CN111191374A - 航天器姿态稳定控制实时仿真验证及三维演示方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及复杂航天器控制技术及仿真验证领域，为进行实时仿真验证，达到对所设计控制算法的实时性、安全性及可靠性验证的目的。为此，本发明采取的技术方案是，航天器姿态稳定控制实时仿真验证及三维演示方法，包括以下步骤：第一部分，输入约束下的有限时间控制算法设计：设计有限时间附加系统动态，并在此基础上结合反步控制设计控制器，实现航天器的有限时间姿态稳定控制；第二部分，航天器实时仿真平台结构设计及搭建：针对第一部分提出的控制算法验证需求及航天器控制结构，进行航天器实时仿真平台的的结构设计及搭建工作；第三部分，航天器主控软件设计及实现。本发明主要应用于复杂航天器控制设计场合。
Description
技术领域
本发明涉及复杂航天器控制技术及仿真验证领域，尤其涉及一种输入约束下的复杂航天器有限时间姿态稳定控制及实时仿真验证。具体讲,涉及航天器姿态稳定控制实时仿真验证及三维演示方法。
背景技术
航天器，又称太空飞行器、空天飞行器，是指按照天体力学运行规律在太空运行，负责执行探索、开发、利用太空和天体等复杂航天任务的各种类型的空间飞行器。航天器的发展使得人类的探索范围由地球大气层扩展至广袤无垠的宇宙空间，在军用或民用方面都具有极其重要的作用。近年来，随着空间技术及航天需求的不断发展，航天器结构愈加复杂，对航天器机动能力也提出越来越大的挑战，如何保证复杂航天器快速、有限时间内按照期望姿态运行，是顺利完成航天任务的重要前提。此外，航天器运行过程中，受执行机构的物理约束(如飞轮转速约束限制)影响，执行器可产生力矩的范围是有限的，因此可能无法达到期望力矩大小，降低控制系统的控制性能，严重会导致航天器系统的不稳定，影响航天器的安全飞行。因此，如何在输入约束条件下，实现复杂航天器的有限时间姿态稳定控制是亟需解决的重点问题。
为验证控制算法的有效性，仿真技术发挥着举足轻重的作用。在早期科研过程中，初始阶段多采用实际的物理器件搭载实验的模型与环境，开发周期长，开发成本高昂，同时存在一些安全隐患。在这种背景下，虚拟仿真技术应运而生，其中MATLAB数字仿真在其中独树一帜。MATLAB/Simulink提供的仿真模块，可以实现对整个物理模型及控制算法的模拟验证。然而，传统的Simulink仿真均为离线仿真，只适用于复杂航天器控制算法的初步验证工作，算法的实时性能无法保证，并不能真实可靠地反映控制算法在航天器实际运行中的情况。考虑到航天器运行的特殊性，不能轻易将控制算法搭载至真实航天器进行实验，以避免巨大的经济损失。因此，验证控制算法的实时有效性就显得尤为重要。对航天器模型及控制算法的实时仿真可以真实模拟航天器运行环境及运行过程，更贴近航天器实际飞行情况，为航天器安全飞行提供了前提和保障。
针对以上问题，本发明首次提出一种输入约束下的复杂航天器有限时间姿态稳定控制算法，能够保证在存在输入约束条件下，实现复杂航天器的有限时间姿态稳定控制。此外，该发明设计的航天器实时仿真平台，能够实时模拟航天器的运行状态，更为贴近地反映航天器实飞环境及运行情况，从而完成对算法实时性能的验证工作。更重要的是本发明设计的视景演示部分，利用Unity搭建复杂航天器运行的星空等任务场景，基于所获得的实时仿真数据进行三维可视化演示，从而摆脱了单一的图表分析，实现了从二维到三维的飞跃。
发明内容
