CN107992062B - 一种基于混合执行机构的空间高动态目标高精度姿态跟踪控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于混合执行机构的空间高动态目标高精度姿态跟踪控制方法，包括如下步骤：卫星的初始状态为执行常规观测任务，对混合执行机构进行配置，在目标卫星进入观测窗口后，卫星根据动态成像姿态调整策略进行姿态调整；利用基于递阶饱和操控律的机动方法进行快速机动，捕获目标卫星后，采用基于“反步法”的动态姿态跟踪控制方法进行姿态动态跟踪；通过混合执行机构零运动操控律实现由SGCMG和RW组成的混合执行机构的协同控制，从而实现卫星对目标卫星持续高精度跟踪和动态成像。本发明实现了卫星快速机动高精度姿态跟踪控制，并且通过混合执行机构零运动控制同时避免了RW饱和以及SGCMG的奇异问题。
Description
技术领域
本发明涉及卫星姿态控制技术领域，尤其是一种基于混合执行机构的空间高动态目标高精度姿态跟踪控制方法。
背景技术
随着空间活动日益频繁，在轨运行卫星数目急剧增加，针对失效卫星和空间碎片的监测等任务需求越来越迫切。此外，在轨运行卫星数量增加也带来了卫星碰撞等危险，例如2009年美国的铱33卫星与俄罗斯已经报废的Cosmos 2251卫星相撞，对在轨卫星的监测也成为热点。地面站观测为传统的监测方式，但我国地面站分布不广，并且天文望远镜口径大小影响地面站观测的分辨率。除此之外，还可以通过卫星从天基近距离对失效卫星、空间碎片等进行观测，这种观测方式极大地提高了分辨率，诸如预警卫星等动态跟踪高分辨率成像卫星应运而生。
典型的预警系统包括美国国防支援计划、天基红外系统和俄罗斯的“眼睛”系列预警卫星、“预报”系列预警卫星。针对空间高动态目标卫星跟踪成像，传统的“rest-to-rest”控制算法无法满足精度要求。
目前，国内外关于卫星目标跟踪快速机动已经有相关的研究。国防科学技术大学航天科学与工程学院的周伟敏设计了一种比例微分(PD)反馈控制和力矩前馈控制的复合控制算法，美国亚利桑那州立大学的Bong Wie设计了一种饱和反馈控制算法。但上述成果只适用于“rest-to-rest”模式的快速机动，无法完成连续动态跟踪的任务目标卫星。本发明提出基于“反步法”的动态姿态跟踪控制方法，解决卫星对目标卫星持续高精度跟踪和动态成像问题。
由于单一种类执行机构具有各自的局限性，如磁力矩器控制精度较低、推力器存在所需工质无法再生的问题、RW存在饱和问题、CMG有几何奇异问题，快速机动卫星通常采用混合执行机构，而基于CMG和RW的混合执行机构具有大力矩输出，控制精度高的特点。
北京航空航天大学宇航学院的王焕杰设计了一种最优轨迹的单框架控制力矩陀螺系统(SGCMGs)无奇异框架转速指令，该算法利用飞轮解决SGCMGs初始姿态偏差问题及外干扰不确定因素，但没有解决飞轮饱和问题，并且会产生SGCMG和飞轮频繁切换的问题，此外，该方法采用最优轨迹，不满足高动态实时性要求；哈尔滨工业大学卫星技术研究所的耿云海设计了一种SGCMG与飞轮联合作为执行机构的控制力矩分配算法，但飞轮的输出力矩不能和SGCMG匹配；美国谢里夫理工大学的Mohammad Amin Alandi Hallaj设计了一种使用电磁力和反作用轮的卫星控制系统，但卫星的快速机动性不如使用SGCMG和飞轮的卫星控制系统。本发明提出混合执行机构零运动操控律，能满足高动态实时性要求，可利用RW逃避CMG的奇异点，并且利用CMG对RW去饱和。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于，提供一种基于混合执行机构的空间高动态目标高精度姿态跟踪控制方法，能够利用控制力矩陀螺和飞轮使敏捷卫星对目标进行快速跟踪，并且解决控制力矩陀螺的奇异问题和飞轮的饱和问题。
