CN109573105A - 末子级留轨应用子系统姿态控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种末子级留轨应用子系统姿态控制方法，包括：当末子级留轨应用子系统在速率阻尼阶段，姿态控制器采用Minus B‑dot磁控律，利用三轴磁力矩器作为执行机构施加控制磁矩来阻尼末子级留轨应用子系统的俯仰轴、滚动轴、偏向轴的角速度，对末子级留轨应用子系统进行消旋处理；当末子级留轨应用子系统在稳态控制阶段，姿态控制器在俯仰回路采用带有时滞补偿的PD控制律，利用偏置动量轮和三轴磁力矩器作为执行机构施加控制磁矩来完成俯仰回路的姿态控制，滚动/偏航回路采用滑模控制器设计。本发明解决了末子级留轨应用子系统的对日定向问题，同时消除时滞的影响，提高了末子级留轨应用子系统的姿态控制精度。
Description
技术领域
本发明属于航天器控制技术领域，涉及一种姿态控制方法，尤其涉及一种末子级留轨应用子系统姿态控制方法。
背景技术
以往各国每一次火箭发射后，随着一级火箭、二级火箭以及整流罩的脱落并返回地面，火箭末子级会随它的有效载荷一同进入轨道，并长期在太空中占据宝贵的轨道资源，对在轨空间飞行器造成安全威胁，是目前体量最大的太空垃圾。利用运载火箭末子级留轨阶段搭载测量系统，将原本的火箭末子级改造成低成本的科学实验和通信平台，可以实现变废为宝。
传统的航天飞行器，姿态可控，通过控制飞行器太阳能帆板对日定向稳定地获取能源。然而对于火箭末子级来说，在空间中其姿态是在不断自旋并伴随一定章动，且传感器采集信号的过程、控制器的计算处理过程和执行机构的作动过程都会产生时滞，给测控系统和能源系统的设计带来了难度，难以实现对日定向，不能得到有效可控的数据。
发明内容
本发明的目的在于提供一种末子级留轨应用子系统姿态控制方法，以解决上述技术背景中提出的问题。
为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：
一种末子级留轨应用子系统姿态控制方法，包括：
末子级留轨应用子系统进入任务设定轨道后，在姿态控制器内预存有所述末子级留轨应用子系统的姿态角速率的设置阈值，当所述姿态角速率大于所述姿态控制器内的设置阈值，启动速率阻尼阶段，对所述末子级留轨应用子系统进行消旋处理；当所述姿态角速率小于等于所述姿态控制器内的设置阈值，所述末子级留轨应用子系统进入对地定向的稳态控制阶段；
其中，在所述速率阻尼阶段，所述姿态控制器采用Minus B-dot磁控律，利用三轴磁力矩器作为执行机构施加控制磁矩来阻尼所述末子级留轨应用子系统的俯仰轴、滚动轴、偏向轴的角速度，实现速率阻尼阶段的姿态控制；
其中，在所述稳态控制阶段，所述姿态控制器在俯仰回路采用带有时滞补偿的PD控制律，利用偏置动量轮和所述三轴磁力矩器作为执行机构施加控制磁矩来完成俯仰回路的姿态控制，同时消除时滞的影响；所述姿态控制器在滚动回路和偏置回路采用滑模控制律设计切换函数和变结构控制规律，构造所述末子级留轨应用子系统的滚动回路和偏航回路的控制指令。
优选地，所述三轴磁力矩器的一种实现结构包括：三根独立的性能相同的磁棒，三根磁棒分别沿所述末子级留轨测量子系统的X、Y、Z三轴安装。
优选地，所述三轴磁力矩器作为执行机构施加的一种控制磁矩为：
即，
其中，M为三轴磁力矩器施加的控制磁矩，X、Y、Z三方向分别为[Mx My Mz]；为所述末子级留轨应用子系统本体系下的磁场矢量的变化率，X、Y、Z 三方向为[Bbx Bby Bbz]，分别由磁强计的测量值进行差分处理后获得；K为控制增益系数，X、Y、Z三方向为k1、k2、k3。
优选地，所述偏置动量轮安装于所述俯仰轴的负方向。
优选地，所述末子级留轨应用子系统姿态控制方法，还包括：
选定姿态敏感器，对所述末子级留轨应用子系统的姿态信息进行测量；
根据所述姿态敏感器的测量数据，选用姿态确定算法进行姿态确定。
更优选地，所述姿态确定算法包括：
