CN107783420A - 一种星载运动天线扰动抑制方法 - Google Patents

一种星载运动天线扰动抑制方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种高精度星载运动天线扰动抑制方法，属于星载运动附件扰动抑制技术领域。该方法能够抑制天线运动对卫星姿态的扰动影响，该方法主要是针对卫星上所带有的双轴运动天线。本发明采用运动平滑方法和动量矩定理计算运动天线的扰动力矩，从而对星体引入前馈补偿力矩抑制天线的扰动影响。相比传统不含前馈力矩补偿的直接驱动方法，采用本发明的方法可有效抑制天线运动的冲击影响，提高卫星姿态稳定度水平。

Description

一种星载运动天线扰动抑制方法
技术领域
本发明涉及一种高精度星载运动天线扰动抑制方法，属于星载运动附件扰动抑制技术领域。该方法能够抑制天线运动对卫星姿态的扰动影响，该方法主要是针对卫星上所带有的双轴运动天线。本发明采用运动平滑方法和动量矩定理计算运动天线的扰动力矩，从而对星体引入前馈补偿力矩抑制天线的扰动影响。相比传统不含前馈力矩补偿的直接驱动方法，采用本发明的方法可有效抑制天线运动的冲击影响，提高卫星姿态稳定度水平。
背景技术
当前，高分辨率遥感卫星通常安装有对地数传天线、数据中继天线等高增益运动天线，通过对地面站或中继星的指向跟踪实现星上遥感数据的快速下传。然而，天线对通信目标的指向运动将对卫星姿态稳定度产生重要影响，多颗遥感卫星的遥测数据统计表明，当天线进行指向运动时，其影响可令星体姿态抖动(与天线和整星质量特性等因素相关)。可见，天线运动对整星姿态具有非常显著的影响，会导致光学的遥感图像模糊扭曲。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种星载运动天线扰动抑制方法，该方法能够抑制运动天线对卫星姿态的扰动影响，提高卫星在轨姿态稳定度水平，该方法通过对天线指向运动进行规划，并引入天线扰动的前馈补偿力矩，可以大幅降低运动附件的冲击扰动影响，对于提高卫星姿态稳定度水平具有非常大意义的。
本发明的技术解决方案是：
一种星载运动天线扰动抑制方法，该方法的步骤包括：
(1)当天线进行指向运动时，通过路径规划使天线的运动过程保持平滑，路径规划的过程为：
设天线控制周期为Δt，天线最大允许角加速度为aLmt，最大允许角速度为ωLmt。以双轴天线的天线X轴驱动为例(Y轴的平滑方法与X轴平滑方法相同)，假设在当前时刻的期望转角为αr(t)，规划后的指令转角为αf(t)，指令转速为ωf(t)，初始时刻规划后的指令转角αf(0)＝0，指令转速ωf(0)＝0；
则天线运动可按照如下流程进行规划，得到下一时刻天线规划后的指令转角αf(t+Δt)和指令转速为ωf(t+Δt)：
(i)假设下一时刻天线期望转角为αr(t+Δt)；
(ii)计算天线的期望转速ωr(t+Δt)和转角偏差e
(iii)计算天线的控制参数
k＝k0+k1exp(-k2|e|) (2)
其中，k0、k1、k2为设计参数，确保转角偏差e较大时控制量ke不至于过大，而转角偏差e较小时控制量ke保持足够大，加快目标捕获速度；
转角偏差e较大时控制量ke不至于过大，而转角偏差e较小时控制量ke保持足够大，加快目标捕获速度的具体含义是：使天线的临时角速度ωtmp小于等于天线的最大允许角速度ωLmt，且使ωtmp接近ωLmt；
(iv)计算天线的临时角速度ωtmp及角加速度atmp
(v)限幅
若|atmp|>aLmt，则
若|ωtmp|>ωLmt，则
(vi)得到规划后的指令转速ωf(t+Δt)和指令转角αf(t+Δt)：
(2)根据步骤(1)得到的规划后的指令转速ωf(t+Δt)和指令转角αf(t+Δt)计算天线运动时产生的角动量Ha＝Ha1+Ha2；
当天线处于零位状态时，天线的第一个关节的旋转方向与卫星本体坐标系的X轴一致，天线的第二个关节的旋转方向与卫星本体坐标系的Y轴一致，定义天线的第一个关节的转角为α，天线的第二个关节的转角为β；