为解决上述技术问题，本发明提供一种基于混合执行机构的空间高动态目标高精度姿态跟踪控制方法，包括如下步骤：
(1)卫星的初始状态为执行常规观测任务，对混合执行机构进行配置，在目标卫星进入观测窗口后，卫星根据动态成像姿态调整策略进行姿态调整；
(2)利用基于递阶饱和操控律的机动方法进行快速机动，捕获目标卫星后，采用基于“反步法”的动态姿态跟踪控制方法进行姿态动态跟踪；
(3)通过混合执行机构零运动操控律实现由单框架控制力矩陀螺(Single GimbalControl Moment Gyro)SGCMG和反作用飞轮(Reaction Wheel)RW组成的混合执行机构的协同控制，从而实现卫星对目标卫星持续高精度跟踪和动态成像。
优选的，步骤(1)中，对混合执行机构进行配置，具体为：包括SGCMG系统和RW系统；其中单框架控制力矩陀螺系统为具有较大角动量包络的正五棱锥构型，从而满足卫星大角度机动；SGCMG系统由第一SGCMG、第二SGCMG、第三SGCMG、第四SGCMG和第五SGCMG构成；飞轮系统为3-RW垂直构型，由第一RW、第二RW(2-2)和第三RW构成；第一RW的旋转轴垂直于第一SGCMG的方向轴，第二RW的旋转轴垂直于第二SGCMG的方向轴，第三RW的旋转轴垂直于第一RW和第二RW的旋转轴所构成的平面。
优选的，步骤(1)中，卫星根据动态成像姿态调整策略进行姿态调整，具体包括如下步骤：
(11)定义卫星在初始状态时执行常规观测任务；
(12)如果卫星发现目标卫星，进入跟踪窗口，则进入步骤(13)；
(13)进入姿态调整模式，根据目标卫星的位置计算卫星期望姿态；
(14)根据步骤(13)计算的期望姿态，用基于递阶饱和操控律的机动方法实现“rest-to-rest”姿态快速调整，调整结束进入步骤(15)；
(15)进入动态成像模式，利用基于“反步法”的动态姿态跟踪控制方法进行动态跟踪，对目标卫星进行监测，检测结束后，进入步骤(16)；
(16)进行姿态机动，重新执行常规成像任务。
优选的，步骤(2)中，采用基于“反步法”的动态姿态跟踪控制方法进行姿态动态跟踪，具体包括如下步骤：
(21)控制周期开始，初始化增益矩阵P：
其中qe＝[qe1 qe2 qe3]T为误差四元数的矢量部分，qe0为误差四元数的标量部分，E3为3×3的单位矩阵：
ωe＝ω-ωd
ω为角速度，ωd为期望角速度，ωe为角速度误差；
(22)根据误差四元数和期望角速度建立系统状态方程：
x1、x2和x3为系统状态变量，hact为混合执行机构的角动量，Tact为混合执行机构的力矩，I为卫星的转动惯量，ωd为期望角速度，
为ωd关于时间的导数；
(23)从最低阶次开始设计，设子系统
和
的输入z＝x3-α(x1,x2)，设第一个李雅普诺夫函数
并计算其导数，根据稳定条件获得参数α；
(24)设第二个李雅普诺夫函数
并计算其导数，得到关于
的等式，与状态联立，计算得到控制力矩uc；
κ和σ是正的标量，k1和k2为系数。
优选的，步骤(3)中，混合执行机构零运动操控律，具体为：
(31)控制周期开始，初始化加权矩阵W、常数系数ri(i＝1,2,3)和λm(m＝1,2)；其中加权矩阵W需要适当选择，ri和λm是需要适当选取的正参数，用于调整SGCMG的奇异值和RW的饱和值占混合执行机构动态性能的比例，且：
(32)根据公式计算SGCMG系统的奇异指数SCMG和RW的饱和指数SRW，并计算零运动强度ρ，其中J是SGCMG系统的雅克比矩阵，ΩRW是飞轮的角速度，其中公式为：