当所述末子级留轨应用子系统工作在速率阻尼阶段时，所述姿态确定算法选用、但不限于双矢量定姿算法、单磁矢量定姿算法中的一种或几种；
当所述末子级留轨应用子系统工作在稳态控制阶段时，所述姿态确定算法选用、但不限于扩展卡尔曼滤波法、单磁矢量定姿算法中的一种或几种。
更优选地，所述姿态敏感器包括、但不限于太阳敏感器、三轴磁力矩器、磁强计、陀螺中的一种或几种。
优选地，所述末子级留轨应用子系统姿态控制方法，还包括：
步骤1：采用欧拉角方式，建立姿态运动学模型为
式(1)，ω为末子级留轨应用子系统的惯性角速度在本体坐标系下的分量列阵；ωx、ωy、ωz为末子级留轨应用子系统的三轴惯性角速度；为三轴姿态角速度，即分别为滚动姿态角速度、俯仰姿态角速度和偏航姿态角速度；θ、ψ为三轴姿态角，即分别为滚动姿态角、俯仰姿态角和偏航姿态角；ωo为轨道角速度；
步骤2：忽略挠性因素的影响，建立所述末子级留轨应用子系统的姿态动力学模型为
式(2)中，I为末子级留轨应用子系统的惯性矩阵；ω为末子级留轨应用子系统的惯性角速度在本体坐标系下的分量列阵；为惯性角速度的微分；h为偏置动量轮的角动量，在本体三轴上的分量为h＝[hx hy hz]T；Tc为控制力矩， Td为干扰力矩；
步骤3：当所述末子级留轨应用子系统工作在稳态控制阶段，三轴姿态角速度为小角度(小于等于30°)时，简化所述姿态运动学模型为
采用体系Y方向固定转速的偏置动量轮配置，简化所述姿态动力学模型为
已知ωo为小量，式(4)进一步简化为
式(4)和式(5)中，Ix、Iy、Iz为末子级留轨应用子系统的三轴惯性矩阵；为三轴姿态角加速度，即分别为滚动姿态角加速度、俯仰姿态角加速度和偏航姿态角加速度；hx、hy、hz为偏置动量轮的角动量h在三轴上的分量； Tx、Ty、Tz为为控制力矩Tc在三轴上的分量；
其中，俯仰回路与滚动回路、偏航回路解耦。
优选地，在所述稳态控制阶段，所述姿态控制器在俯仰回路采用带有Smith 时滞补偿的PD控制律，通过对基于PD控制律的姿态控制器并接一个Smith预估器，完成俯仰回路的姿态控制，包括：
所述姿态控制器的传递函数为D(s)，被控对象即所述执行机构的传递函数为Do(s)e-τs，τ为纯滞后时间常数，s为时间变量；被控对象中不包含纯滞后部分的传递函数为Do(s)，被控对象纯滞后部分的传递函数为e-τs；由所述姿态控制器D(s)和Smith预估器组成的补偿回路成为纯滞后补偿器，所述纯滞后补偿器的传递函数D’(s)为
经补偿后，系统的闭环传递函数Φ’(s)为
与之相比，未补偿的系统的闭环传递函数Φ(s)为
经过时滞补偿后，式(7)中的e-τs在闭环控制回路之外，不影响系统的稳定性。
优选地，在所述稳态控制阶段，所述姿态控制器在俯仰回路采用带有Dalin 时滞补偿的PD控制律，完成俯仰回路的姿态控制。
与现有技术相比，本发明的技术方案具有以下有益效果：
一种末子级留轨应用子系统姿态控制方法，利用偏置动量轮和三轴磁力矩器作为执行机构施加控制磁矩来完成姿态控制。小姿态角下俯仰回路可以单独设计，采用带有时滞补偿的PD控制律；滚动/偏航回路采用滑模控制器设计，从而解决了末子级留轨应用子系统的对日定向问题，同时消除时滞的影响，提高了所述末子级留轨应用子系统的姿态控制精度，有利于遥感卫星的对地成像与数据通信。
附图说明
构成本申请的一部分附图用来提供对本申请的进一步理解，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1是本发明优选实施例的一种末子级留轨应用子系统的系统结构示意图；
图2是典型的姿态控制回路结构原理图；
图3是本发明优选实施例的末子级留轨应用子系统姿态控制方法的流程图；
图4是Smith预估器的姿态控制回路结构原理图；
图5是速率阻尼阶段中末子级留轨应用子系统X轴旋转角速度变化曲线图；
图6是速率阻尼阶段中末子级留轨应用子系统Y轴旋转角速度变化曲线图；
图7是速率阻尼阶段中末子级留轨应用子系统Z轴旋转角速度变化曲线图；
图8是速率阻尼阶段中末子级留轨应用子系统偏航角变化曲线图；