为克服现有技术的不足，本发明旨在提出一种应用于复杂航天器的输入约束下有限时间姿态稳定控制算法，并进行实时仿真验证。考虑到实际工程中，航天器无法轻易进行实飞验证的局限性，本发明突破传统离线仿真在实时验证方面的不足，结合复杂航天器算法验证的需求，设计并搭建分布式实时仿真验证平台，模拟并演示航天器在太空环境中的实时运行场景，达到对所设计控制算法的实时性、安全性及可靠性验证的目的。为此，本发明采取的技术方案是，航天器姿态稳定控制实时仿真验证及三维演示方法，包括以下步骤：
第一部分，输入约束下的有限时间控制算法设计：考虑控制输入约束对航天器安全飞行控制性能的影响，采用分环控制，将航天器系统划分为姿态角子系统及角速度子系统，设计有限时间附加系统动态，以有效解决约束问题，并在此基础上结合反步控制设计控制器，实现航天器的有限时间姿态稳定控制；
第二部分，航天器实时仿真平台结构设计及搭建：针对第一部分提出的控制算法验证需求及航天器控制结构，进行航天器实时仿真平台的的结构设计及搭建工作；
第三部分，航天器主控软件设计及实现：主控软件负责航天器仿真进程的控制、仿真数据的提取、显示、存储以及航天器模型各模块间、主控软件与视景软件的数据通信，针对复杂航天器控制算法的实时仿真验证需求，进行主控软件的结构设计，实现航天器模型及算法的实时仿真、网络通信以及航天器仿真数据的显示、存储等功能。
第一部分具体步骤如下：
1)航天器模型及问题描述
运动学模型：
其中，q0为四元数的标量部分，qv＝[q1 q2 q3]T∈R3为四元数的矢量部分，ω＝[ω1ω2 ω3]T为航天器角速度。I3∈R3×3为单位矩阵，q×为斜对称矩阵，表示为：
动力学模型：
其中，d(t)为未知外界干扰，χ∈RN,η∈RM分别为柔性振动模态及液体晃动模态，N,M为模态阶数，Ci,Ki(i＝f,l)分别为振动模态及晃动模态的柔性矩阵及刚度矩阵，且Cf＝diag(2ξjΛj,j＝1,2,,N)，
其中Λj为第j阶柔性振动模态的自然频率，ξj为第j阶阻尼系数，Mη＝diag(m1,m1,,mM,mM)为晃动液体燃料的质量矩阵，mi为第i阶液体晃动模态的晃动液体质量，δf为刚柔耦合矩阵，δl为刚液耦合矩阵，表示为：
其中，bi为第i阶液体模态及质心之间的距离；
复杂航天器在实际运行过程中，受执行机构的物理约束影响，所能产生的控制力矩存在一定约束，而这在控制器设计中需要考虑在内，其数学表达为：
其中，u＝[u1,u2,u3]T为待设计航天器的控制输入，τ为航天器的真实作用力矩，umax及umin分别为控制输入约束的上限及下限；
控制目标为：基于航天器的运动学及动力学模型(0-1)-(0-4)，考虑控制输入约束(16)，设计控制器τ，使得航天器能够在有限时间实现姿态稳定，且控制输入满足约束限制；
2)控制器设计
(1)姿态角子系统
其中，
基于姿态角跟踪误差系统(17)，设计虚拟控制输入ωd：
ωd＝-k1Ξ(q)-1q (7)
其中，k1>0；
(2)角速度子系统
针对角速度子系统，设计控制输入u，不仅需要在有限时间实现对虚拟角速度ωd的稳定跟踪，而且必须满足控制输入约束(16)；
考虑角速度子系统：
其中，
为综合干扰。
定义角速度跟踪误差为eω＝ω-ωd，那么，角速度跟踪误差动态为：
为了补偿控制输入约束，设计如下所示的附加系统：
其中，ξ为附加系统状态，用来处理控制输入约束，k2,λ1>0,0<r<1，u△＝τ-u，|x|rsgn(x)＝[|x|1 rsgn(x1) |x2|rsgn(x2) |x3|rsgn(x3)]T；
定义变量v＝eω-ξ，则基于角速度误差动态(20)，设计真实控制输入u：
其中，λ2>0,0<ε<1。
