CN110329549B - 基于三节点舱构型的大尺度挠性航天器的分布式控制方法 - Google Patents

Abstract

基于三节点舱构型的大尺度挠性航天器的分布式控制方法，首先进行大尺度挠性航天器的前舱、中舱、后舱姿态测量的星敏感器感器、陀螺的配置，前舱、中舱、后舱独立的星敏感器+陀螺滤波定姿，然后确定姿态测量基准，进而得到前舱与中舱的相对姿态矩阵、后舱与中舱的相对姿态矩阵，并确定前舱相对于中舱的姿态角速度、后舱相对于中舱的姿态角速度，最后根据被控航天器轨道信息将中舱惯性姿态转换为轨道系姿态信息，根据中舱轨道系姿态信息和目标姿态确定姿态控制误差，进而确定三舱分布式控制量，实现了整星分布式振动主动抑制。

Description

基于三节点舱构型的大尺度挠性航天器的分布式控制方法

技术领域

本发明涉及航天器姿态确定与控制领域，适用于多舱构型的航天器的分布 式定姿和分布式控制。

背景技术

对于复杂多舱结构的大型挠性航天器，由于航天器尺寸庞大，挠性影响严 重，这对航天器的姿态测量与姿态控制提出了巨大的挑战。针对超大尺度结构 航天器的分布式控制需求，卫星一般在各舱配备独立的角动量交换装置作为执 行机构，该问题的难点在于如何进行整星姿态及振动测量与分布式主动控制。

发明内容

本发明的技术解决问题是：针对超大尺度结构航天器的分布式控制需求， 提出以多舱段分别配置星敏感器陀螺、各舱内星敏感器陀螺独立定姿滤波，并 在选定基准舱作为整星姿态基准后，利用舱间相对姿态获取舱间相对运动信息 作为整星结构振动测量信息的整星分布式姿态确定与结构振动测量的有效技 术，并提出了基于分布式测量滤波结果的整星分布式控制方法，解决了三舱挠 性连接构型的超大尺度结构航天器的分布式控制对整星姿态及振动测量与分布 式主动控制问题。

本发明的技术方案为：基于三节点舱构型的大尺度挠性航天器的分布式控 制方法，包括如下步骤：

(1)进行大尺度挠性航天器的前舱、中舱、后舱姿态测量的星敏感器感器、 陀螺的配置：

(2)进行大尺度挠性航天器的前舱、中舱、后舱独立的星敏感器+陀螺滤 波定姿：

(3)选择大尺度挠性航天器中舱的陀螺和星敏感器感器确定姿态测量基 准，进而得到大尺度挠性航天器前舱与中舱的相对姿态矩阵、后舱与中舱的相 对姿态矩阵；

(4)确定大尺度挠性航天器的前舱相对于中舱的姿态角速度、后舱相对于 中舱的姿态角速度；

(5)根据被控航天器轨道信息，按照312转序将大尺度挠性航天器的中 舱惯性姿态转换为轨道系姿态信息：

(6)根据大尺度挠性航天器的中舱轨道系姿态信息和目标姿态确定姿态控 制误差：

(7)根据大尺度挠性航天器的前舱对于中舱的姿态角速度信息、后舱相对 于中舱的姿态角速度信息，确定三舱分布式控制量，并在端舱施加反馈控制， 实现了整星分布式振动主动抑制。

所述的进行大尺度挠性航天器的前舱、中舱、后舱姿态测量的星敏感器感 器、陀螺的配置的方法为：在大尺度挠性航天器的前舱、中舱、后舱均分别配 置至少3个不共面安装的陀螺进行航天器姿态角速度测量，均分别配置不少于 2个星敏感器感器进行双星敏感器姿态确定。

所述的进行大尺度挠性航天器的前舱、中舱、后舱独立的星敏感器+陀螺滤 波定姿的方法为：

(21)根据各舱陀螺测量输出和理论安装位置，计算得到大尺度挠性航天 器的前舱三轴惯性角速度ω_sM、中舱三轴惯性角速度ω_sF、后舱三轴惯性角速度 ω_sB；

(22)根据大尺度挠性航天器的前舱、中舱、后舱上一周期的姿态四元数 q_sM、q_sF、q_sB分别进行大尺度挠性航天器的前舱、中舱、后舱的姿态四元数预 估；

(23)根据大尺度挠性航天器的前舱、中舱、后舱的星敏感器感器测量通 过双矢量定姿和卡尔曼滤波修正步骤(22)预测得到的各舱惯性姿态四元数q_sM、 q_sF、q_sB。