图9是速率阻尼阶段中末子级留轨应用子系统滚动角变化曲线图；
图10是速率阻尼阶段中末子级留轨应用子系统俯仰角变化曲线图；
图11是速率阻尼阶段中末子级留轨应用子系统X轴输出磁矩变化曲线图；
图12是速率阻尼阶段中末子级留轨应用子系统Y轴输出磁矩变化曲线图；
图13是速率阻尼阶段中末子级留轨应用子系统Z轴输出磁矩变化曲线图；
图14是稳态控制阶段中未采用时滞补偿算法时的末子级留轨应用子系统X 轴旋转角速度变化曲线图；
图15是稳态控制阶段中未采用时滞补偿算法时的末子级留轨应用子系统Y 轴旋转角速度变化曲线图；
图16是稳态控制阶段中未采用时滞补偿算法时的末子级留轨应用子系统Z 轴旋转角速度变化曲线图；
图17是稳态控制阶段中未采用时滞补偿算法时的末子级留轨应用子系统偏航角变化曲线图；
图18是稳态控制阶段中未采用时滞补偿算法时的末子级留轨应用子系统滚动角变化曲线图；
图19是稳态控制阶段中未采用时滞补偿算法时的末子级留轨应用子系统俯仰角变化曲线图；
图20是稳态控制阶段中未采用时滞补偿算法时的末子级留轨应用子系统X 轴输出磁矩变化曲线图；
图21是稳态控制阶段中未采用时滞补偿算法时的末子级留轨应用子系统Y 轴输出磁矩变化曲线图；
图22是稳态控制阶段中未采用时滞补偿算法时的末子级留轨应用子系统Z 轴输出磁矩变化曲线图；
图23是稳态控制阶段中采用时滞补偿算法时的末子级留轨应用子系统X轴旋转角速度变化曲线图；
图24是稳态控制阶段中采用时滞补偿算法时的末子级留轨应用子系统Y轴旋转角速度变化曲线图；
图25是稳态控制阶段中采用时滞补偿算法时的末子级留轨应用子系统Z轴旋转角速度变化曲线图；
图26是稳态控制阶段中采用时滞补偿算法时的末子级留轨应用子系统偏航角变化曲线图；
图27是稳态控制阶段中采用时滞补偿算法时的末子级留轨应用子系统滚动角变化曲线图；
图28是稳态控制阶段中采用时滞补偿算法时的末子级留轨应用子系统俯仰角变化曲线图；
图29是稳态控制阶段中采用时滞补偿算法时的末子级留轨应用子系统X轴输出磁矩变化曲线图；
图30是稳态控制阶段中采用时滞补偿算法时的末子级留轨应用子系统Y轴输出磁矩变化曲线图；
图31是稳态控制阶段中采用时滞补偿算法时的末子级留轨应用子系统Z轴输出磁矩变化曲线图。
具体实施方式
本发明提供一种末子级留轨应用子系统姿态控制方法，为使本发明的目的、技术方案及效果更加清楚、明确，以下参照附图并举实例对本发明进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序，应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换。此外，术语“包括”和“具有”以及它们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
实施例一：
图1为本发明优选实施例的一种末子级留轨应用子系统的系统结构示意图。
如图1所示，本实施例提供了一种末子级留轨应用子系统的姿态控制系统，其包括：姿态敏感器、姿态控制器、执行机构。
姿态敏感器，用以获取所述末子级留轨应用子系统的姿态信息，输出与姿态参数成函数关系的信号。姿态敏感器包括太阳敏感器、三轴磁力矩器、GPS和三轴陀螺。
姿态控制器，与所述姿态敏感器通信连接，用于根据所述末子级留轨应用子系统的姿态信息判定所述末子级留轨应用子系统的当前状态，并在所述当前状态为速率阻尼阶段时发出速率阻尼控制指令，或在所述当前状态为稳态控制阶段时发出稳定控制指令。
执行机构，与所述姿态控制器通信连接，包括偏置动量轮和三轴磁力矩器。所述偏置动量轮安装于所述俯仰轴的负方向；所述三轴磁力矩器的一种实现结构包括三根独立的性能相同的磁棒，三根磁棒分别沿所述末子级留轨测量子系统的 X、Y、Z三轴安装。
典型的姿态控制回路结构原理图如图2所示。
实施例二：
图3为本发明优选实施例的一种末子级留轨应用子系统姿态控制方法的流程图。
如图3所示，一种末子级留轨应用子系统姿态控制方法，包括：