ρ＝200exp(-10SCMG)
[det(JJT)]max表示det(JJT)的最大值，ΩRW,max表示飞轮角速度的最大值；
(33)根据公式计算混合执行机构动态性能Sact，其中公式为：
(34)根据公式计算零运动矢量d，其中公式为：
其中，δ为SGCMG框架角大小的集合，Y为SGCMG框架角大小和RW角速度的集合：
(35)根据零运动操控律计算SGCMG的框架角速度和RW转子角加速度，其中零运动操控律为：
E7为7×7的单位矩阵，且：
A＝[J R]
IRW1、IRW2和IRW3分别为第一RW、第二RW和第三RW的转动惯量；
(36)混合执行机构工作；
(37)本步结束，进入下一个控制周期。
本发明的有益效果为：本发明突破了传统卫星“点到点”(rest-to-rest)的大角度机动控制模式，实现了卫星快速机动高精度姿态跟踪控制，并且通过混合执行机构零运动控制同时避免了RW饱和以及SGCMG的奇异问题。
附图说明
图1为本发明的控制方法流程示意图。
图2为本发明的混合执行机构配置示意图。
图3为本发明的动态成像姿态调整策略流程示意图。
图4为本发明的动态成像姿态调整策略示意图。
图5为本发明的基于“反步法”的动态姿态跟踪控制方法流程示意图。
图6为本发明的混合执行机构零运动操控律流程示意图。
具体实施方式
如图1所示，一种基于混合执行机构的空间高动态目标高精度姿态跟踪控制方法，包括混合执行机构配置、动态成像姿态调整策略、基于“反步法”的动态姿态跟踪控制方法和混合执行机构零运动操控律；卫星的初始状态为执行常规观测任务(例如对地目标观测)，在目标卫星进入观测窗口后，卫星根据动态成像姿态调整策略进行姿态调整，利用基于递阶饱和操控律的机动方法进行快速机动，捕获目标卫星后，采用基于“反步法”的动态姿态跟踪控制方法进行姿态动态跟踪，通过混合执行机构零运动操控律实现由SGCMG和RW组成的混合执行机构的协同控制，从而实现卫星对目标卫星持续高精度跟踪和动态成像。
如图2所示，混合执行机构配置包括SGCMG系统和RW系统；其中单框架控制力矩陀螺系统为具有较大角动量包络的正五棱锥构型，从而满足卫星大角度机动。SGCMG系统由第一SGCMG(1-1)、第二SGCMG(1-2)、第三SGCMG(1-3)、第四SGCMG(1-4)和第五SGCMG(1-5)构成；飞轮系统为3-RW垂直构型，由第一RW(2-1)、第二RW(2-2)和第三RW(2-3)构成。第一RW(2-1)的旋转轴垂直于第一SGCMG(1-1)的方向轴，第二RW(2-2)的旋转轴垂直于第二SGCMG(1-2)的方向轴，第三RW(2-3)的旋转轴垂直于第一RW(2-1)和第二RW(2-2)的旋转轴所构成的平面。
如图3和图4所示，动态成像姿态调整策略中姿态调整步骤为：
(1)定义卫星在初始状态时执行常规观测任务(例如对地目标观测)，为图4中A点；
(2)如果卫星发现目标卫星，进入跟踪窗口，则进入步骤(3)；
(3)进入姿态调整模式，根据目标卫星的位置计算卫星期望姿态；
(4)根据步骤(3)计算的期望姿态，用基于递阶饱和操控律的机动方法实现“rest-to-rest”姿态快速调整，调整结束进入步骤(5)，为图4中A点到B点；
(6)进入动态成像模式，利用基于“反步法”的动态姿态跟踪控制方法进行动态跟踪，对目标卫星进行监测，为图4中B点到C点，检测结束后，进入步骤(6)；
(7)进行姿态机动，重新执行常规成像任务，如图4中C点到D点。
如图5所示，基于“反步法”的动态姿态跟踪控制方法，控制步骤如下：
(1)控制周期开始，初始化增益矩阵P、
和单位矩阵I，其中：
ωe＝ω-ωd