所述的步骤(3)中得到大尺度挠性航天器前舱与中舱的相对姿态矩阵C_MF、 后舱与中舱的相对姿态矩阵C_MB的方法为：

C_MF＝q2c(q_sM)·q2c(q_sF)^T；

C_MB＝q2c(q_sM)·q2c(q_sB)^T；

其中，函数q2c为将姿态四元数转换为姿态矩阵。

所述的步骤(4)中确定大尺度挠性航天器的前舱相对于中舱的姿态角速度 Δω^FM、后舱相对于中舱的姿态角速度Δω^BM的方法为：

Δω_FM＝ω_sM-C_MF·ω_sF；Δω_BM＝ω_sM-C_MB·ω_sB。

所述的步骤(5)中根据被控航天器轨道信息，按照312转序将大尺度挠 性航天器的中舱惯性姿态转换为轨道系姿态信息的方法为：

C_{BO_M}＝q2c(q_sM)·C_OI；

θ_M＝arctan(-C_{BO_M}(1,3)/C_{BO_M}(3,3))；

ψ_M＝arctan(-C_{BO_M}(2,1)/C_{BO_M}(2,2))；

其中，C_OI为卫星轨道系相对惯性系的姿态矩阵，C_{BO_M}为中舱本体系相对 轨道系的姿态矩阵，

θ_M,ψ_M为中舱本体系相对轨道系的姿态角，

为 中舱本体系相对轨道系的姿态角速度，C(i,j)表示矩阵C的第i行第j列对应的元 素，ω₀为大尺度挠性航天器的轨道角速度。

所述的根据大尺度挠性航天器的中舱轨道系姿态信息和目标姿态确定姿态 控制误差的方法为：

θ_cM＝θ_M-θ_rM；ψ_cM＝ψ_M-ψ_rM；

其中，

θ_cM,ψ_cM为大尺度挠性航天器的中舱姿态角控制量误差；

为姿态角速度控制量误差，

θ_rM,ψ_rM为中舱期望姿态角，

为中舱期望姿态角速度。

所述的根据大尺度挠性航天器的前舱对于中舱的姿态角速度信息、后舱相 对于中舱的姿态角速度信息，确定三舱分布式控制量，并在端舱施加反馈控制， 实现了整星分布式振动主动抑制的方法为：

u_MI＝u_MI+T_s×K_I×θ_e

u_CF＝K_dF×Δω_FM

u_CB＝K_dB×Δω_BM

其中，K_p,K_d,K_I,K_dF,K_dB为正定的3×3对角实数矩阵，T_s为控制周期，F_M(s)、 F_F(s)、F_B(s)为稳定的3×3传递函数矩阵，且满足F_M(0)＝I_3×3、F_F(0)＝I_3×3、F_B(0)＝I_3×3，

u_MI为大尺度挠性航天器的中舱控制量 积分，初值取0_3×1，u_CM为大尺度挠性航天器的中舱的输入控制力矩指令，u_CF为 大尺度挠性航天器的前舱的输入控制力矩指令，u_CB为大尺度挠性航天器的后舱 的输入控制力矩指令。

本发明与现有技术相比的有益效果在于：

(1)本发明方法首先选择中舱的陀螺和星敏感器感器确定姿态测量基准， 通过前舱和后舱的陀螺和星敏感器感器测量确定卫星前后舱相对惯性系的姿 态，通过前/后舱星敏感器与中舱星敏感器的测量结果建立前/后舱与中舱星敏感 器的相对姿态关系，利用该相对姿态关系，将前/后舱独立定姿得到的姿态角速 度变换到中舱星敏感器描述的基准坐标系下，进一步得到前/后舱相对于中舱的 相对角速度；并将该相对角速度作为大型天线机构振动的有效测量信息进行反 馈控制；

(2)本项目提出的方法通过在各舱配备独立的姿态测量敏感器，通过端舱 相对于基准舱的角速度信息，在端舱施加反馈控制，实现整星分布式振动主动 抑制。

附图说明

图1为基于三节点舱构型的大尺度挠性航天器的分布式控制方法流程图。

具体实施方式

本发明针对超大尺度结构航天器的分布式控制需求，提出以多舱段分别配 置星敏感器陀螺、各舱内星敏感器陀螺独立定姿滤波，并在选定基准舱作为整 星姿态基准后，利用舱间相对姿态获取舱间相对运动信息作为整星结构振动测 量信息的整星分布式姿态确定与结构振动测量的有效技术，并提出了基于分布 式测量滤波结果的整星分布式控制方法，解决了三舱挠性连接构型的超大尺度 结构航天器的分布式控制对整星姿态及振动测量与分布式主动控制问题，下面 结合附图对本发明方法进行更详细的解释和说明。

