CN110775299B - 一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法 - Google Patents

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Abstract

一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法，步骤为：1)星敏感器接收控制计算机发出的同步信号，使得星敏测量数据的测量时刻与控制计算机的控制周期同步；2)根据当前控制周期有无新的星敏测量数据发送回来，获得当前时刻干扰力矩估计值Md,i；3)计算控制器的输出，得到控制力矩，完成航天器的姿态控制。本发明采用前馈补偿的方法，快速消除干扰对航天器姿态角速度的负面影响，保证姿态平稳，从而为星敏正常工作提供保障条件，保证了星敏数据的连续性。

Description

一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法
技术领域
本发明提出了一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法，适用于配置有星敏的航天器喷气控制。
背景技术
航天器控制系统一般用星敏感器获取航天器的惯性姿态信息，用陀螺获取姿态角速度信息，姿态信息和角速度信息用于姿态控制系统进行姿态机动和保持控制。当陀螺发生故障不能提供姿态角速度时，姿态控制系统就会失效，造成航天器失控无法使用。为避免陀螺故障产生的恶劣后果，一般采取多配置陀螺的方式，保证即便有部分陀螺失效，仍可使用备份陀螺进行正常工作。这种方法，增加系统需要配置的陀螺个数，造成系统复杂度增大、重量增加。
采用星敏的姿态测量信息进行角速度估计，是在系统缺少陀螺的直接角速度测量时的一种可选用方法。由于星敏不能够在航天器姿态角速度过大时稳定工作，这种方法的应用具有很大的局限性。当航天器控制系统中存在较大干扰时(如轨控发动机安装偏斜造成轨控时的姿态扰动)，如果不能迅速消除干扰对姿态的扰动，航天器角速度在干扰作用下快速增大，星敏就无法正常输出姿态数据。一般来说，星敏可正常工作的单轴角速度需要保持在0.1～0.3度/秒以下。没有陀螺数据又失去星敏的姿态测量数据，航天器就会进入失控状态。因此，解决好干扰情况下的姿态控制方法，是仅应用星敏进行欠测量姿态控制的关键。特别是，在航天器执行轨道控制操作时。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种仅使用星敏测量数据进行喷气姿态控制的方法，解决了航天器没有陀螺测量数据，且存在较大姿控干扰力矩时，姿态角速度过大星敏不能正常输出测量数据，从而导致姿态控制失效的问题。
本发明的技术方案：一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法，步骤如下：
(1)星敏感器接收控制计算机发出的同步信号，使得星敏测量数据的测量时刻与控制计算机的控制周期同步；
(2)如果当前控制周期有新的星敏测量数据发送回来，则执行3a-3h；如果当前控制周期没有新的星敏测量数据发送回来，则执行4a-4c；
(3a)采用星敏测量的姿态四元素数据直接计算出航天器当前时刻t1的惯性姿态θi；
(3b)采用当前时刻t1的星敏测量的姿态四元素数据q1和当前时刻t1前的某一时刻t2的星敏测量的姿态四元素数据q2，计算当前姿态平均角速度ω1，并记
Figure BDA0002233152150000021
(3c)采用t2时刻的星敏测量的姿态四元素数据q2和t2时刻前的某一时刻t3的星敏测量的姿态四元素数据q3，计算次时刻t2的姿态角速度ω2；
(3d)计算t1时刻至t3时刻间的平均角速度ω；
(3e)计算t1时刻至t3时刻间的星体受到的力矩冲量dT；
(3f)计算t1时刻至t3时刻间的星体受到的干扰力矩冲量dMd；
(3g)计算得到干扰力矩Md；
(3h)采用α-β滤波对干扰力矩计算值进行滤波估计，获得当前时刻干扰力矩估计值Md，i；并转到步骤(5)；
(4a)根据运动学方程，采用外推方法计算出航天器当前时刻t1惯性姿态角θi；
(4b)假设干扰力矩不变，得到当前时刻干扰力矩，即
Md，i＝Md，i-1
其中Md，i-1是上一拍的干扰力矩估计值，Md，0＝0；
(4c)根据动力学方程，采用外推方法计算出航天器当前惯性姿态角速度
Figure BDA0002233152150000022
并转到步骤(5)；
(5)计算控制器的输出，得到控制力矩，完成航天器的姿态控制。
所述步骤(3b)中计算当前姿态平均角速度ω1的具体过程为：
计算得到姿态四元素数据q1和姿态四元素数据q2的误差四元数qe：
