CN105372993B - 一种针对挠性卫星姿态机动的振动抑制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种针对挠性卫星姿态机动的振动抑制方法，对于带挠性附件的大惯量卫星，首先建立星体的刚挠耦合动力学模型，由辨识算法得到整星前两阶模态频率与相应阻尼比；然后根据每阶模态频率与阻尼比设计双脉冲的零振动输入成形器，将输入成形器模型作为控制对象的一部分，卫星高阶模态为不确定性项，选择合适的加权函数设计出相应的鲁棒控制器。本发明能够提高卫星机动过程中的速度稳定度，减小卫星机动到位后的挠性振动，快速达到指向精度要求，改善控制系统性能。

Description

一种针对挠性卫星姿态机动的振动抑制方法

技术领域

本发明涉及带挠性附件卫星的姿态控制技术，尤其是卫星姿态机动过程中，输入成形与鲁棒控制结合的挠性附件振动抑制算法。

背景技术

为了增加对地遥感卫星侦测范围，及时观测指定区域以及匀速扫描成像，对卫星的机动能力提出了一定的要求。对于国内在轨运行卫星，各种附件挠性较小，姿态机动控制算法设计时通常使用频带隔离方法，压低控制系统带宽实现振动抑制效果。

随着载荷需求的提高，卫星构型越来越复杂，载荷与太阳电池阵尺寸不断增大，仅用频带隔离方法设计控制系统使得控制带宽很低，系统响应速度慢且会放大低频扰动力矩。

输入成形是在二阶系统基础上提出的振动抑制算法，主要用于开环系统或置于闭环系统外，直接对输入指令成形，在卫星姿态控制中类似于对路径的再规划。这种方法并没有改变控制系统性能，只是通过路径柔化达到振动抑制效果。路径柔化方法在系统模型准确且无闭环内非线性等的影响下效果明显，对闭环内非线性等因素引起的振动没有效果。

目前国内在轨卫星控制律均未采用鲁棒控制算法，在带大尺寸挠性附件复杂结构卫星的控制上，传统比例-积分-微分控制方法在设计过程中未考虑挠性模型与模型不确定性，控制过程中易激起挠性振动。

考虑到卫星大尺寸、大挠性的发展趋势，需要在控制系统设计过程中引入振动抑制算法。对于低阶模态使用辨识加输入成型抑制其振动，高阶模态当作不确定性设计鲁棒控制器。

发明内容

本发明的目的在于提供提供一种针对挠性卫星姿态机动的振动抑制方法，能够提高卫星机动过程中的速度稳定度，减小卫星机动到位后的挠性振动，快速达到指向精度要求，改善控制系统性能。

本发明的目的通过以下技术方案来实现：一种针对挠性卫星姿态机动的振动抑制方法，包括如下步骤：

步骤一、建立挠性附件卫星动力学模型，加入脉冲激励得到角速度振动数据，由辨识算法给出整星非约束条件下前两阶模态频率与阻尼比，卫星实际运行状态下可由遥测数据辨识整星的挠性参数；

步骤二、根据整星非约束条件下前两阶模态频率与阻尼比设计相应的双脉冲零振动输入成形器，两成形器串联使用，抑制机动过程中前两阶模态振动；

步骤三、对输入成形器中的时滞环节进行二阶线性化，进而得到输入成形器的线性化形式；

步骤四、卫星动力学模型的剩余高阶模态部分考虑为非结构不确定性，将线性化的输入成形器作为被控对象的一部分，建立卫星的不确定性模型；

步骤五、根据系统的性能指标选择合适的加权函数，把系统整理成H_∞标准问题形式，得到名义系统；

步骤六、计算得到鲁棒控制器，并根据数学仿真效果调节加权函数，直至得到合适的控制器。

其中，所述步骤二中通过以下公式计算两个双脉冲的零振动成形器参数：

式中，A₁为输入成形器第一个脉冲强度，为保证快速性，作用于0时刻；

A₂为输入成形器第二个脉冲强度；

t为输入成形器第二个脉冲作用时刻；

一个双脉冲成形器形式为

y(k)＝A₁u(k)+A₂u(k-t/T)；

其中：T为计算步长；

u(k)为当前输入信号；

u(k-t/T)为t时刻前的输入信号。

其中，所述线性化输入成形器的形式为

与现有技术相比，本发明具有以下优点：

通过输入成形与鲁棒控制算法的结合，解决挠性附件卫星在姿态机动过程中的挠性振动抑制问题，使得卫星机动到位后快速稳定，在匀速扫描成像时也可快速稳定角速度，提高成像分辨率。

附图说明

图1为本发明实施例一种针对挠性卫星姿态机动的振动抑制方法的流程图。

图2为本发明实施例中双脉冲零振动输入成形器算法流程框图。

图3为本发明实施例中两个成形器的串联实现框图；

图4为本发明实施例中整个卫星姿态控制系统的机构框图；

图5为本发明实施例中含加权函数的不确定性系统的闭环结构框图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1所示，本发明实施例提供了一种针对挠性卫星姿态机动的振动抑制方法，对于带挠性附件的大惯量卫星，首先建立星体的刚挠耦合动力学模型，由辨识算法得到整星前两阶模态频率与相应阻尼比；然后根据每阶模态频率与阻尼比设计双脉冲的零振动输入成形器，将输入成形器模型作为控制对象的一部分，卫星高阶模态为不确定性项，选择合适的加权函数设计出相应的鲁棒控制器。