3)仿真参数设置
仿真过程中，航天器的初始姿态四元数为q(0)＝[0.8986 0.4 0.1 0.15]T，初始角速度为ω(0)＝[0.1 0.05 0.1]Trad/s，航天器转动惯量为
考虑到随着振动及晃动阶数的增加，其对刚体的影响逐渐减小，刚柔耦合矩阵为：
各阶振动模态的自然频率分别设置为：Λ1＝0.7681rad/s,Λ2＝1.1038rad/s,Λ3＝1.8733rad/s，各阶振动模态阻尼分别为ξ1＝0.0056,ξ2＝0.0086,ξ3＝0.013；
前四阶液体晃动模态的阻尼矩阵为Cl＝diag(3.334,3.334,0.237,0.237)，刚度矩阵为Kl＝diag(55.21,55.21,7.27,7.27)，晃动液体质量为m1＝20kg,m2＝0.8kg，b1＝1.127m,b2＝0.994m；
空间未知干扰为d＝0.1[sin(t/10),cos(t/15),sin(t/20)]TNm；
控制器参数选取为：，k1＝0.5，k2＝5，ε＝25/27，r＝15/17，λ1＝0.001，λ2＝0.5；
控制输入约束设定为：umax＝20Nm，umin＝-13Nm；
4.离线仿真验证。
第二部分具体步骤如下：
针对控制算法的验证需求，设计平台硬件由分布式仿真机柜、主控机、视景机、拼接屏构成，整个平台分为三个部分，分别为分布式实时仿真单元、主控单元、视景演示单元；
1)分布式实时仿真单元是针对复杂航天器实时仿真需求所搭建的环境，在将模型拆解编译后，即可在仿真机柜中运行，具体实现步骤如下：
(1)分布式子系统的配置：
利用MATLAB软件xPC实现，xPC目标机由普通PC，通过制作U盘启动盘来配置；
(2)模块的划分：根据航天器整体系统及控制模型中各子模块的功能，划分为控制器部分、刚体部分、柔性部分及液体部分，在分解过程中，各子模型的输出结果带有一重或二重积分环节，将其归入前一个输出模块中；确定子模块划分后，要想编译生成能在目标机运行的文件，需要将原模型中的Interpreted MATLAB Fcn替换为MATLAB Function，并将前者中链接的逻辑代码复制到后者并注意改变后者输入输出的大小；
(3)通讯模块的添加：利用Socket套接字实现不同计算机间的数据传输，将航天器各子模块分别运行在若干xPC目标机上，只需给每个模块添加发送部分和接收部分(Receive与，发送部分需要将数据打包后发送至其它目标机，接收部分接收其它目标机传来的仿真数据包，解包后获得仿真数据；
2)主控单元中，首先，通过提取仿真机柜中的实时数据，将数据以曲线的形式显示在数据面板上，展示实时仿真结果，从而实现对复杂航天器控制算法实时性能的初步验证，其次，主控单元还将航天器的仿真结果作为数据源驱动三维场景，使得实验人员得以更好地观察复杂航天器的控制效果，最后，主控单元还可以接收视景单元传来的复杂航天器任务指令，从而调节航天器的模型参数，进行相应任务的模拟工作；
3.视景演示单元进行了复杂航天器任务场景的搭建，目的是模拟航天器真实的运行环境，在实时仿真数据的驱动下，以更加逼真的方式演示复杂航天器姿态稳定的控制过程。
第三部分具体步骤如下
1)实时仿真
使用Matlab xPC工具箱提供的xPC Framework函数库进行开发，具体来说包括以下几个部分：首先，配置主控软件欲连接的载有航天器模型的xPC的IP地址和端口号；其次，控制复杂航天器仿真进程的开始和结束；再次，进行航天器实时姿态变化等仿真数据监控；最后，实现航天器初始姿态、执行机构控制参数、航天器指向变化的在线调参；