末子级留轨应用子系统进入任务设定轨道后，在姿态控制器内预存有所述末子级留轨应用子系统的姿态角速率的设置阈值，当所述姿态角速率大于所述姿态控制器内的设置阈值，启动速率阻尼阶段，对所述末子级留轨应用子系统进行消旋处理；当所述姿态角速率小于等于所述姿态控制器内的设置阈值，所述末子级留轨应用子系统进入对地定向的稳态控制阶段。其中：
1)在所述速率阻尼阶段，所述姿态控制器采用Minus B-dot磁控律，利用三轴磁力矩器作为执行机构施加控制磁矩来阻尼所述末子级留轨应用子系统的俯仰轴、滚动轴、偏向轴的角速度，实现速率阻尼阶段的姿态控制。
2)在所述稳态控制阶段，所述姿态控制器在俯仰回路采用带有时滞补偿的 PD控制律，利用偏置动量轮和所述三轴磁力矩器作为执行机构施加控制磁矩来完成俯仰回路的姿态控制，同时消除时滞的影响；所述姿态控制器在滚动回路和偏置回路采用滑模控制律设计切换函数和变结构控制规律，构造所述末子级留轨应用子系统的滚动回路和偏航回路的控制指令。
末子级留轨应用子系统入轨初期，由于星箭分离将导致所述末子级留轨应用子系统存在较大的角速率，所述末子级留轨应用子系统处于旋转或滚动的状态，因此首先应对所述末子级留轨应用子系统进行消旋，即速率阻尼。
此时，所述姿态控制器采用Minus B-dot磁控律，利用磁力矩器作为执行机构施加控制磁矩来阻尼所述末子级留轨应用子系统的三轴，即俯仰轴、滚动轴、偏向轴的角速度，从而实现速率阻尼阶段的姿态控制。
所述末子级留轨应用子系统本体系下的磁场矢量的变化率反映了所述末子级留轨应用子系统的角速度信息，在一定的条件下，二者存在单调的近似对应关系，因此，可以利用所述末子级留轨应用子系统本体系下磁场矢量的变化率来对所述末子级留轨应用子系统的角速度进行阻尼。
根据式(1)来控制磁力矩器的输出
即，
其中，M为三轴磁力矩器施加的控制磁矩，X、Y、Z三方向分别为[Mx My Mz]；为所述末子级留轨应用子系统本体系下的磁场矢量的变化率，X、Y、Z 三方向为[Bbx Bby Bbz]，分别由磁强计的测量值进行差分处理后获得；K为控制增益系数，X、Y、Z三方向为k1、k2、k3。
在式(1)确定的Minus B-dot磁控律的作用下，所述末子级留轨应用子系统的所述末子级留轨应用子系统的动能逐步衰减，即所述末子级留轨应用子系统的各轴角速率将逐渐减小。当卫星姿态角速率衰减到轨道角速度的量级后，选择适当的时机，将卫星的姿态控制模式切换到对地定向三轴稳定模式。
对地定向三轴稳定控制模式主要目标是使卫星的三个欧拉姿态角保持为零附近，实现卫星Z轴的对地指向稳定，有利于遥感卫星的对地成像与数据通信。
在上述方法中，所述偏置动量轮安装于所述俯仰轴的负方向；所述三轴磁力矩器的一种实现结构包括三根独立的性能相同的磁棒，三根磁棒分别沿所述末子级留轨测量子系统的X、Y、Z三轴安装：
偏置动量轮
所述偏置动量轮在所述末子级留轨应用子系统发射前起旋，一旦星箭分离，使得所述末子级留轨应用子系统获得沿轨道法线方向的稳定能力和抗干扰的能力；在所述末子级留轨应用子系统的整个正常飞行阶段，所述偏置动量轮时钟保持在中心转速。
三轴磁力矩器
三轴磁力矩器是主动控制的执行机构之一，是用载流线圈产生的磁力矩作为控制力矩。在所述末子级留轨应用子系统的三个惯量主轴上分别安装一个磁棒，并使各磁棒产生磁矩的方向与相应轴平行，通过改变各磁棒的输入电流的大小就可以在一定范围内自由控制各轴输出磁矩的大小，从而可以为所述末子级留轨应用子系统的三轴提供合适的主动磁控力矩。
此外，所述一种末子级留轨应用子系统姿态控制方法，还包括姿态确定过程，姿态确定是姿态控制的前提。所述末子级留轨应用子系统利用姿态敏感器所测量的姿态信息，经过适当的处理，获得所述末子级留轨应用子系统的本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态参数。具体过程包括：
1)选定姿态敏感器，对所述末子级留轨应用子系统的姿态信息进行测量；