如图1所示为基于三节点舱构型的大尺度挠性航天器的分布式控制方法流 程图，本发明提出的基于三节点舱构型的大尺度挠性航天器的分布式控制方法， 具体实施步骤如下：

Step1：首先进行三节点舱姿态测量敏感器的配置：每个节点舱分别配置不 少于3个不共面安装的陀螺进行航天器姿态角速度测量，配置不少于2个星敏 感器感器进行双星敏感器姿态确定。考虑到可靠性设计余量以及卫星需求，可 以适当增加部件配置；

Step2：进行三舱独立的星敏感器+陀螺滤波定姿：首先根据各舱陀螺测量 输出和理论安装，计算出中、前、后各个舱三轴惯性角速度ω_sM、ω_sF、ω_sB；然 后根据各舱上一周期的姿态四元数q_sM、q_sF、q_sB分别进行姿态四元数预估；最 后根据各舱星敏感器感器测量通过双矢量定姿和卡尔曼滤波修正更新各舱惯性 姿态四元数q_sM、q_sF、q_sB；

Step3：选择中舱的陀螺和星敏感器感器确定姿态测量基准，确定前/后舱 与中舱的相对姿态矩阵C_MF、C_MB：

C_MF＝C_MI·C_FI ^T＝q2c(q_sM)·q2c(q_sF)^T；

C_MB＝C_MI·C_BI ^T＝q2c(q_sM)·q2c(q_sB)^T；

其中，函数q2c将姿态四元数转换为姿态矩阵，C_MF为前舱相对于中舱的相 对姿态矩阵，C_MB为后舱相对于中舱的相对姿态矩阵。

Step4：获取前/后舱相对于中舱的姿态角速度Δω_FM、Δω_BM，该相对角速度 即为大型天线机构振动的有效测量信息：

Δω_FM＝ω_sM-C_MF·ω_sF；Δω_BM＝ω_sM-C_MB·ω_sB

其中，Δω_FM为前舱相对于中舱的姿态角速度，Δω_BM为后舱相对于中舱的相 对姿态角速度；

Step5：根据被控航天器轨道信息，按照312转序将中舱惯性姿态转换为 轨道系姿态信息：

C_{BO_M}＝q2c(q_sM)·C_OI；

θ_M＝arctan(-C_{BO_M}(1,3)/C_{BO_M}(3,3))；

ψ_M＝arctan(-C_{BO_M}(2,1)/C_{BO_M}(2,2))；

其中，C_OI为卫星轨道系相对惯性系的姿态矩阵；C_{BO_M}为中舱本体系相对 轨道系的姿态矩阵；

θ_M,ψ_M为中舱本体系相对轨道系的姿态角；

为 中舱本体系相对轨道系的姿态角速度，C(i,j)表示矩阵C的第i行第j列对应的元 素，ω₀为航天器的轨道角速度。

Step6：根据中舱轨道系姿态信息和目标姿态确定姿态控制误差：

θ_cM＝θ_M-θ_rM；ψ_cM＝ψ_M-ψ_rM；

其中，

θ_cM,ψ_cM为中舱姿态角控制量误差；

为姿态角速度控制 量误差；

θ_rM,ψ_rM为中舱期望姿态角；

为中舱期望姿态角速度。

Step7：计算三舱分布式控制量：根据前/后舱相对于中舱的姿态角速度信 息，在前中后三舱施加反馈控制，实现了整星分布式振动主动抑制；

u_MI＝u_MI+T_s×K_I×θ_e

u_CF＝K_dF×Δω_FM

u_CB＝K_dB×Δω_BM

其中，K_p,K_d,K_I,K_dF,K_dB为正定的3×3对角实数矩阵，T_s为控制周期；F_M(s)、 F_F(s)、F_B(s)为稳定的3×3传递函数矩阵，满足F_M(0)＝I_3×3、F_F(0)＝I_3×3、F_B(0)＝I_3×3， 需根据具体被控对对象特点进行参数设计；

u_MI为中舱控制量积分，初值取0_3×1；u_CM、u_CF、u_CB分别 为中舱、前舱和后舱的输入控制力矩指令。

实施例：对于某卫星由三节点舱组成，前后各展开50米的大型挠性天线， 各舱均安装2个高精度星敏感器感器、4个高精度陀螺，选取3个互相垂直的 陀螺组合参与姿态确定。卫星运行在标称轨道高度为700Km，倾角45.0度的 圆轨道，控制周期Ts＝0.125秒。