2)网络通信
作为航天器实时仿真验证平台的纽带，通过网络通信与装载航天器模型的各个xPC目标机进行交互，提取实时仿真数据以及进行在线调参，并通过网络通信这个“桥梁”将数据发送至视景机，进而驱动复杂航天器的三维虚拟场景进行演示；
3)数据库
将实时仿真数据保存至数据库；
4)实时仿真验证。
第四部分具体步骤如下：
1)场景资源：在利用Unity3D进行视景模拟时，首先要进行场景资源的制作与获取，基于复杂航天器的任务环境，主要涉及到太空场景的模拟，具体分为复杂航天器模型的制作、地球模型的制作、星空背景的实现以及太阳光照的模拟，模型的制作才用3D建模软件；
2.着色器：引入Unity3D中的着色器shader技术，shader分为两类：顶点着色器Vertex Shader和片元着色器Fragment Shader，航天器的帆板模型由若干个三角面所构成，shader中的顶点着色器可以访问其顶点信息，将这些信息代入柔性部分控制模型后，结合接收到的帆板震动广义坐标数据，可实现基于数据驱动的帆板振动效果；
3.液体模拟：对于复杂航天器，利用制作特效的专门软件C4D、Houdini模拟燃料的晃动；
4.视景演示。
本发明的特点及有益效果是：
本发明提出了一种输入约束下的复杂航天器有限时间姿态稳定控制算法，针对算法的验证需求，设计并搭建了分布式实时仿真验证平台，能够获取实时状态下航天器的仿真数据，并基于实时结果进行视景模拟，从而验证控制算法在航天器实时运行环境下的有效性。
在航空航天领域，传统的实物仿真研究周期长、实验成本高。而对于离线仿真，难以真实模拟航天器的实际运行过程，算法的可靠性难以得到保证。此平台在实物仿真和离线仿真的基础上对航天器的物理部件进行建模，在分布式仿真机柜中进行实时运算，通过主控软件显示仿真曲线并驱动Unity3D搭建的虚拟星空场景进行演示，大大缩短了研究周期，在较短的时间内即可验证所用控制算法在实时状态下的稳定性、快速性等指标，减少了实验材料的损耗和人员的配置，避免了不必要的支出。与此同时，对于复杂航天器姿态稳定过程的三维可视化演示摆脱了以往复杂的图表分析，在提供直观视觉体验的同时，将人们彻底地从抽象的数据中解脱出来。
综上所述，本发明设计的输入约束下的复杂航天器有限时间姿态稳定控制及实时仿真验证平台工程实用性强，有较高的应用价值，为将来不同航天器模型及控制算法的分析验证提供了坚实的基础。此外，本发明还可作为一个完整的验证平台应用于其它领域，具有相当高的现实意义。
附图说明：
附图1航天器离线仿真曲线。
附图2航天器实时仿真平台总体结构图。
附图3航天器分布式实时仿真流程图。
附图4航天器主控软件结构图。
附图5航天器实时仿真曲线。
附图6航天器视景演示架构图。
附图7航天器视景演示图。
a航天器姿态调整过程；
b航天器姿态稳定。
具体实施方式
本发明提出了一种输入约束下的复杂航天器有限时间姿态稳定控制算法，并针对算法的验证需求搭建了分布式实时仿真验证平台，最终在实时环境下验证了控制算法的有效性，并基于实时仿真数据，实现了复杂航天器姿态稳定过程的三维可视化演示。
本发明的技术方案如下：
第一部分，输入约束下的有限时间控制算法设计：提出了一种输入约束下的复杂航天器有限时间姿态稳定控制算法，考虑控制输入约束对航天器安全飞行控制性能的影响，采用分环控制思想，将航天器系统划分为姿态角子系统及角速度子系统，设计新型的有限时间附加系统动态，以有效解决约束问题，并在此基础上结合反步控制思想设计控制器，实现航天器的有限时间姿态稳定控制。