2)根据所述姿态敏感器的测量数据，选用姿态确定算法进行姿态确定。
姿态确定的精度取决于姿态敏感器硬件精度和姿态确定算法的精度。
其中，所述姿态敏感器包括、但不限于太阳敏感器、三轴磁力矩器、磁强计、陀螺中的一种或几种。
具体地，所述姿态敏感器可以包括以下几种：
太阳敏感器，是用来捕获太阳方位的敏感器件。
磁强计，用于测量空间环境中的磁场矢量。在初始阶段，没有所述末子级留轨应用子系统的姿态信息，需要通过对磁强计的测量值进行差分获得地磁场矢量在所述末子级留轨应用子系统的本体坐标系中的变化率来实现控制。
陀螺，用来测量所述末子级留轨应用子系统相对于惯性空间运动角速度的一种姿态敏感器。
这些姿态测量敏感器各有所长，表1概括了它们各自优缺点。这些敏感器由于受到各自误差源的限制，具有不同的精度范围，其精度一般在0.0001°～0.3°之间。
表1姿态敏感器的性能比较
所述姿态确定算法就是对姿态敏感器测量的姿态信息进行处理，通过某种算法滤波或估计出卫星的姿态参数：
当所述末子级留轨应用子系统工作在速率阻尼阶段时，所述姿态确定算法选用、但不限于双矢量定姿算法、单磁矢量定姿算法中的一种或几种；
当所述末子级留轨应用子系统工作在稳态控制阶段时，所述姿态确定算法选用、但不限于扩展卡尔曼滤波法、单磁矢量定姿算法中的一种或几种。
本实施例中，从实际工程出发，主要采用了三轴姿态确定算法：
1)双矢量定姿算法；
2)单磁矢量定姿算法；
3)扩展卡尔曼滤波算法(EKF)。
双矢量定姿算法：双矢量定姿算法是利用所述末子级留轨应用子系统的本体坐标系中的地磁矢量Bb和太阳矢量Sb，对照轨道坐标系中的地磁矢量Bo和太阳矢量So，采用简化后的QUEST双矢量定姿算法，确定所述末子级留轨应用子系统的三轴姿态。在光照区，如果太阳方向矢量与地磁矢量的不平行，则可以采用双矢量定姿算法确定所述末子级留轨应用子系统的姿态。
单磁矢量定姿算法：单磁矢量定姿算法是特殊场景的姿态确定算法，在滚动角、偏航角都是小角度的条件下，该算法只需要利用磁强计的测量和大地磁场模型的信息即可以计算俯仰角。该算法适用于对地指向三轴稳定控制阶段，此时的滚动角、偏航角在章进动控制律的作用下能够衰减到小角度。
扩展卡尔曼滤波算法(EKF)：扩展卡尔曼滤波法算法是将非线性函数利用泰勒展开式，并保留一阶项，从而实现非线性函数的线性化并保留一阶精度。
扩展卡尔曼滤波法算法适用于由MEMS陀螺和其它姿态敏感器共同工作的场景。当处于太阳光照区时，可以将太阳敏感器与磁强计测量接入滤波观测环节，修正姿态状态估计量；当处于阴影区时，太阳敏感器无法工作，也可以只利用磁强计的测量信息修正姿态估计状态。
所述一种末子级留轨应用子系统姿态控制方法，还包括：
步骤1：采用欧拉角方式，建立姿态运动学模型，星体姿态动力学方程采用 312转动方式，得到所述末子级留轨应用子系统的姿态运动学模型为
式(2)，ω为末子级留轨应用子系统的惯性角速度在本体坐标系下的分量列阵；ωx、ωy、ωz为末子级留轨应用子系统的三轴惯性角速度；为三轴姿态角速度，即分别为滚动姿态角速度、俯仰姿态角速度和偏航姿态角速度；θ、ψ为三轴姿态角，即分别为滚动姿态角、俯仰姿态角和偏航姿态角；ωo为轨道角速度。
步骤2：忽略挠性因素的影响，建立所述末子级留轨应用子系统的姿态动力学模型为
式(3)中，I为末子级留轨应用子系统的惯性矩阵；ω为末子级留轨应用子系统的惯性角速度在本体坐标系下的分量列阵；为惯性角速度的微分；h为偏置动量轮的角动量，在本体三轴上的分量为h＝[hx hy hz]T；Tc为控制力矩， Td为干扰力矩。
步骤3：当所述末子级留轨应用子系统工作在稳态控制阶段，三轴姿态角速度为小角度(小于等于30°)时，简化所述姿态运动学模型为
采用体系Y方向固定转速的偏置动量轮配置，简化所述姿态动力学模型为
已知ωo为小量，式(5)进一步简化为
式(5)和式(6)中，Ix、Iy、Iz为末子级留轨应用子系统的三轴惯性矩阵；为三轴姿态角加速度，即分别为滚动姿态角加速度、俯仰姿态角加速度和偏航姿态角加速度；hx、hy、hz为偏置动量轮的角动量h在三轴上的分量； Tx、Ty、Tz为为控制力矩Tc在三轴上的分量。