qe为误差四元数，q为四元数，q0为四元数的标量，ω角速度，ωd为期望角速度，ωe为角速度误差。
(2)根据误差四元数和期望角速度建立系统状态方程：
x1、x2和x3为系统状态变量，hact为混合执行机构的角动量，Tact为混合执行机构的力矩，I为卫星的转动惯量，ωd为期望角速度，
为ωd关于时间的导数；
(3)从最低阶次开始设计，设子系统
和
的输入z＝x3-α(x1,x2)，设第一个李雅普诺夫函数
并计算其导数，根据稳定条件获得参数α；
(4)设第二个李雅普诺夫函数
并计算其导数，得到关于
的等式，与状态联立，计算得到控制力矩uc；
κ和σ是正的标量，k1和k2为系数。
如图6所示，混合执行机构零运动操控律，控制步骤如下：
(1)控制周期开始，初始化加权矩阵W、常数系数ri(i＝1,2,3)和λm(m＝1,2)；其中加权矩阵W需要适当选择，ri和λm是需要适当选取的正参数，用于调整SGCMG的奇异值和RW的饱和值占混合执行机构动态性能的比例，且：
(2)根据公式计算SGCMG系统的奇异指数SCMG和RW的饱和指数SRW，并计算零运动强度ρ，其中J是SGCMG系统的雅克比矩阵，ΩRW是飞轮的角速度，其中公式为：
ρ＝200exp(-10SCMG)
[det(JJT)]max表示det(JJT)的最大值，ΩRW,max表示飞轮角速度的最大值；
(3)根据公式计算混合执行机构动态性能Sact，其中公式为：
(4)根据公式计算零运动矢量d，其中公式为：
其中，δ为SGCMG框架角大小的集合，Y为SGCMG框架角大小和RW角速度的集合：
(5)根据零运动操控律计算SGCMG的框架角速度和RW转子角加速度，其中零运动操控律为：
E7为7×7的单位矩阵，且：
A＝[J R]
IRW1、IRW2和IRW3分别为第一RW、第二RW和第三RW的转动惯量；
(6)混合执行机构工作；
(7)本步结束，进入下一个控制周期。
尽管本发明就优选实施方式进行了示意和描述，但本领域的技术人员应当理解，只要不超出本发明的权利要求所限定的范围，可以对本发明进行各种变化和修改。
Claims (4)
1.一种基于混合执行机构的空间高动态目标高精度姿态跟踪控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)卫星的初始状态为执行常规观测任务，对混合执行机构进行配置，在目标卫星进入观测窗口后，卫星根据动态成像姿态调整策略进行姿态调整；
(2)利用基于递阶饱和操控律的机动方法进行快速机动，捕获目标卫星后，采用基于“反步法”的动态姿态跟踪控制方法进行姿态动态跟踪；采用基于“反步法”的动态姿态跟踪控制方法进行姿态动态跟踪，具体包括如下步骤：
(21)控制周期开始，初始化增益矩阵P：
其中qe＝[qe1 qe2 qe3]T为误差四元数的矢量部分，qe0为误差四元数的标量部分，E3为3×3的单位矩阵，
ωe＝ω-ωd
ω为角速度，ωd为期望角速度，ωe为角速度误差；
(22)根据误差四元数和期望角速度建立系统状态方程：
x1、x2和x3为系统状态变量，hact为混合执行机构的角动量，Tact为混合执行机构的力矩，I为卫星的转动惯量，ωd为期望角速度，
为ωd关于时间的导数；
(23)从最低阶次开始设计，设子系统
和
的输入z＝x3-α(x1，x2)，设第一个李雅普诺夫函数
并计算其导数，根据稳定条件获得参数α；
(24)设第二个李雅普诺夫函数
并计算其导数，得到关于
的等式，与状态联立，计算得到控制力矩uc：
κ和σ是正的标量，k1和k2为系数；
(3)通过混合执行机构零运动操控律实现由SGCMG和RW组成的混合执行机构的协同控制，从而实现卫星对目标卫星持续高精度跟踪和动态成像。