第二部分，航天器实时仿真平台结构设计及搭建：针对第一部分提出的控制算法验证需求及航天器控制结构，进行复杂航天器实时仿真平台的的结构设计及搭建工作。在实验室现有设备的基础上，进行了硬件架构的设计。其中，重点进行了实时仿真环境的搭建工作，从而为航天器控制算法的实时仿真验证及三维视景演示奠定基础。
第三部分，航天器主控软件设计及实现：主控软件负责航天器仿真进程的控制、仿真数据的提取、显示、存储以及航天器模型各模块间、主控软件与视景软件的数据通信。针对复杂航天器控制算法的实时仿真验证需求，进行主控软件的结构设计，采用微软提出的WPF技术进行了软件的制作，实现了航天器模型及算法的实时仿真、网络通信以及航天器仿真数据的显示、存储等功能。
第四部分，航天器视景软件设计及实现：针对复杂航天器的任务场景，进行了场景资源的制作，真实地再现了航天器的物理结构及工作环境。三维场景基于航天器的实时仿真数据进行驱动，最终完成了航天器姿态稳定控制过程的视景演示。
下面结合附图和具体实例进一步详细说明本发明。
本发明以复杂航天器模型为研究对象，提出一种输入约束下的有限时间姿态稳定控制法，并针对控制算法的验证需求设计了分布式实时仿真验证平台。搭建分布式实时仿真环境进行航天器实际运行过程的模拟，并通过主控软件进行数据的实时显示。进一步的，利用主控软件传来的实时仿真数据驱动视景软件的三维虚拟场景，真实模拟太空中航天器的姿态稳定过程，最终验证了控制算法在实时环境下的有效性，具体实现过程如下。
第一步，基于复杂航天器模型的控制器设计及离线仿真验证。
1.航天器模型及问题描述
运动学模型：
其中，q0为四元数的标量部分，qv＝[q1 q2 q3]T∈R3为四元数的矢量部分，ω＝[ω1ω2 ω3]T为航天器角速度。I3∈R3×3为单位矩阵，q×为斜对称矩阵，表示为：
动力学模型：
其中，d(t)为未知外界干扰，χ∈RN,η∈RM分别为柔性振动模态及液体晃动模态，N,M为模态阶数。Ci,Ki(i＝f,l)分别为振动模态及晃动模态的柔性矩阵及刚度矩阵，且Cf＝diag(2ξjΛj,j＝1,2,,N)，
其中Λj为第j阶柔性振动模态的自然频率，ξj为第j阶阻尼系数。Mη＝diag(m1,m1,,mM,mM)为晃动液体燃料的质量矩阵，mi为第i阶液体晃动模态的晃动液体质量。δf为刚柔耦合矩阵，δl为刚液耦合矩阵，表示为：
其中，bi为第i阶液体模态及质心之间的距离。
复杂航天器在实际运行过程中，受执行机构(如飞轮、推力器等)的物理约束影响，所能产生的控制力矩存在一定约束，而这在控制器设计中需要考虑在内，其数学表达为：
其中，u＝[u1,u2,u3]T为待设计航天器的控制输入，τ为航天器的真实作用力矩，umax及umin分别为控制输入约束的上限及下限。
控制目标为：基于航天器的运动学及动力学模型(0-1)-(0-4)，考虑控制输入约束(16)，设计控制器τ，使得航天器能够在有限时间实现姿态稳定，且控制输入满足约束限制。
2.控制器设计
(1)姿态角子系统
其中，
基于姿态角跟踪误差系统(17)，设计虚拟控制输入ωd：
ωd＝-k1Ξ(q)-1q (18)
其中，k1>0。
(2)角速度子系统
针对角速度子系统，设计控制输入u，不仅需要在有限时间实现对虚拟角速度ωd的稳定跟踪，而且必须满足控制输入约束(16)。
考虑角速度子系统：
其中，
为综合干扰。
定义角速度跟踪误差为eω＝ω-ωd，那么，角速度跟踪误差动态为：
为了补偿控制输入约束，设计如下所示的附加系统：
其中，ξ为附加系统状态，用来处理控制输入约束，k2,λ1>0,0<r<1，u△＝τ-u，|x|rsgn(x)＝[|x|1 rsgn(x1) |x2|rsgn(x2) |x3|rsgn(x3)]T。