由式(6)可以看出，俯仰回路与滚动回路、偏航回路是解耦的，可以单独设计俯仰回路的姿态控制算法。
1)俯仰回路带有时滞补偿的PD控制器设计
PD控制方法是一种经典的控制方法，在许多卫星中得到了成功的应用。
对于火箭末子级来说，在空间中其姿态是在不断自旋并伴随一定章动，且传感器采集信号的过程、控制器的计算处理过程和执行机构的作动过程都会产生时滞。过去人们为了简化控制方法的设计，通常忽略了时滞因素的影响，但是，较小的时滞也会对控制效果产生很大的影响。而采用固定转速偏置动量轮配置，无法通过调节动量轮转速提供输出力矩，难以实现有效的姿态调节，姿态稳定精度不高。
本实施例中，俯仰回路带有时滞补偿的PD控制器设计，消除时滞的影响，有利于提高所述末子级留轨应用子系统的姿态控制精度，尤其是能够有效地提高滚动角、偏航角的控制精度。具体包括：
a)Smith预估器；
b)Dalin算法。
Smith预估器
在所述稳态控制阶段，所述姿态控制器在俯仰回路采用带有Smith时滞补偿的PD控制律，通过对基于PD控制律的姿态控制器并接一个Smith预估器，完成俯仰回路的姿态控制。
图4是Smith预估器的姿态控制回路结构原理图。如图4所示，所述姿态控制器的传递函数为D(s)，被控对象即所述执行机构的传递函数为Do(s)e-τs，τ为纯滞后时间常数，s为时间变量；被控对象中不包含纯滞后部分的传递函数为 Do(s)，被控对象纯滞后部分的传递函数为e-τs；由所述姿态控制器D(s)和Smith 预估器组成的补偿回路成为纯滞后补偿器，所述纯滞后补偿器的传递函数D’(s) 为
经补偿后，系统的闭环传递函数Φ’(s)为
与之相比，未补偿的系统的闭环传递函数Φ(s)为
经过时滞补偿后，式(8)中的e-τs在闭环控制回路之外，不影响系统的稳定性。
Dalin算法
在所述稳态控制阶段，所述姿态控制器在俯仰回路还可以采用带有Dalin时滞补偿的PD控制律，完成俯仰回路的姿态控制。
2)滚动/偏航回路滑模变控制方法
采用滑模变控制方法设计切换函数和变结构控制规律，构造所述末子级留轨应用子系统的滚动回路和偏航回路的控制指令。
所述滑模变控制方法，广泛应用于各种工程领域。其主要原因是：当系统在滑模面上运动时，它对于外接干扰和参数摄动具有强鲁棒性。变结构控制本质上是一类特殊的非线性控制，其非线性表现为控制的不连续。这种控制策略于其他控制的不同之处在于系统的“结构”并不固定而是可以在动态过程中，根据系统当前的状态有目的地不断变化，迫使系统按照预定“滑动模态”的状态轨迹运动，所以，又称变结构控制(VSC)为滑动模态控制(SMC)，即滑模变结构控制 (SMC)，即滑模变结构控制(VSS)。滑模变结构控制具有不依赖于外部扰动和内部参数变动的优点，通过设计适当的切换函数和变结构控制规律，保证系统在有限时间内到达切换流形，进而实现滑动模运动。
实施例三：
仿真算例：
对所述末子级留轨应用子系统在轨飞行阶段进行仿真，仿真输入条件为：
a)运行轨道
轨道类型： 太阳同步轨道
轨道高度： 539km
轨道倾角： 97.5553deg
轨道偏心率： 0
b)卫星质量特性
卫星质量：8.3±0.5kg
卫星尺寸：110mm×231.7mm×346mm
卫星惯量：Ixx＝0.088kg·m2，Iyy＝0.116kg·m2，Ixx＝0.044kg·m2
1)B-dot阻尼仿真
以速率阻尼阶段为例，进行仿真，具体参数和仿真结果如下：
a)初始姿态
姿态角：[10；10；10]deg
旋转角速度：[-3；-3；-3]deg/sec
b)控制参数
控制周期：1sec
阻尼增益：3e5
仿真结果如下：
如图5～图7所示，横坐标为控制周期，单位为秒；纵坐标为旋转角速度，单位为deg/sec。B-dot控制磁控能够有效地减小末子级留轨应用子系统各轴的旋转角速度，在1000s后，各轴旋转角速度基本收敛到一个较小的范围内。