天线展开后的整星惯量为Iss＝(kgm2)

[4.7e+004 -5.3e+003 -2.1e+003；

-5.3e+003 5.3e+006 -3.9e+003；

-2.1e+003 -3.9e+003 5.4e+006]；

具体实施如下：

1)进行三舱独立的星敏感器+陀螺滤波定姿：计算出各舱三轴惯性角速度 和各舱惯性姿态四元数；

2)选择中舱的陀螺和星敏感器感器确定姿态测量基准，确定前/后舱与中 舱的相对姿态矩阵；

3)获取前/后舱相对于中舱的姿态角速度，获得大型天线机构振动的有效 测量信息；

4)根据被控航天器轨道信息，按照312转序将中舱惯性姿态转换为轨道 系姿态信息，根据中舱轨道系姿态信息和目标姿态确定姿态控制误差；

5)计算三舱分布式控制量：根据前/后舱相对于中舱的姿态角速度信息， 在端舱施加反馈控制，实现了整星分布式振动主动抑制：

其中

综上所述，本发明一种面向大尺度挠性航天器分布式控制的姿态与结构振 动确定方法，是针对超大型空间结构航天器分布式控制任务对整星姿态和结构 振动实施分布式测量与分布式控制需求所提出的一种新型分布式控制方法。首 先选择中舱的陀螺和星敏感器感器确定姿态测量基准，通过前舱和后舱的陀螺 和星敏感器感器测量确定卫星前后舱相对惯性系的姿态，通过前/后舱星敏感器 与中舱星敏感器的测量结果建立前/后舱与中舱星敏感器的相对姿态关系，利用 该相对姿态关系，将前/后舱独立定姿得到的姿态角速度变换到中舱星敏感器描 述的基准坐标系下，进一步得到前/后舱相对于中舱的相对角速度。由于该相对 角速度由天线结构振动引起，因此该相对角速度即为大型天线机构振动的有效 测量信息，并可直接利用该信息在端舱施加反馈控制，实现整星分布式振动主动抑制。与现有技术相比，本发明方法的有效性已通过数学仿真验证，并应用 于多个在研型号中，具有很好的使用价值。

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 (8)

1.基于三节点舱构型的大尺度挠性航天器的分布式控制方法，其特征在于包括如下步骤：

(1)进行大尺度挠性航天器前舱、中舱、后舱姿态测量的星敏感器、陀螺的配置；

(2)完成大尺度挠性航天器的前舱、中舱、后舱独立的星敏感器+陀螺滤波定姿；

(3)选择大尺度挠性航天器中舱的陀螺和星敏感器感器确定姿态测量基准，进而得到大尺度挠性航天器前舱与中舱的相对姿态矩阵、后舱与中舱的相对姿态矩阵；

(4)确定大尺度挠性航天器的前舱相对于中舱的姿态角速度、后舱相对于中舱的姿态角速度；

(5)根据被控航天器轨道信息，将大尺度挠性航天器的中舱惯性姿态转换为轨道系姿态信息；

(6)根据大尺度挠性航天器的中舱轨道系姿态信息和目标姿态确定姿态控制误差；

(7)根据大尺度挠性航天器的前舱对于中舱的姿态角速度信息、后舱相对于中舱的姿态角速度信息，确定三舱分布式控制量，并在端舱施加反馈控制，实现了整星分布式振动主动抑制。

2.根据权利要求1所述的基于三节点舱构型的大尺度挠性航天器的分布式控制方法，其特征在于：所述的进行大尺度挠性航天器前舱、中舱、后舱姿态测量的星敏感器感器、陀螺的配置的方法为：在大尺度挠性航天器的前舱、中舱、后舱均分别配置至少3个不共面安装的陀螺进行航天器姿态角速度测量，在大尺度挠性航天器的前舱、中舱、后舱均分别配置不少于2个星敏感器感器进行双星敏感器姿态确定。

3.根据权利要求2所述的基于三节点舱构型的大尺度挠性航天器的分布式控制方法，其特征在于：所述的完成大尺度挠性航天器的前舱、中舱、后舱独立的星敏感器+陀螺滤波定姿的方法为：