qe(1)＝-q2(1)*q1(4)-q2(2)*q1(3)+q2(3)*q1(2)+q2(4)*q1(1)
qe(2)＝q2(1)*q1(3)-q2(2)*q1(4)-q2(3)*q1(1)+q2(1)*q1(2)
qe(3)＝-q2(1)*q1(2)+q2(2)*q1(1)-q2(3)*q1(4)+q2(4)*q1(3)
qe(4)＝q2(1)*q1(1)+q2(2)*q1(2)+q2(3)*q1(3)+q2(4)*q1(4)
其中q(i)，i＝1，2，3，4，为四元素q的第i个元素，所述四元素q包括q1、q2和qe，则当前姿态平均角速度ω1
Figure BDA0002233152150000031
所述步骤(3c)中计算次时刻t2的姿态角速度ω2的具体方法为：
计算姿态四元素数据q2和姿态四元素数据q3的误差四元数qe1：
qe1(1)＝-q3(1)*q2(4)-q3(2)*q2(3)+q3(3)*q2(2)+q3(4)*q2(1)
qe1(2)＝q3(1)*q2(3)-q3(2)*q2(4)-q3(3)*q2(1)+q3(1)*q2(2)
qe1(3)＝-q3(1)*q2(2)+q3(2)*q2(1)-q3(3)*q2(4)+q3(4)*q2(3)
qe1(4)＝q3(1)*q2(1)+q3(2)*q2(2)+q3(3)*q2(3)+q3(4)*q2(4)
其中q(i)，i＝1，2，3，4，为四元素q的第i个元素，所述四元素q包括q3、q4和qe1
则姿态角速度ω2表示为
Figure BDA0002233152150000032
所述步骤(3d)中计算t1时刻至t3时刻间的平均角速度ω＝(ω1×(t1-t2) +ω2×(t2-t3))/(t1-t3)。
所述步骤(3e)中计算t1时刻至t3时刻间的星体受到的力矩冲量
Figure BDA0002233152150000033
Figure BDA0002233152150000034
其中J为星体转动惯量，
Figure BDA0002233152150000035
为平均角速度ω的反对称矩阵。
所述步骤(3f)中计算t1时刻至t3时刻间的星体受到的干扰力矩冲量
Figure BDA0002233152150000041
其中t是控制周期，n是t1时刻至t3时刻间的整周期数，Mci是t1时刻至t3时刻间每周期的控制力矩。
所述步骤(3g)中干扰力矩Md＝dMd/n/t。
所述步骤(3h)中获得当前时刻干扰力矩估计值Md，i＝Md+(1- α)Md，i-1；其中α为滤波系数，Md，i-1是上一拍的干扰力矩估计值，Md，0＝0。
所述步骤(5)中控制力矩公式为：
Figure BDA0002233152150000042
其中：Kp、KI、Kd是PID控制器的控制参数；θc，i是姿态角偏差，
Figure BDA0002233152150000043
是姿态角速度偏差，
Figure BDA0002233152150000044
是姿态角偏差积分；具体计算公式：
θc，i＝θT-θi，
Figure BDA0002233152150000045
θT是目标姿态角，
Figure BDA0002233152150000046
是目标姿态角速度；
Figure BDA0002233152150000047
表示姿态角速度。
本发明的有益效果：
(1)本发明采用星敏数据直接计算的方法进行干扰力矩估计，显著提高了干扰估计的快速性。
(2)本发明采用前馈补偿的方法，快速消除干扰对航天器姿态角速度的负面影响，保证姿态平稳，从而为星敏正常工作提供保障条件，保证了星敏数据的连续性。
(3)实现了在缺少陀螺数据的欠测量条件下，仅使用星敏的测量数据进行姿态控制的目的。从而提高了航天器控制系统的可靠性，降低研制成本。
附图说明
图1为本发明的方法计算流程框图；
具体实施方式
如图1所示，本发明一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法，步骤如下：
(1)星敏感器接收控制计算机发出的同步信号，使得星敏测量数据的测量时刻与控制计算机的控制周期同步。
(2)如果当前控制周期有新的星敏测量数据发送回来，则执行3a-3h。如果当前控制周期没有新的星敏测量数据发送回来，则执行4a-4c。
(3a)采用星敏测量的姿态四元素数据直接计算出航天器当前时刻t1的惯性姿态θi；
(3b)采用当前时刻t1的星敏测量的姿态四元素数据q1和当前时刻t1前的某一时刻t2的星敏测量的姿态四元素数据q2，计算当前姿态平均角速度ω1，并记
Figure BDA0002233152150000051
计算得到姿态四元素数据q1和姿态四元素数据q2的误差四元数qe：
qe(1)＝-q2(1)*q1(4)-q2(2)*q1(3)+q2(3)*q1(2)+q2(4)*q1(1)