则设天线与X轴固定连接的部分为A1部分，连接点为O1，天线与Y轴固定连接的部分为A2部分，连接点为O2，双轴天线的A1部分绕X轴转动，ω1为A1部分的角速度矢量在O1X1Y1Z1坐标系(以O1为原点的直角坐标系)的投影；天线A2部分绕Y轴转动，ω2为A2部分的角速度矢量在O2X2Y2Z2坐标系(以O2为原点的直角坐标系)的投影，ω为卫星本体的角速度矢量在本体坐标系OXYZ(原点在卫星质心O的直角坐标系)下的投影，J为卫星本体相对卫星质心O的转动惯量；则含双轴天线的卫星姿态动力学模型如图2所示：
假设天线的质量与卫星本体的质量的比值小于1：100，假设天线的惯量与卫星本体的惯量的比值小于1：100，天线运动对卫星质心位置的影响可以忽略不计，则利用矢量力学方法可求得双轴天线中A1部分和A2部分在本体坐标系OXYZ(原点在卫星质心的直角坐标系)下的角动量，A1部分在本体坐标系下的角动量为Ha1，A2部分在本体坐标系下的角动量为Ha2：
式中，m1为天线A1部分的质量，b为天线O1点在本体坐标系下的位置，Cba1＝Cba1(α)为O1X1Y1Z1坐标系到本体坐标系OXYZ的转换矩阵；c1为天线A1部分相对于O1的一阶质量矩，J1为天线A1部分相对O1的转动惯量；
m2为天线A2部分的质量，b1为天线O2点在O1X1Y1Z1坐标系下的位置；
Cba2为从O2X2Y2Z2坐标系到本体坐标系OXYZ的转换矩阵，Cba2＝Cba1(α)Ca1a2(β)，Ca1a2＝Ca1a2(β)为A2坐标系O2X2Y2Z2到A1坐标系O1X1Y1Z1的转换矩阵；
c2为A2部分相对于O2的一阶质量矩；J2为A2部分相对O2的转动惯量；
(3)根据步骤(2)得到的天线运动时产生的角动量Ha进行差分计算前馈力矩，对天线产生的扰动进行补偿；
在一个控制周期内(一个控制周期为Δt)，将天线规划后的两轴转角αf、βf和两轴转速ω1f、ω2f代入公式(7)中，即α＝αf、β＝βf、ω1＝ω1f、ω2＝ω2f；
计算出天线运动角动量变化量ΔHa：
ΔHa＝Ha(t+Δt)-Ha(t) (8)
其中，Ha(t)是天线在时刻t相对于星体质心的角动量，对于双轴天线有
Ha(t)＝Ha1(t)+Ha2(t) (9)
Ha(t+Δt)是天线在时刻t+Δt即下一周期相对于星体质心的角动量，对于双轴天线有
Ha(t+Δt)＝Ha1(t+Δt)+Ha2(t+Δt)
式中Ha1(t)、Ha2(t)分别表示在t时刻天线A1、A2两部分的相对于星体的角动量，根据角动量定律，由天线角动量的变化率计算出卫星的控制系统对天线运动的补偿力矩TAntCmp，即
(4)将步骤(3)计算得到的补偿力矩对卫星的控制量进行补偿，抑制天线对卫星的扰动的影响，在进行补偿时应满足如下公式
其中，Tc为反馈控制器输出的三轴姿控力矩；TAntCmp为天线前馈补偿力矩，作用是抑制天线运动引起的姿态扰动。
有益效果
(1)本发明的方法是针对目前基于步进电机开环驱动方式的天线运动冲击扰动所设计的力矩补偿技术，无须改造系统驱动方式，以较低的代价获得极佳的扰动抑制效果。
(2)本发明的方法采用天线角动量差分的直观方式计算天线扰动的补偿力矩，避免了通过对天线驱动系统进行复杂的机电耦合动力学建模来估计天线驱动对星体的扰动力矩，且角动量差分具有更广泛的物理意义，其概念清晰，原理简单，易于计算机实现。
(3)本发明的方法根据天线结构安装、质量特性和运动参数即可由角动量定理直接计算天线运动的补偿力矩，不存在收敛过程，实时性好，理论上可以完全抑制天线的扰动影响。
(4)本发明涉及一种高精度星载运动天线扰动抑制方法，属于星载运动附件扰动抑制技术领域。该方法能够抑制天线运动对卫星姿态的扰动影响，该方法主要是针对卫星上所带有的双轴运动天线。本发明采用运动平滑方法和动量矩定理计算运动天线的扰动力矩，从而对星体引入前馈补偿力矩抑制天线的扰动影响。相比传统不含前馈力矩补偿的直接驱动方法，采用本发明的方法可有效抑制天线运动的冲击影响，提高卫星姿态稳定度水平。
附图说明
图1为含双轴天线的卫星姿态动力学模型；