具体实施方式如下：

步骤一、建立挠性附件卫星动力学模型，加入脉冲激励得到角速度振动数据，由辨识算法给出整星非约束条件下前两阶模态频率与阻尼比，卫星实际运行状态下可由遥测数据辨识整星的挠性参数；具体的：

S11、根据前两阶模态频率与阻尼比，分别由下式计算出两个双脉冲的零振动成形器参数。

其中：A₁为输入成形器第一个脉冲强度，为保证快速性，作用于0时刻；

A₂为输入成形器第二个脉冲强度；

t为输入成形器第二个脉冲作用时刻。

由于成形器置于闭环内，不同于成形器置于闭环外的路径规划，

这里成形信号需要实时计算，一个双脉冲成形器形式为

y(k)＝A₁u(k)+A₂u(k-t/T)

其中：T为计算步长；

u(k)为当前输入信号；

u(k-t/T)为t时刻前的输入信号。

从上式中可看出，经输入成形器得到的信号不仅与当前时刻输入有关，还与t/T节拍前输入有关，为保证下一步计算，每步计算都要需要存储t/T+1个节拍的输入数据。

步骤二、根据整星非约束条件下前两阶模态频率与阻尼比设计相应的双脉冲零振动输入成形器，两成形器串联使用(如图3所示)，抑制机动过程中前两阶模态振动；

步骤二、取输入成形器中时滞环节二阶近似形式，得到线性化输入成形器的形式为

从上式可看出，所得输入成形器线性化形式与两个陷阱滤波器的串联形式相同。图4为整个卫星姿态控制系统的流程框图，在成形器前加入饱和环节可保证成型后给执行机构的指令力矩不会超过输出能力，避免指令力矩饱和处力矩突变引起挠性振动。

步骤四、考虑到非线性系统不便于控制器的设计，将步骤三得到的输入成形器线性化形式作为被控对象的一部分；将高阶模态部分作为不确定项处理，建立系统相应的不确定性模型。

步骤五、根据系统性能要求选择合适的加权函数，图5中分别对控制输入与系统输出量加权。对控制输入加权是为了限制输入量，使执行机构输出量在其能力范围内；对系统输出加权是为了满足系统性能指标。结合第4步的不确定模型，将控制系统结构整理成H_∞标准问题。

步骤六、由步骤四与步骤五构建的模型可求出满足性能指标的鲁棒控制器，系统的鲁棒稳定性可由奇异值分析结果得到，反复调节加权函数得到性能较好的控制器。求解出的控制器为连续形式

y＝Cx+Du

将其离散化可得控制器形式为

y(k)＝Cx(k)+Du(k)

x(k+1)＝Ax(x)+Bu(k)

其中：u(k)为当前时刻输入指令；

u(k+1)为下一时刻输入指令；

y(k)为当前时刻输出指令。

这里输入指令u为误差信号，即期望角度指令与星敏感器所测实际转角的差。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (3)

1.一种针对挠性卫星姿态机动的振动抑制方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一、建立挠性附件卫星动力学模型，加入脉冲激励得到角速度振动数据，由辨识算法给出整星非约束条件下前两阶模态频率与阻尼比，卫星实际运行状态下由遥测数据辨识整星的挠性参数；

步骤二、根据整星非约束条件下前两阶模态频率与阻尼比设计相应的双脉冲零振动输入成形器，两双脉冲零振动输入成形器串联使用，抑制机动过程中前两阶模态振动；

步骤三、对双脉冲零振动输入成形器中的时滞环节进行二阶线性化，进而得到线性化双脉冲零振动输入成形器；

步骤四、卫星动力学模型的剩余高阶模态部分考虑为非结构不确定性，将线性化双脉冲零振动输入成形器作为被控对象的一部分，建立卫星的不确定性模型；

步骤五、根据系统的性能指标选择加权函数，把系统整理成H_∞标准问题形式，得到名义系统；

步骤六、计算得到鲁棒控制器，并根据数学仿真效果调节加权函数，直至得到合适的控制器。

2.根据权利要求1所述的一种针对挠性卫星姿态机动的振动抑制方法，其特征在于，所述步骤二中通过以下公式计算两个双脉冲零振动输入成形器：

式中，A₁为双脉冲零振动输入成形器第一个脉冲强度，为保证快速性，作用于0时刻；A₂为双脉冲零振动输入成形器第二个脉冲强度；t为双脉冲零振动输入成形器第二个脉冲作用时刻；

一个双脉冲零振动输入成形器形式为

y(k)＝A₁u(k)+A₂u(k-t/T)；

其中：T为计算步长；

u(k)为当前输入信号；

u(k-t/T)为t时刻前的输入信号。

3.根据权利要求1所述的一种针对挠性卫星姿态机动的振动抑制方法，其特征在于，所述线性化双脉冲零振动输入成形器的形式为