qe(2)＝q2(1)*q1(3)-q2(2)*q1(4)-q2(3)*q1(1)+q2(1)*q1(2)
qe(3)＝-q2(1)*q1(2)+q2(2)*q1(1)-q2(3)*q1(4)+q2(4)*q1(3)
qe(4)＝q2(1)*q1(1)+q2(2)*q1(2)+q2(3)*q1(3)+q2(4)*q1(4)
其中q(i)，i＝1，2，3，4，为四元素q的第i个元素，所述四元素q包括q1、q2和qe，则当前姿态平均角速度ω1
Figure BDA0002233152150000052
(3c)采用t2时刻的星敏测量的姿态四元素数据q2和t2时刻前的某一时刻t3的星敏测量的姿态四元素数据q3，计算次时刻t2的姿态角速度ω2。
计算姿态四元素数据q2和姿态四元素数据q3的误差四元数qe1：
qe1(1)＝-q3(1)*q2(4)-q3(2)*q2(3)+q3(3)*q2(2)+q3(4)*q2(1)
qe1(2)＝q3(1)*q2(3)-q3(2)*q2(4)-q3(3)*q2(1)+q3(1)*q2(2)
qe1(3)＝-q3(1)*q2(2)+q3(2)*q2(1)-q3(3)*q2(4)+q3(4)*q2(3)
qe1(4)＝q3(1)*q2(1)+q3(2)*q2(2)+q3(3)*q2(3)+q3(4)*q2(4)
其中q(i)，i＝1，2，3，4，为四元素q的第i个元素，所述四元素q包括q3、q4和qe1
则姿态角速度ω2表示为
Figure BDA0002233152150000061
(3d)计算t1时刻至t3时刻间的平均角速度ω。公式为：ω＝(ω1×(t1-t2) +ω2×(t2-t3))/(t1-t3)。
(3e)计算t1时刻至t3时刻间的星体受到的力矩冲量dT。公式为：
Figure BDA0002233152150000062
其中J为星体转动惯量，
Figure BDA0002233152150000063
为矩阵
Figure BDA0002233152150000064
其中ω(1)、ω(2)、ω(3)分别为平均角速度ω中的三个元素。
(3f)计算t1时刻至t3时刻间的星体受到的干扰力矩冲量dMd。公式为：
Figure BDA0002233152150000065
其中t是控制周期，n是t1时刻至t3时刻间的整周期数，Mci是t1时刻至 t3时刻间每周期的控制力矩。
(3g)计算干扰力矩，Md＝dMd/n/t。
(3h)采用α-β滤波对干扰力矩计算值进行滤波估计，获得当前时刻干扰力矩估计值。公式为：Md，i＝Md+(1-α)Md，i-1，α为滤波系数，Md，i-1是上一拍的干扰力矩估计值，Md，0＝0；并转到步骤(5)
(4a)根据运动学方程
Figure BDA0002233152150000066
采用外推方法计算出航天器当前时刻t1惯性姿态角θi。
(4b)假设干扰力矩不变，得到当前时刻干扰力矩，即
Md，i＝Md，i-1
(4c)根据动力学方程
Figure BDA0002233152150000071
采用外推方法计算出航天器当前惯性姿态角速度
Figure BDA0002233152150000072
(5)计算控制器的输出，得到控制力矩，完成航天器的姿态控制，控制力矩公式为：
Figure BDA0002233152150000073
其中：Kp、KI、Kd是PID控制器的控制参数。θc，i是姿态角偏差，
Figure BDA0002233152150000074
是姿态角速度偏差，
Figure BDA0002233152150000075
是姿态角偏差积分。具体计算公式：
θc，i＝θT-θi，
Figure BDA0002233152150000076
θT是目标姿态角，
Figure BDA0002233152150000077
是目标姿态角速度。
Figure BDA0002233152150000078
表示姿态角速度。

Claims (7)

1.一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法，其特征在于步骤如下：
(1)星敏感器接收控制计算机发出的同步信号，使得星敏感器测量数据的测量时刻与控制计算机的控制周期同步；
(2)如果当前控制周期有新的星敏感器测量数据发送回来，则执行步骤(3a)-(3h)；如果当前控制周期没有新的星敏感器测量数据发送回来，则执行步骤(4a)-(4c)；
(3a)采用星敏感器测量的姿态四元素数据直接计算出航天器当前时刻t1的惯性姿态角θi；
(3b)采用当前时刻t1的星敏感器测量的姿态四元素数据q1和当前时刻t1前的某一时刻t2的星敏感器测量的姿态四元素数据q2，计算当前姿态平均角速度ω1，并记
Figure FDA0002934103100000011
