(k\right)=y(L,k)-2y(\frac{L}{2},k)+y(0,k);$

(4.2)计算得到形变位移累积量：Y(L，k)＝Y(L，k-1)+y(L，k)；Y(L，0)＝0；

(4.3)计算得到控制参数K_d＝hy(L，k)Y(L，k)；

(4.4)计算得到自适应控制量

(5)根据比例控制量、微分控制量以及步骤(4)中确定的自适应控制量u_a(k)对航天器进行控制，令k＝k+1，转步骤(1)循环执行。本发明将自适应控制量引入航天器本体姿态控制闭环如图2所示，通过施加于航天器本体的控制，实现对挠性附件振动的抑制控制，以获取较高的姿态控制精度。

这里的比例控制量即PID控制中的P控制，形式为u_p(k)＝K_pe(k)，其中K_p为比例常数，e(k)为姿态角偏差，e(k)＝X_d(k)-X(k)，其中X(k)为根据星敏感器等测量部件获取的当前时刻kh的姿态角信息，X_d(k)为当前时刻期望的姿态角。对于三轴稳定的高精度姿态控制，X_d(k)通常为0度；对于快速机动控制，期望的姿态角通常是与规划的姿态角速度匹配的一条光滑曲线。

微分控制量即PID控制中的D控制，形式为

其中K_d为微分常数。

根据确定的控制量，通过动量轮、控制力矩陀螺等执行部件产生所需控制力矩，施加于航天器，进行姿态控制。此过程为本领域技术人员的公知技术。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (2)

1.一种基于帆板挠性形变测量的自适应振动控制方法，其特征在于步骤如下：

(1)获取当前时刻kh帆板根部、帆板中间位置、帆板端部的形变位移，分别记为y(0，k)，

y(L，k)，其中k为正整数，L为帆板长度，h为控制步长；

(2)获取当前时刻kh航天器的姿态角速度

以及期望的姿态角速度

(3)根据当前时刻kh的姿态信息计算姿态角速度偏差 $\stackrel{.}{e}\left(k\right)={\stackrel{.}{X}}_d\left(k\right)-\stackrel{.}{X}\left(k\right);$

(4)根据步骤(3)中计算得到的

以及步骤(1)中获取的y(0，k)，

y(L，k)确定航天器的自适应控制量u_a(k)；

(5)根据比例控制量、微分控制量以及步骤(4)中确定的自适应控制量u_a(k)对航天器进行控制，令k＝k+1，转步骤(1)循环执行，实现航天器基于帆板挠性形变测量的自适应振动控制。

2.根据权利要求1所述的一种基于帆板挠性形变测量的自适应振动控制方法，其特征在于：所述步骤(4)中的自适应控制量u_a(k)的确定步骤如下：

(4.1)计算当前时刻帆板形变位移的二次差分：

$y^{\′\′}\left(k\right)=y(L,k)-2y(\frac{L}{2},k)+y(0,k);$

(4.2)计算得到形变位移累积量：Y(L，k)＝Y(L，k-1)+y(L，k)；

(4.3)计算得到控制参数K_d＝hy(L，k)Y(L，k)；

(4.4)计算得到自适应控制量

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