(21)根据各舱陀螺测量输出和理论安装位置，计算得到大尺度挠性航天器的前舱三轴惯性角速度ω_sM、中舱三轴惯性角速度ω_sF、后舱三轴惯性角速度ω_sB；

(22)根据大尺度挠性航天器的前舱、中舱、后舱上一周期的姿态四元数q_sM、q_sF、q_sB分别进行大尺度挠性航天器的前舱、中舱、后舱的姿态四元数预估；

(23)根据大尺度挠性航天器的前舱、中舱、后舱的星敏感器感器测量通过双矢量定姿和卡尔曼滤波修正步骤(22)预测得到的各舱惯性姿态四元数q_sM、q_sF、q_sB。

4.根据权利要求3所述的基于三节点舱构型的大尺度挠性航天器的分布式控制方法，其特征在于：所述的步骤(3)中得到大尺度挠性航天器前舱与中舱的相对姿态矩阵C_MF、后舱与中舱的相对姿态矩阵C_MB的方法为：

C_MF＝q2c(q_sM)·q2c(q_sF)^T；

C_MB＝q2c(q_sM)·q2c(q_sB)^T；

其中，函数q2c为将姿态四元数转换为姿态矩阵。

5.根据权利要求4所述的基于三节点舱构型的大尺度挠性航天器的分布式控制方法，其特征在于：所述的步骤(4)中确定大尺度挠性航天器的前舱相对于中舱的姿态角速度Δω_FM、后舱相对于中舱的姿态角速度Δω_BM的方法为：

Δω_FM＝ω_sM-C_MF·ω_sF；Δω_BM＝ω_sM-C_MB·ω_sB。

6.根据权利要求1所述的基于三节点舱构型的大尺度挠性航天器的分布式控制方法，其特征在于：所述的步骤(5)中根据被控航天器轨道信息，将大尺度挠性航天器的中舱惯性姿态转换为轨道系姿态信息的方法为：

C_{BO_M}＝q2c(q_sM)·C_OI；

θ_M＝arctan(-C_{BO_M}(1,3)/C_{BO_M}(3,3))；

ψ_M＝arctan(-C_{BO_M}(2,1)/C_{BO_M}(2,2))；

其中，C_OI为卫星轨道系相对惯性系的姿态矩阵，C_{BO_M}为中舱本体系相对轨道系的姿态矩阵，

θ_M,ψ_M为中舱本体系相对轨道系的姿态角，

为中舱本体系相对轨道系的姿态角速度，C(i,j)表示矩阵C的第i行第j列对应的元素，ω₀为大尺度挠性航天器的轨道角速度。

7.根据权利要求6所述的基于三节点舱构型的大尺度挠性航天器的分布式控制方法，其特征在于：所述的根据大尺度挠性航天器的中舱轨道系姿态信息和目标姿态确定姿态控制误差的方法为：

θ_cM＝θ_M-θ_rM；ψ_cM＝ψ_M-ψ_rM；

其中，

θ_cM,ψ_cM为大尺度挠性航天器的中舱姿态角控制量误差；

为姿态角速度控制量误差，

θ_rM,ψ_rM为中舱期望姿态角，

为中舱期望姿态角速度。

8.根据权利要求7所述的基于三节点舱构型的大尺度挠性航天器的分布式控制方法，其特征在于：所述的根据大尺度挠性航天器的前舱对于中舱的姿态角速度信息、后舱相对于中舱的姿态角速度信息，确定三舱分布式控制量，并在端舱施加反馈控制，实现了整星分布式振动主动抑制的方法为：

u_MI＝u_MI+T_s×K_I×θ_e

u_CF＝K_dF×Δω_FM

u_CB＝K_dB×Δω_BM

其中，K_p,K_d,K_I,K_dF,K_dB为正定的3×3对角实数矩阵，T_s为控制周期，F_M(s)、F_F(s)、F_B(s)为稳定的3×3传递函数矩阵，且满足F_M(0)＝I_3×3、F_F(0)＝I_3×3、F_B(0)＝I_3×3，

u_MI为大尺度挠性航天器的中舱控制量积分，初值取0_3×1，u_CM为大尺度挠性航天器的中舱的输入控制力矩指令，u_CF为大尺度挠性航天器的前舱的输入控制力矩指令，u_CB为大尺度挠性航天器的后舱的输入控制力矩指令。

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