定义变量v＝eω-ξ，则基于角速度误差动态(20)，设计真实控制输入u：
其中，λ2>0,0<ε<1。
3.仿真参数设置
仿真过程中，航天器的初始姿态四元数为q(0)＝[0.8986 0.4 0.1 0.15]T，初始角速度为ω(0)＝[0.1 0.05 0.1]Trad/s。航天器转动惯量为
考虑到随着振动及晃动阶数的增加，其对刚体的影响逐渐减小，因此，在本次仿真中，考虑前三阶振动模态及前四阶晃动模态。其中，刚柔耦合矩阵为
各阶振动模态的自然频率分别设置为：Λ1＝0.7681rad/s,Λ2＝1.1038rad/s,Λ3＝1.8733rad/s，各阶振动模态阻尼分别为ξ1＝0.0056,ξ2＝0.0086,ξ3＝0.013。
前四阶液体晃动模态的阻尼矩阵为Cl＝diag(3.334,3.334,0.237,0.237)，刚度矩阵为Kl＝diag(55.21,55.21,7.27,7.27)，晃动液体质量为m1＝20kg,m2＝0.8kg，b1＝1.127m,b2＝0.994m。
空间未知干扰为d＝0.1[sin(t/10),cos(t/15),sin(t/20)]TNm。
控制器参数选取为：，k1＝0.5，k2＝5，ε＝25/27，r＝15/17，λ1＝0.001，λ2＝0.5。
控制输入约束设定为：umax＝20Nm，umin＝-13Nm。
4.离线仿真验证
图1为控制算法的离线仿真曲线。其中，图a和图b分别给出了姿态四元数及姿态角速度曲线，从中可以看出在控制输入存在约束的条件下，本算法可以保证有限时间内航天器的姿态稳定控制。进一步，图c给出了控制力矩的仿真曲线，从仿真图可以看出，控制力矩满足所设定的约束范围。最终，结合图d附加系统状态曲线，验证了输入约束算法的快速性能。
第二步，基于复杂航天器控制算法的实时仿真验证平台的设计与实现。
针对控制算法的验证需求，图2给出了分布式实时仿真虚拟平台的总体架构。本发明设计的实时仿真平台承担着复杂航天器实时仿真、仿真结果的显示、复杂航天器姿态稳定控制过程的三维视景模拟的功能，平台硬件由分布式仿真机柜、主控机、视景机、拼接屏等部分构成。整个平台分为三个部分，分别为分布式实时仿真单元、主控单元、视景演示单元。
1.分布式实时仿真单元是针对复杂航天器实时仿真需求所搭建的环境，在将模型拆解编译后，即可在仿真机柜中运行，整体流程如图3所示。具体实现步骤如下：
(1)分布式子系统的配置：配置xPC目标机是搭建复杂航天器分布式实时仿真环境必不可少的一环。xPC是MATLAB提供的一种用于产品原型测试、开发和实时系统配置的PC机解决方案。xPC目标机可由普通PC，通过制作U盘启动盘来配置。常用的软件为FlashBoot，此软件只能在XP和Windows7系统上兼容。在配置dos启动盘时，主要设置的参数为本机的IP及端口号以及与其他xPC进行数据交互的端口信息，注意不同xPC的IP以及端口互异，同一台xPC不可采用相同的端口号。
(2)模块的划分：复杂航天器整体的模型框图复杂，耦合性高，难以清晰的展示各子模块间的交互关系。因此，根据航天器整体系统及控制模型中各子模块的功能，将其划分为控制器部分、刚体部分、柔性部分及液体部分。在分解过程中，各子模型的输出结果一般都带有一重或二重积分环节，为更符合实际以及模块的完整性，应将其归入前一个输出模块中。确定子模块划分后，要想编译生成能在目标机运行的文件，需要将原模型中的Interpreted MATLAB Fcn替换为MATLAB Function，并将前者中链接的逻辑代码复制到后者并注意改变后者输入输出的大小。