2.如权利要求1所述的基于混合执行机构的空间高动态目标高精度姿态跟踪控制方法，其特征在于，步骤(1)中，对混合执行机构进行配置，具体为：包括SGCMG系统和RW系统；其中单框架控制力矩陀螺系统为具有较大角动量包络的正五棱锥构型，从而满足卫星大角度机动；SGCMG系统由第一SGCMG、第二SGCMG、第三SGCMG、第四SGCMG和第五SGCMG构成；飞轮系统为3-RW垂直构型，由第一RW、第二RW和第三RW构成；第一RW的旋转轴垂直于第一SGCMG的方向轴，第二RW的旋转轴垂直于第二SGCMG的方向轴，第三RW的旋转轴垂直于第一RW和第二RW的旋转轴所构成的平面。
3.如权利要求1所述的基于混合执行机构的空间高动态目标高精度姿态跟踪控制方法，其特征在于，步骤(1)中，卫星根据动态成像姿态调整策略进行姿态调整，具体包括如下步骤：
(11)定义卫星在初始状态时执行常规观测任务；
(12)如果卫星发现目标卫星，进入跟踪窗口，则进入步骤(13)；
(13)进入姿态调整模式，根据目标卫星的位置计算卫星期望姿态；
(14)根据步骤(13)计算的期望姿态，用基于递阶饱和操控律的机动方法实现“rest-to-rest”姿态快速调整，调整结束进入步骤(15)；
(15)进入动态成像模式，利用基于“反步法”的动态姿态跟踪控制方法进行动态跟踪，对目标卫星进行监测，检测结束后，进入步骤(16)；
(16)进行姿态机动，重新执行常规成像任务。
4.如权利要求1所述的基于混合执行机构的空间高动态目标高精度姿态跟踪控制方法，其特征在于，步骤(3)中，混合执行机构零运动操控律，具体为：
(31)控制周期开始，初始化加权矩阵W、常数系数ri(i＝1，2，3)和λm(m＝1，2)；其中加权矩阵W需要适当选择，ri和λm是需要适当选取的正参数，用于调整SGCMG的奇异值和RW的饱和值占混合执行机构动态性能的比例，且：
(32)根据公式计算SGCMG系统的奇异指数SCMG和RW的饱和指数SRW，并计算零运动强度ρ，其中J是SGCMG系统的雅克比矩阵，ΩRW是飞轮的角速度，其中公式为：
ρ＝200exp(-10SCMG)
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(33)根据公式计算混合执行机构动态性能Sact，其中公式为：
(34)根据公式计算零运动矢量d，其中公式为：
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(35)根据零运动操控律计算SGCMG的框架角速度和RW转子角加速度，其中零运动操控律为：
E7为7×7的单位矩阵，且：
A＝[J R]
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| Title |
|---|
| Null motion strategy for spacecraft large angle agile maneuvering using hybrid actuators;Yunhua Wu etc.;《Acta Astronautica》;20170905;第459-468页 * |
| 应用控制力矩陀螺的敏捷卫星姿态跟踪控制研究;马玉海;《中国优秀硕士学位论文全文数据库工程科技Ⅱ辑》;20140615;第61、63、67-69页 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN107992062A (zh) | 2018-05-04 |
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