图2为天线的运动路径规划结果图；
图3为未采用天线的路径规划和力矩补偿时气浮台的控制效果图；
图4为采用天线的路径规划和力矩补偿时气浮台的控制效果。
具体实施方式
一种高精度星载运动天线扰动抑制方法，该方法的步骤包括：
(1)天线驱动平滑
设天线控制周期为Δt，天线最大允许角加速度为aLmt，最大允许角速度为ωLmt。以双轴天线的天线X轴驱动为例，假设在当前控制周期的期望转角为αr(t)，平滑后的指令转角为αf(t)，指令转速为ωf(t)，则天线运动可按照如下流程进行规划：
(i)根据标准算法，由天线指向目标计算下一控制周期天线期望转角αr(t+Δt)；
(ii)计算期望转速ωr和转角偏差e
(iii)计算控制参数
k＝k0+k1exp(-k2|e|) (2)
其中，k0、k1、k2为设计参数，确保误差角较大时控制量不至于过大，而误差角较小时控制量保持足够大，加快目标捕获速度。
(iv)计算角速度及角加速度
(v)限幅
若|atmp|>aLmt，则
若|ωtmp|>ωLmt，则
(vi)计算平滑后的指令转速和指令转角输出
(2)天线扰动力矩计算
设双轴天线的A1部分绕X轴转动，ω1为A1部分的角速度矢量在O1X1Y1Z1坐标系的投影；天线A2部分绕Y轴转动，ω2为A2部分的角速度矢量在O2X2Y2Z2坐标系的投影，则含双轴天线的多刚体卫星姿态动力学模型如图2所示。
不妨假设附件质量/惯量相比中心体质量/惯量都很小，附件运动对系统质心位置的影响可以忽略不计，则利用矢量力学方法可求得上述多刚体系统中天线A1部分和A2部分在本体坐标系下的角动量，分别为：
式中，b为天线O1点在本体坐标系下的位置，b1为天线O2点在O1X1Y1Z1系下的位置；c1为天线A1部分相对于O1的一阶质量矩，c2为A2部分相对于O2的一阶质量矩；J1为天线A1部分相对O1的转动惯量，J2为A2部分相对O2的转动惯量；Cba1＝Cba1(α)为A1坐标系O1X1Y1Z1到本体坐标系OXYZ的转换矩阵；Ca1a2＝Ca1a2(β)为A2坐标系O2X2Y2Z2到A1坐标系O1X1Y1Z1的转换矩阵，则从A2坐标系到本体坐标系的转换矩阵Cba2(α,β)＝Cba1(α)Ca1a2(β)。
(3)前馈力矩补偿
在一个控制周期内，可由天线转角和转速计算出天线运动角动量变化量
ΔHa＝Ha(t+Δt)-Ha(t) (8)
其中，Ha(t)是天线在时刻t相对于星体质心的角动量。对于双轴天线有
Ha(t)＝Ha1(t)+Ha2(t) (9)
式中Ha1(t)、Ha2(t)分别表示天线A1、A2两部分的相对于星体的角动量，各部分的角动量与两轴转角α、β及其转速有关。根据天线角动量的变化率可计算出控制系统对天线运动的平均补偿量TAntCmp，抑制天线扰动的影响：
其中，Tc为反馈控制器输出的三轴姿控力矩；TAntCmp为天线前馈补偿力矩，其表达式为
其作用是抑制天线运动引起的姿态扰动。
一种星载运动天线扰动抑制方法，该方法的步骤包括：
(1)对天线的安装、结构、质量特性进行分析，获得天线在星体坐标系下的安装位置(b,b1)、质量分布(m1,m2,c1,c2,J1,J2)等参数；
(2)计算天线对目标的两轴转角，进而根据式(1)～式(6)对天线运动进行规划，获得天线运动的平滑转角和平滑转速；
(3)根据天线安装、结构、质量参数和运动参数，代入式(7)(8)(10)(11)，计算天线驱动所需的前馈补偿力矩。
(4)在星体姿态控制中引入前馈补偿力矩对天线运动扰动进行抑制。
下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明。
实施例
本发明具体方法如下：
(1)天线的安装、结构、质量特性进行分析
利用结构分析软件(如Ansys等)对天线的安装、结构、质量特性进行分析结果如下：
A1部分质量和结构分析结果如下：
表1天线A1部分质量参数表
A2部分质量和结构分析结果如下：
表2天线A2部分质量参数表
(2)天线运动平滑