(3)通讯模块的添加：为实现复杂航天器系统所划分的各模块间的实时通信，需要为各模块间设置“桥梁”。网络通信通过网络，遵循一定的网络协议将各个相互独立的计算机连接在一起，实现信息的交互与共享。Socket套接字可实现不同计算机间的数据传输，内部封装了UDP和TCP/IP协议。UDP协议定义了端口，同一台主机上的不同程序其端口号是唯一确定的，各不相同。通过指定数据包的目标机IP以及端口号即可将数据发送至指定的位置。UDP虽然简单、易行，但缺乏确认机制，往往会出现丢包的现象。TCP/IP是一种面向连接的、可靠的、基于字节流的通信协议，在UDP的基础上加入了确认机制，保证了通信的可靠性。由于复杂航天器仿真数据量巨大，少量的丢包对最终结果影响不大，且UDP协议实时性强，满足实验需要，故通讯模块采用UDP通讯。将复杂航天器各子模块分别运行在五台xPC目标机上，只需给每个模块添加发送部分(Byte Packing与Send)和接收部分(Receive与Unpacking)。发送部分需要将数据打包后发送至其它目标机，接收部分接收其它目标机传来的仿真数据包，解包后即可获得仿真数据。
2.主控单元是复杂航天器实时仿真验证平台的“控制中心”，对平台的资源进行调度。首先，通过提取仿真机柜中的实时数据，将数据以曲线的形式显示在数据面板上，以清晰明了的方式展示实时仿真结果，从而实现对复杂航天器控制算法实时性能的初步验证。其次，主控单元还将航天器的仿真结果作为数据源驱动三维场景，使得实验人员得以更好地观察复杂航天器的控制效果。最后，主控单元还可以接收视景单元传来的复杂航天器任务指令，从而调节航天器的模型参数，进行相应任务的模拟工作。
3.视景演示单元进行了复杂航天器任务场景的搭建，目的是模拟航天器真实的运行环境，在实时仿真数据的驱动下，以更加逼真的方式演示复杂航天器姿态稳定的控制过程。
第三步，复杂航天器主控软件的设计与实现以及控制算法的实时仿真验证。
主控软件是整个验证平台的中枢，通过提取xPC目标机的实时仿真数据，驱动三维场景演示航天器的运行环境及航天器姿态调整过程，并通过主控面板的实时仿真曲线与离线仿真结果进行对比验证控制算法的有效性。参见图4，可将主控软件分为以下几个部分：
1.实时仿真模块
实时仿真模块在于模拟复杂航天器的真实运行过程，更加真实的反映航天器的运行状况。它主要使用Matlab xPC工具箱提供的xPC Framework函数库进行开发。具体来说包括以下几个部分：首先，配置主控软件欲连接的载有航天器模型的xPC的IP地址和端口号；其次，控制复杂航天器仿真进程的开始和结束；再次，进行航天器实时姿态变化等仿真数据监控；最后，实现航天器初始姿态、执行机构控制参数、航天器指向变化的在线调参。
2.网络通信模块
此模块是复杂航天器实时仿真验证平台的纽带，上位机通过网络通信与装载航天器模型的各个xPC目标机进行交互，提取实时仿真数据以及进行在线调参，并通过网络通信这个“桥梁”将数据发送至视景机，进而驱动复杂航天器的三维虚拟场景进行演示。该模块采用TCP协议和Google Protobuf结合进行开发。
TCP(Transmission Control Protocol，传输控制协议)是一种面向连接的、可靠的、基于字节流的传输层通信协议，与UDP(User Datagram Protocol，用户数据报协议)相比，传输速度更慢，性能损耗更大，但是可以保证数据一定到达接收端，是一种可靠的传输通信协议，本模块采用TCP协议进行设计与实现。