如图8～图10所示，横坐标为控制周期，单位为秒；纵坐标为姿态角，单位为deg。B-dot控制磁控能减小偏航角、滚动角，俯仰角是不断周期变化的。
如图11～图13所示，横坐标为控制周期，单位为秒；纵坐标为磁矩，单位为Am2。在初始入轨时刻，所述末子级留轨应用子系统(模拟)的初始旋转角速度大，控制指令输出磁矩较大，随着所述末子级留轨应用子系统(模拟)的旋转角速度降低，控制指令输出的磁矩在不断减小。
2)稳态控制阶段仿真
以稳态控制阶段为例，进行仿真，具体参数和仿真结果如下：
a)初始姿态
姿态角：[10；10；10]deg
旋转角速度：[0.0009；0.0180；0.003]deg/sec
b)控制参数
控制周期：1sec
章进动阻尼增益：3e5
俯仰通道比例系数：1.1e-6
俯仰通道微分系数：1.55e-4
仿真结果如下：
图14～图16中，横坐标为控制周期，单位为秒；纵坐标为旋转角速度，单位为deg/sec；图17～图19中，横坐标为控制周期，单位为秒；纵坐标为姿态角，单位为deg；图20～图22中，横坐标为控制周期，单位为秒；纵坐标为磁矩，单位为Am2。
如图14～图19所示，在滚动回路、偏航回路采用B-dot磁控律，X轴、Z 轴旋转角速度保持在0.005deg/sec之内，Y轴旋转角速度保持在以轨道角速度为中心的小邻域内；滚动角、偏航角控制精度为4deg，俯仰角控制精度为0.1deg。
因为滚动回路、偏航回路的控制律中存在有害干扰输入，滚动角、偏航角的控制精度明显没有俯仰角控制精度高。
当俯仰回路采用时滞补偿算法时，其他仿真条件不变，仿真结果如下：
图23～图25中，横坐标为控制周期，单位为秒；纵坐标为旋转角速度，单位为deg/sec；图26～图28中，横坐标为控制周期，单位为秒；纵坐标为姿态角，单位为deg；图29～图31中，横坐标为控制周期，单位为秒；纵坐标为磁矩，单位为Am2。
对比图17、图18与图26、图27可知，在俯仰回路采用时滞补偿算法后，能够有效地提高滚动角、偏航角的控制精度。
以上对本发明的具体实施例进行了详细描述，但其只是作为范例，本发明并不限制于以上描述的具体实施例。对于本领域技术人员而言，任何对本发明进行的等同修改和替代也都在本发明的范畴之中。因此，在不脱离本发明的精神和范围下所作的均等变换和修改，都应涵盖在本发明的范围内。
Claims (10)
1.一种末子级留轨应用子系统姿态控制方法，其特征在于，包括：
末子级留轨应用子系统进入任务设定轨道后，在姿态控制器内预存有所述末子级留轨应用子系统的姿态角速率的设置阈值，当所述姿态角速率大于所述姿态控制器内的设置阈值，启动速率阻尼阶段，对所述末子级留轨应用子系统进行消旋处理；当所述姿态角速率小于等于所述姿态控制器内的设置阈值，所述末子级留轨应用子系统进入对地定向的稳态控制阶段；
其中，在所述速率阻尼阶段，所述姿态控制器采用Minus B-dot磁控律，利用三轴磁力矩器作为执行机构施加控制磁矩来阻尼所述末子级留轨应用子系统的俯仰轴、滚动轴、偏向轴的角速度，实现速率阻尼阶段的姿态控制；
其中，在所述稳态控制阶段，所述姿态控制器在俯仰回路采用带有时滞补偿的PD控制律，利用偏置动量轮和所述三轴磁力矩器作为执行机构施加控制磁矩来完成俯仰回路的姿态控制，同时消除时滞的影响；所述姿态控制器在滚动回路和偏置回路采用滑模控制律设计切换函数和变结构控制规律，构造所述末子级留轨应用子系统的滚动回路和偏航回路的控制指令。
2.根据权利要求1所述的末子级留轨应用子系统姿态控制方法，其特征在于：所述三轴磁力矩器的一种实现结构包括三根独立的性能相同的磁棒，三根磁棒分别沿所述末子级留轨测量子系统的X、Y、Z三轴安装。
3.根据权利要求1所述的末子级留轨应用子系统姿态控制方法，其特征在于，所述三轴磁力矩器作为执行机构施加的一种控制磁矩为：
即，
其中，M为三轴磁力矩器施加的控制磁矩，X、Y、Z三方向分别为[Mx My Mz]；为所述末子级留轨应用子系统本体系下的磁场矢量的变化率，X、Y、Z三方向为[Bbx Bby Bbz]，分别由磁强计的测量值进行差分处理后获得；K为控制增益系数，X、Y、Z三方向为k1、k2、k3。
