CN110174842A - 空间太阳能发电卫星在轨组装的分布式振动控制器设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种空间太阳能发电卫星在轨组装的分布式振动控制器设计方法。本发明包括：根据空间太阳能发电卫星结构组装特点定义可独立控制的子结构形式，建立子结构间的邻接关系矩阵；基于所述邻接关系矩阵，将子结构的刚度矩阵、质量矩阵、阻尼矩阵按照所处整体结构的相对位置进行拼接组装，建立面向分布式控制的子结构动力学模型和在轨组装过程中空间太阳能发电卫星整体结构的动力学模型；设计各分布式子结构的振动控制器，将整体结构的控制输入带入到整体结构的动力学方程中，得到闭环系统。本发明设计的子结构控制器可直接降低整体结构控制器的复杂程度，求解更为简单。

Description

空间太阳能发电卫星在轨组装的分布式振动控制器设计方法

技术领域

本发明涉及航空航天领域、动力学与结构控制领域，尤其涉及一种空间太阳能发电卫星在轨组装的分布式振动控制器设计方法。

背景技术

目前针对空间太阳能发电卫星的振动控制均应用于系统构建完成后的在轨运行阶段，且现有的振动控制方案均属于集中式控制，即整体结构只有一个控制器进行控制输入的求解。但空间太阳能发电卫星属于超大型空间系统，其部件结构在轨组装过程尺寸变化较大，在数米到数千米量级之间，这对在组装过程中的控制系统有自适应变化的需求；另外，随着组装的进行，结构控制所需的传感器和作动器数目也有大幅增加，这使得控制系统维数越来越大，集中控制器自适应更新时的计算效率受限于星载计算机的计算能力，难以顺利实现；为提高集中控制器的求解效率，现有的方法一般是采用模态截断等方式来减小结构系统维数，或通过将模态通道分散化进行独立控制，对于模态相对密集的空间太阳能发电卫星来说，这种处理方式容易造成观测溢出或系统失稳；特别是集中式控制采用单一控制器的形式进行全局控制，当控制器发生故障时无法保证整个空间太阳能发电卫星系统的容错性能。

发明内容

根据上述提出的技术问题，而提供一种空间太阳能发电卫星在轨组装的分布式振动控制器设计方法。本发明采用的技术手段如下：

一种空间太阳能发电卫星在轨组装的分布式振动控制器设计方法，包括如下步骤：

步骤一、根据空间太阳能发电卫星结构组装特点定义可独立控制的子结构形式，建立各子结构间的邻接关系矩阵；

步骤二、基于所述邻接关系矩阵，将子结构的刚度矩阵、质量矩阵、阻尼矩阵按照所处整体结构的相对位置进行拼接组装，建立面向分布式控制的子结构动力学模型和在轨组装过程中空间太阳能发电卫星整体结构的动力学模型；

步骤三、通过所述子结构动力学模型，设计各分布式子结构的振动控制器，将各子结构的控制输入整合为整体结构的控制输入后，带入到整体结构的动力学方程中，得到闭环系统。

进一步地，所述步骤二具体包括：

S21、将子结构之间的物理邻接处理为弹性约束，基于哈密顿原理，建立面向分布式控制的子结构动力学模型，转换成状态空间形式如下：

其中，M、K、C分别为结构的质量矩阵、刚度矩阵、阻尼矩阵；B_Iu为动力加载位置矩阵，C_YI为相应的测量矩阵，X_I为子结构的状态向量，Y_I为子结构的测量向量，v_I为子结构的测量误差向量，I∈{1,2,…,N}，N为子结构的总个数；

S22、整体结构的动力学模型为：

其中，X和Y为空间太阳能电站结构的状态向量和测量向量，A、B₁、B₂和C_Y分别表示系统矩阵、扰动输入矩阵、控制输入矩阵以及系统测量矩阵，W表示系统扰动，V表示测量误差向量，每次模块组装完毕后，根据当前的子结构邻接关系矩阵更新式(2)所示的整体结构动力学模型。

进一步地，所述步骤二中，为了描述子结构的测量向量Y_I与整个系统的测量向量Y之间的关系，定义置换矩阵T_I，其满足：

其中T是置换矩阵，并满足T^TT＝I，I为单位阵。

进一步地，所述步骤三中，依据子结构动力学模型(1)，结合LQR方法和Kalman滤波方法设计各分布式子结构的振动控制器u_I，如式(4)所示

其中，为子结构的状态估计向量，为已知的初始状态估计向量；K_If为定常Kalman滤波增益矩阵；K_Iu为通过LQR方法求得的控制增益矩阵；

各子结构u_I设计完毕后，将整体结构的控制输入带入到整体结构的动力学方程(2)中，得闭环系统：

其中令K_u＝diag(K_1u,K_2u,…,K_Nu)，则有A_AC＝A,B_AC＝-B₂K_u,

本发明提出的控制子结构以及子结构之间邻接关系矩阵，可用于描述在轨组装过程中一直变化的空间太阳能发电卫星整体结构拓扑形式；该方法中设计的子结构控制器可直接降低整体结构控制器的复杂程度，求解更为简单；该方法设计的分布式控制系统利用多个控制器共同工作，由于每次模块组装最多引起邻接子结构的邻接状态发生变化，这种方法仅需少数部分子结构控制器的更新，即可实现整个分布式闭环控制系统的更新，直接提高了控制系统的容错能力，满足李雅普诺夫稳定，且具有随组装自适应更新的特点。