取k0＝0.1，k1＝0.2，k2＝10，aLmt＝0.2°/s2，ωLmt＝2.5°/s，不考虑目标的相对运动，考虑αr(t)≡180°固定角偏差条件下的天线转角和转速规划结果如图2所示。
(3)天线扰动力矩计算
根据上述两步获得的天线安装、结构、质量参数和运动参数，天线控制周期为0.5s，代入式(7)(8)(9)，假设星体具有较高的稳定度(ω≤0.0005°/s)，此时本体姿态运动忽略不计，进而计算天线驱动所需的前馈补偿力矩。
(4)前馈力矩补偿
将所获得的扰动力矩加入星体姿态控制器，使用公式(10)对卫星进行补偿，即可抑制天线扰动影响。
根据本发明提出的方法，基于单轴气浮台和双轴天线构建试验系统，对扰动抑制方法正确性和有效性进行了验证。试验表明，采用本发明提出的天线扰动抑制方法并考虑控制时延，相比不采用平滑驱动和扰动补偿的直接驱动方式，天线对台体的扰动影响显著降低了65％以上，如图3和图4所示。
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 (6)

1.一种星载运动天线扰动抑制方法，其特征在于该方法的步骤包括：
(1)当天线进行指向运动时，通过路径规划得到规划后的天线的指令转速ωf(t+Δt)和天线的指令转角αf(t+Δt)；
(2)根据步骤(1)得到的规划后的天线的指令转速ωf(t+Δt)和天线的指令转角αf(t+Δt)计算天线运动时产生的角动量Ha＝Ha1+Ha2；
(3)根据步骤(2)得到的天线运动时产生的角动量Ha进行差分计算前馈力矩，并根据得到的前馈力矩对天线产生的扰动进行补偿；
(4)将步骤(3)计算得到的前馈力矩对卫星的控制量进行补偿。
2.根据权利要求1所述的一种星载运动天线扰动抑制方法，其特征在于：所述的步骤(1)中，路径规划的过程为：
设天线控制周期为Δt，天线最大允许角加速度为almt，最大允许角速度为ωlmt；假设在当前时刻的天线的期望转角为ar(t)，规划后的指令转角为af(t)，指令转速为ωf(t)，初始时刻规划后的指令转角af(0)＝0，指令转速ωf(0)＝0；
(i)假设下一时刻天线期望转角为αr(t+Δt)；
(ii)计算天线的期望转速ωr(t+Δt)和转角偏差e；
<mrow> <mfenced open = "{" close = ""> <mtable> <mtr> <mtd> <mrow> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mi>r</mi> </msub> <mrow> <mo>(</mo> <mi>t</mi> <mo>+</mo> <mi>&amp;Delta;</mi> <mi>t</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>=</mo> <mfrac> <mrow> <msub> <mi>&amp;alpha;</mi> <mi>r</mi> </msub> <mrow> <mo>(</mo> <mi>t</mi> <mo>+</mo> <mi>&amp;Delta;</mi> <mi>t</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>-</mo> <msub> <mi>&amp;alpha;</mi> <mi>r</mi> </msub> <mrow> <mo>(</mo> <mi>t</mi> <mo>)</mo> </mrow> </mrow> <mrow> <mi>&amp;Delta;</mi> <mi>t</mi> </mrow> </mfrac> </mrow> </mtd> </mtr> <mtr> <mtd> <mrow> <mi>e</mi> <mo>=</mo> <msub> <mi>&amp;alpha;</mi> <mi>r</mi> </msub> <mrow> <mo>(</mo> <mi>t</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