(3c)采用t2时刻的星敏感器测量的姿态四元素数据q2和t2时刻前的某一时刻t3的星敏感器测量的姿态四元素数据q3，计算次时刻t2的姿态角速度ω2；
(3d)计算t1时刻至t3时刻间的平均角速度ω；
(3e)计算t1时刻至t3时刻间的星体受到的力矩冲量dT；
(3f)计算t1时刻至t3时刻间的星体受到的干扰力矩冲量dMd；
(3g)计算得到干扰力矩Md；
(3h)采用α-β滤波对干扰力矩计算值进行滤波估计，获得当前时刻干扰力矩估计值Md,i；并转到步骤(5)；
(4a)根据运动学方程，采用外推方法计算出航天器当前时刻t1惯性姿态角θi；
(4b)假设干扰力矩不变，得到当前时刻干扰力矩，即
Md,i＝Md,i-1
其中Md,i-1是上一拍的干扰力矩估计值，Md,0＝0；
(4c)根据动力学方程，采用外推方法计算出航天器当前惯性姿态角速度
Figure FDA0002934103100000022
并转到步骤(5)；
(5)计算控制器的输出，得到控制力矩，完成航天器的姿态控制。
2.根据权利要求1所述的一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法，其特征在于：所述步骤(3b)中计算当前姿态平均角速度ω1的具体过程为：
计算得到姿态四元素数据q1和姿态四元素数据q2的误差四元数qe：
qe(1)＝-q2(1)*q1(4)-q2(2)*q1(3)+q2(3)*q1(2)+q2(4)*q1(1)
qe(2)＝q2(1)*q1(3)-q2(2)*q1(4)-q2(3)*q1(1)+q2(1)*q1(2)
qe(3)＝-q2(1)*q1(2)+q2(2)*q1(1)-q2(3)*q1(4)+q2(4)*q1(3)
qe(4)＝q2(1)*q1(1)+q2(2)*q1(2)+q2(3)*q1(3)+q2(4)*q1(4)
其中q(i)，i＝1,2,3,4，为四元素q的第i个元素，所述四元素q包括q1、q2和qe，则当前姿态平均角速度ω1
Figure FDA0002934103100000021
3.根据权利要求1所述的一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法，其特征在于：所述步骤(3c)中计算次时刻t2的姿态角速度ω2的具体方法为：
计算姿态四元素数据q2和姿态四元素数据q3的误差四元数qe1：
qe1(1)＝-q3(1)*q2(4)-q3(2)*q2(3)+q3(3)*q2(2)+q3(4)*q2(1)
qe1(2)＝q3(1)*q2(3)-q3(2)*q2(4)-q3(3)*q2(1)+q3(1)*q2(2)
qe1(3)＝-q3(1)*q2(2)+q3(2)*q2(1)-q3(3)*q2(4)+q3(4)*q2(3)
qe1(4)＝q3(1)*q2(1)+q3(2)*q2(2)+q3(3)*q2(3)+q3(4)*q2(4)
其中q(i)，i＝1,2,3,4，为四元素q的第i个元素，所述四元素q包括q3、q4和qe1则姿态角速度ω2表示为
Figure FDA0002934103100000031
4.根据权利要求1所述的一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法，其特征在于：所述步骤(3d)中计算t1时刻至t3时刻间的平均角速度ω＝(ω1×(t1-t2)+ω2×(t2-t3))/(t1-t3)。
5.根据权利要求1所述的一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法，其特征在于：所述步骤(3e)中计算t1时刻至t3时刻间的星体受到的力矩冲量
Figure FDA0002934103100000032
其中J为星体转动惯量，
Figure FDA0002934103100000033
为平均角速度ω的反对称矩阵。
6.根据权利要求1所述的一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法，其特征在于：所述步骤(3f)中计算t1时刻至t3时刻间的星体受到的干扰力矩冲量
Figure FDA0002934103100000034
其中t是控制周期，n是t1时刻至t3时刻间的整周期数，Mci是t1时刻至t3时刻间每周期的控制力矩。
7.根据权利要求1所述的一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法，其特征在于：所述步骤(3h)中获得当前时刻干扰力矩估计值Md,i＝Md+(1-α)Md,i-1；其中α为滤波系数，Md,i-1是上一拍的干扰力矩估计值，Md,0＝0。
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