4.根据权利要求1所述的末子级留轨应用子系统姿态控制方法，其特征在于：所述偏置动量轮安装于所述俯仰轴的负方向。
5.根据权利要求1所述的末子级留轨应用子系统姿态控制方法，其特征在于，所述一种末子级留轨应用子系统姿态控制方法，还包括：
选定姿态敏感器，对所述末子级留轨应用子系统的姿态信息进行测量；
根据所述姿态敏感器的测量数据，选用姿态确定算法进行姿态确定。
6.根据权利要求5所述的末子级留轨应用子系统姿态控制方法，其特征在于，所述姿态确定算法包括：
当所述末子级留轨应用子系统工作在速率阻尼阶段时，所述姿态确定算法选用、但不限于双矢量定姿算法、单磁矢量定姿算法中的一种或几种；
当所述末子级留轨应用子系统工作在稳态控制阶段时，所述姿态确定算法选用、但不限于扩展卡尔曼滤波法、单磁矢量定姿算法中的一种或几种。
7.根据权利要求5所述的末子级留轨应用子系统姿态控制方法，其特征在于：所述姿态敏感器包括、但不限于太阳敏感器、三轴磁力矩器、磁强计、陀螺中的一种或几种。
8.根据权利要求1所述的末子级留轨应用子系统姿态控制方法，其特征在于，所述一种末子级留轨应用子系统姿态控制方法，还包括：
步骤1：采用欧拉角方式，建立姿态运动学模型为
式(1)，ω为末子级留轨应用子系统的惯性角速度在本体坐标系下的分量列阵；ωx、ωy、ωz为末子级留轨应用子系统的三轴惯性角速度；为三轴姿态角速度，即分别为滚动姿态角速度、俯仰姿态角速度和偏航姿态角速度；θ、ψ为三轴姿态角，即分别为滚动姿态角、俯仰姿态角和偏航姿态角；ωo为轨道角速度；
步骤2：忽略挠性因素的影响，建立所述末子级留轨应用子系统的姿态动力学模型为
式(2)中，I为末子级留轨应用子系统的惯性矩阵；ω为末子级留轨应用子系统的惯性角速度在本体坐标系下的分量列阵；为惯性角速度的微分；h为偏置动量轮的角动量，在本体三轴上的分量为h＝[hx hy hz]T；Tc为控制力矩，Td为干扰力矩；
步骤3：当所述末子级留轨应用子系统工作在稳态控制阶段，三轴姿态角速度为小角度时，简化所述姿态运动学模型为
采用体系Y方向固定转速的偏置动量轮配置，简化所述姿态动力学模型为
已知ωo为小量，式(4)进一步简化为
式(4)和式(5)中，Ix、Iy、Iz为末子级留轨应用子系统的三轴惯性矩阵；为三轴姿态角加速度，即分别为滚动姿态角加速度、俯仰姿态角加速度和偏航姿态角加速度；hx、hy、hz为偏置动量轮的角动量h在三轴上的分量；Tx、Ty、Tz为为控制力矩Tc在三轴上的分量；
其中，小角度为小于等于30°；俯仰回路与滚动回路、偏航回路解耦。
9.根据权利要求1所述的末子级留轨应用子系统姿态控制方法，其特征在于：在所述稳态控制阶段，所述姿态控制器在俯仰回路采用带有Smith时滞补偿的PD控制律，通过对基于PD控制律的姿态控制器并接一个Smith预估器，完成俯仰回路的姿态控制，包括：
所述姿态控制器的传递函数为D(s)，被控对象即所述执行机构的传递函数为Do(s)e-τs，τ为纯滞后时间常数，s为时间变量；被控对象中不包含纯滞后部分的传递函数为Do(s)，被控对象纯滞后部分的传递函数为e-τs；由所述姿态控制器D(s)和Smith预估器组成的补偿回路成为纯滞后补偿器，所述纯滞后补偿器的传递函数D’(s)为
经补偿后，系统的闭环传递函数Φ’(s)为
与之相比，未补偿的系统的闭环传递函数Φ(s)为
经过时滞补偿后，式(7)中的e-τs在闭环控制回路之外，不影响系统的稳定性。
10.根据权利要求1所述的末子级留轨应用子系统姿态控制方法，其特征在于，在所述稳态控制阶段，所述姿态控制器在俯仰回路采用带有Dalin时滞补偿的PD控制律，完成俯仰回路的姿态控制。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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