基于上述理由本发明可在航天领域、动力学与结构控制领域广泛推广。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图做以简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明控制子结构在轨组装具体过程过程示意图。

图2为本发明在轨组装过程中的结构变化以及相应的子结构邻接关系矩阵变化示意图。

图3为本发明在轨组装过程中的分布式控制系统更新流程示意图。

图4为本发明实施例中组装模块的局部坐标系及传感器作动器位置示意图。

图5为本发明实施例中目标整体结构及构建的坐标系示意图。

图6为图5中第1个模块组装过程中A点的振动曲线以及控制输入示意图。

图7为图5中第10个模块组装过程中B点的振动曲线以及控制输入示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明公开了一种空间太阳能发电卫星在轨组装的分布式振动控制器设计方法，包括如下步骤：

步骤一、如图1所示，第一步：根据结构组装特点定义可独立控制的子结构形式，并建立子结构间的邻接关系矩阵G。由此，如图2所示，空间太阳能发电卫星在轨组装过程中不断变化的结构拓扑形式可通过上述定义的子结构以及邻接关系矩阵进行描述。需要指出的是，在轨组装过程中，每个模块结构的组装只改变与其有直接连接关系的子结构的邻接状态。

步骤二、基于所述邻接关系矩阵，将子结构的刚度矩阵、质量矩阵、阻尼矩阵按照所处整体结构的相对位置进行拼接组装，建立面向分布式控制的子结构动力学模型和在轨组装过程中空间太阳能发电卫星整体结构的动力学模型；

具体地，S21、将子结构之间的物理邻接处理为弹性约束，基于哈密顿原理，建立面向分布式控制的子结构动力学模型，转换成状态空间形式如下：

其中，M、K、C分别为结构的质量矩阵、刚度矩阵、阻尼矩阵；B_Iu为动力加载位置矩阵，C_YI为相应的测量矩阵，X_I为子结构的状态向量，Y_I为子结构的测量向量，v_I为子结构的测量误差向量，I∈{1,2,…,N}，N为子结构的总个数；

S22、整体结构的动力学模型为：

其中，X和Y为空间太阳能电站结构的状态向量和测量向量，A、B₁、B₂和C_Y分别表示系统矩阵、扰动输入矩阵、控制输入矩阵以及系统测量矩阵，W表示系统扰动，V表示测量误差向量，每次模块组装完毕后，根据当前的子结构邻接关系矩阵更新式(2)所示的整体结构动力学模型。

进一步地，所述步骤二中，为了描述子结构的测量向量Y_I与整个系统的测量向量Y之间的关系，定义置换矩阵T_I，其满足：

其中T是置换矩阵，并满足T^TT＝I，I为单位阵。

步骤三、通过所述子结构动力学模型，设计各分布式子结构的振动控制器，将各子结构的控制输入整合为整体结构的控制输入后，带入到整体结构的动力学方程中，得到闭环系统。

具体地，依据子结构动力学模型(1)，结合LQR方法和Kalman滤波方法设计各分布式子结构的振动控制器u_I，如式(4)所示

其中，为子结构的状态估计向量，为已知的初始状态估计向量；K_If为定常Kalman滤波增益矩阵；K_Iu为通过LQR方法求得的控制增益矩阵；

各子结构u_I设计完毕后，将整体结构的控制输入带入到整体结构的动力学方程(2)中，得闭环系统：

其中令K_u＝diag(K_1u,K_2u,…,K_Nu)，则有A_AC＝A,B_AC＝-B₂K_u,

在轨组装过程中，由于空间太阳能发电卫星的整体结构形式在不断变化，控制系统需要实时更新调整。考虑到可由子结构以及邻接关系矩阵的更新描述形式发生改变的空间太阳能发电卫星，这里控制系统的更新可直接从子结构控制器控制矩阵的更新入手，更新流程如图3所示。这种更新方式有两点优点：一是控制子结构的统一性为增益矩阵K_If和K_Iu的统一计算提供了较大便利；二是由于每次模块组装最多引起邻接子结构的邻接状态发生变化，这种方法仅需少数部分子结构控制器的更新，即可实现整个分布式闭环控制系统的更新。本发明采用的分布式控制是以实现全系统的整体性能指标为目标，通过系统结构分解将大型系统分解成若干相互关联的子系统；利用各子系统自身的动态特性及其与相邻系统的协作关系，以每个子系统为对象设计基本控制器，最后通过大量基本控制器的协同工作实现整体系统的控制。