>-</mo> <msub> <mi>&amp;alpha;</mi> <mi>f</mi> </msub> <mrow> <mo>(</mo> <mi>t</mi> <mo>)</mo> </mrow> </mrow> </mtd> </mtr> </mtable> </mfenced> <mo>-</mo> <mo>-</mo> <mo>-</mo> <mrow> <mo>(</mo> <mn>1</mn> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>
(iii)计算天线的控制参数k；
k＝k0+k1exp(-k2|e|) (2)
其中，k0,k1,k2为设计参数；
(iv)计算天线的临时角速度ωtmp及角加速度atmp
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(v)限幅
若|atmp|>almt，则
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若|ωtmp|>ωlmt，则
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(vi)得到规划后的天线的指令转速ωf(t+Δt)和天线的指令转角αf(t+Δt)：
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3.根据权利要求2所述的一种星载运动天线扰动抑制方法，其特征在于：所述的参数k0,k1,k2进行设计时，使天线的临时角速度ωtmp小于等于天线的最大允许角速度ωlmt，且使ωtmp接近ωlmt。
4.根据权利要求1所述的一种星载运动天线扰动抑制方法，其特征在于：所述的步骤(2)中，计算天线运动时产生的角动量Ha＝Ha1+Ha2的方法为：
当天线处于零位状态时，天线的第一个关节的旋转方向与卫星本体坐标系的X轴一致，天线的第二个关节的旋转方向与卫星本体坐标系的Y轴一致，定义天线的第一个关节的转角为α，天线的第二个关节的转角为β；
则设天线与X轴固定连接的部分为A1部分，连接点为O1，天线与Y轴固定连接的部分为A2部分，连接点为O2，双轴天线的A1部分绕X轴转动，ω1为A1部分的角速度矢量在O1X1Y1Z1坐标系的投影；天线A2部分绕Y轴转动，ω2为A2部分的角速度矢量在O2X2Y2Z2坐标系的投影，ω为卫星本体的角速度矢量在本体坐标系OXYZ下的投影，J为卫星本体相对卫星质心O的转动惯量；
A1部分在本体坐标系下的角动量Ha1和A2部分在本体坐标系下的角动量Ha2的计算公式如下：
<mrow> <mfenced open = "{" close = ""> <mtable> <mtr> <mtd> <mrow> <msub> <mi>H</mi> <mrow> <mi>a</mi> <mn>1</mn> </mrow> </msub> <mo>=</mo> <mrow> <mo>(</mo> <msub> <mi>m</mi> <mn>1</mn> </msub> <mover> <mi>b</mi> <mo>~</mo> </mover> <msup> <mover> <mi>b</mi> <mo>~</mo> </mover> <mi>T</mi> </msup> <mo>+</mo> <mover> <mi>b</mi> <mo>~</mo> </mover> <msub> <mi>C</mi> <mrow> <mi>b</mi> <mi>a</mi> <mn>1</mn> </mrow> </msub> <msubsup> <mover> <mi>c</mi> <mo>~</mo> </mover> <mn>1</mn> <mi>T</mi> </msubsup> <msubsup> <mi>C</mi> <mrow> <mi>b</mi> <mi>a</mi> <mn>1</mn> </mrow> <mi>T</mi> </msubsup> <mo>+</mo> <msub> <mi>C</mi> <mrow> <mi>b</mi> <mi>a</mi> <mn>1</mn> </mrow> </msub> <msub> <mover> <mi>c</mi> <mo>~</mo> </mover> <mn>1</mn> </msub> <msubsup> <mi>C</mi> <mrow> <mi>b</mi> <mi>a</mi> <mn>1</mn> </mrow> <mi>T</mi> </msubsup> <msup> <mover> <mi>b</mi> <mo>~</mo> </mover> <mi>T</mi> </msup> <mo>+</mo> <msub> <mi>C</mi> <mrow> <mi>b</mi> <mi>a</mi> <mn>1</mn> </mrow> </msub> <msub> 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式中，m1为天线A1部分的质量，b为天线O1点在本体坐标系下的位置，Cba1＝Cba1(α)为O1X1Y1Z1坐标系到本体坐标系OXYZ的转换矩阵；c1为天线A1部分相对于O1的一阶质量矩，J1为天线A1部分相对O1的转动惯量；
m2为天线A2部分的质量，b1为天线O2点在O1X1Y1Z1坐标系下的位置；
Cba2为从O2X2Y2Z2坐标系到本体坐标系OXYZ的转换矩阵，Cba2＝Cba1(α)×Ca1a2(β)，Ca1a2＝Ca1a2(β)为A2坐标系O2X2Y2Z2到A1坐标系O1X1Y1Z1的转换矩阵；
c2为A2部分相对于O2的一阶质量矩；J2为A2部分相对O2的转动惯量。
5.根据权利要求1所述的一种星载运动天线扰动抑制方法，其特征在于：所述的步骤(3)中，根据天线运动时产生的角动量Ha计算前馈力矩的方法为：
在一个控制周期Δt内，将天线规划后的两轴转角αf、βf和两轴转速ω1f、ω2f代入公式(7)中，计算出天线运动角动量变化量ΔHa：
ΔHa＝Ha(t+Δt)-Ha(t) (8)
其中，Ha(t)是天线在时刻t相对于星体质心的角动量，对于双轴天线有
Ha(t)＝Ha1(t)+Ha2(t) (9)
Ha(t+Δt)是天线在时刻t+Δt相对于星体质心的角动量，对于双轴天线有
Ha(t+Δt)＝Ha1(t+Δt)+Ha2(t+Δt)
式中Ha1(t)、Ha2(t)分别表示在t时刻天线A1、A2两部分的相对于星体的角动量；
天线角动量的变化率为则计算出前馈力矩
6.根据权利要求1所述的一种星载运动天线扰动抑制方法，其特征在于：所述的步骤(4)中，根据得到的前馈力矩对卫星的控制量进行补偿时满足如下公式
<mrow> <mi>J</mi> <mover> <mi>&amp;omega;</mi> <mo>&amp;CenterDot;</mo> </mover> <mo>+</mo> <msub> <mover> <mi>H</mi> <mo>&amp;CenterDot;</mo> </mover> <mi>a</mi> </msub> <mo>=</mo> <msub> <mi>T</mi> <mi>c</mi> </msub> <mo>+</mo> <msub> <mi>T</mi> <mrow> <mi>A</mi> <mi>n</mi> <mi>t</mi> <mi>C</mi> <mi>m</mi> <mi>p</mi> </mrow> </msub> <mo>-</mo> <mo>-</mo> <mo>-</mo> <mrow> <mo>(</mo> <mn>10</mn> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>
其中，Tc为反馈控制器输出的三轴姿控力矩。
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