实施例1

将本发明的方法应用于平板式空间太阳能发电卫星的电池帆板的在轨组装过程，该部件的长宽比为8：1，目标组装结构尺寸为长16m，宽4m，一端固定约束。仿真设定采用的组装模块是的2m*2m的正方形铝板，厚度为0.001m，局部坐标系如图4所示，结构阻尼比设为0.01。组装共用模块结构16个，假设每个模块的组装时间为20s，整体结构组装时间共计320s。为抑制由组装引起的结构振动，每个组装模块已集成关于s_i1轴对称分布的两个作动器，设置作动器只提供沿s_i3轴方向的作用力。设置传感器与作动器同位布置，测量对应位置的挠度以及挠度变化率。在轨组装时，忽略模块结构之间的连接部件，并认为组装完毕后为刚性锁定，组装完毕后整体结构以及坐标系如图5所示(图中数字表示组装顺序)。

将每个模块以及其周边邻接模块作为一个控制子结构，建立其动力学模型；在组装过程中，模块之间的撞击视为组装过程扰动，并用脉冲激励进行模拟；基于子结构的动力学模型求解各子结构的振动控制器，并按照更新方法在组装过程中自适应更新。应用该方法中所提出的分布式控制器进行数值仿真，其中第1、10个模块组装后A、B点的测量信息结果如图6-7所示。仿真结果表明，利用合理的控制输入，本方法控制后测量点的挠度及挠度变化率振动幅值均明显降低95％以上；这说明本方法所提的分布式控制器针对空间太阳能发电卫星在轨组装过程中的振动是有效的。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (4)

1.一种空间太阳能发电卫星在轨组装的分布式振动控制器设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一、根据空间太阳能发电卫星结构组装特点定义可独立控制的子结构形式，建立各子结构间的邻接关系矩阵；

步骤二、基于所述邻接关系矩阵，将子结构的刚度矩阵、质量矩阵、阻尼矩阵按照所处整体结构的相对位置进行拼接组装，建立面向分布式控制的子结构动力学模型和在轨组装过程中空间太阳能发电卫星整体结构的动力学模型；

步骤三、通过所述子结构动力学模型，设计各分布式子结构的振动控制器，将各子结构的控制输入整合为整体结构的控制输入后，得到闭环系统。

2.根据权利要求1所述的空间太阳能发电卫星在轨组装的分布式振动控制器设计方法，其特征在于，所述步骤二具体包括：

S21、将子结构之间的物理邻接处理为弹性约束，基于哈密顿原理，建立面向分布式控制的子结构动力学模型，转换成状态空间形式如下：

其中，M、K、C分别为结构的质量矩阵、刚度矩阵、阻尼矩阵；B_Iu为动力加载位置矩阵，C_YI为相应的测量矩阵，X_I为子结构的状态向量，Y_I为子结构的测量向量，v_I为子结构的测量误差向量，I∈{1,2,…,N}，N为子结构的总个数；

S22、整体结构的动力学模型为：

其中，X和Y为空间太阳能电站结构的状态向量和测量向量，A、B₁、B₂和C_Y分别表示系统矩阵、扰动输入矩阵、控制输入矩阵以及系统测量矩阵，W表示系统扰动，V表示测量误差向量，每次模块组装完毕后，根据当前的子结构邻接关系矩阵更新式(2)所示的整体结构动力学模型。

3.根据权利要求1或2所述的空间太阳能发电卫星在轨组装的分布式振动控制器设计方法，其特征在于，所述步骤二中，为了描述子结构的测量向量Y_I与整个系统的测量向量Y之间的关系，定义置换矩阵T_I，其满足：

其中T是置换矩阵，并满足T^TT＝I，I为单位阵。

4.根据权利要求3所述的空间太阳能发电卫星在轨组装的分布式振动控制器设计方法，其特征在于，所述步骤三中，依据子结构动力学模型(1)，结合LQR方法和Kalman滤波方法设计各分布式子结构的振动控制器u_I，如下式所示：

其中，为子结构的状态估计向量，为已知的初始状态估计向量；K_If为定常Kalman滤波增益矩阵；K_Iu为通过LQR方法求得的控制增益矩阵；

各子结构u_I设计完毕后，将整体结构的控制输入带入到整体结构的动力学方程(2)中，得闭环系统：

其中令K_u＝diag(K_1u,K_2u,…,K_Nu)，则有