Google Protobuf是Google公司开发的用于结构化数据的序列化与反序列化的技术，相比于类似的解决方案如json(JavaScript Object Notation，JS对象简谱)、xml(Extensible Markup Language，可扩展标记语言)等，Protobuf具有编码速度更快、体积更小等优势，由于主控软件需要以高频率定时发送复杂航天器仿真数据至视景软件进行演示，因此Protobuf有利于控制算法的实时性验证以及保证复杂航天器三维模拟的画面刷新帧率。
3.数据库模块
为了方便复杂航天器仿真之后的数据分析工作，应该将实时仿真数据保存下来，由此引入了数据库技术。数据库模块基于MySQL数据库进行开发，MySQL是甲骨文(Oracle)公司旗下的关系数据库管理系统，具有性能高、成本低、可靠性好等优势，被广泛的应用于中小型网站的开发中。
4.实时仿真验证
由图5可以看出，本发明所提出的航天器输入约束姿态稳定控制算法在实时环境下的仿真结果与离线情形下基本一致。由图a和图b可以看出，在有限时间内实现了复杂航天器的姿态稳定控制；图c则显示了控制器力矩的波动情况，可以看到，控制力矩满足控制器设计的初始约束。由此，验证了该算法的实时性能。
第四步，复杂航天器视景软件的设计与实现。
视景软件的总体结构如图6所示，通过接收主控软件传来的航天器姿态变化仿真数据，驱动三维场景进行航天器运行环境及姿态调整过程的演示。本发明基于Unity3D物理引擎进行复杂航天器工作环境的搭建工作。Unity3D具有强大的跨平台特性、绚丽的特效系统、完备的基础框架、精细的性能分析工具、可扩展的编辑器、方便的资源管理系统以及丰富的插件，适用于本平台的场景搭建与视景演示。针对复杂航天器的任务环境以及演示需求，可将该模块分为场景资源、着色器、液体模拟、视景演示四部分，现将技术方案阐述如下。
1.场景资源：在利用Unity3D进行视景模拟时，首先要进行场景资源的制作与获取。基于复杂航天器的任务环境，主要涉及到太空场景的模拟，具体来说可分为复杂航天器模型的制作、地球模型的制作、星空背景的实现以及太阳光照的模拟。模型的制作要用到3D建模软件，如今主流的3D建模软件有C4D、3D Max、Sketch Up等。C4D是德国MAXON公司开发的三维图像制作软件，以其高速的运算和强大的渲染插件著称。3D Max由Discreet公司开发，基于PC系统进行三维动画的渲染和制作。不同于3D Max，Sketch Up(又名“草图大师”)是平面建模，通过其提供的简单详尽的颜色、线条和文本提示系统，使得不用键入坐标，就可跟踪位置完成相关的建模。由于3D Max更着重于游戏、动画、影视特效等方面，所以相关的建模工作借助其完成。在Unity3D中，星空背景要利用天空盒(skybox)来实现。天空盒是一个全景视图，由沿主轴方向的上下左右前后六个方向的贴图构成，六张贴图合并成一个球体，对于内部的相机(Camera)来说，无论从什么角度观察，都会是一张连续的画面。天空盒的使用非常简单。首先，对于复杂航天器的任务场景，须先导入星空贴图，将贴图的WrapMode属性设置为Clamp，这样可以避免图片间过渡不自然的的问题；其次，创建一个材质(Material)并将其着色器(shader)设置为天空盒,具体属性值为6Side,将六张纹理拖入相应位置即可完成天空盒的制作；最后按照Window->Rendering->Lighting Settings，将Environment下的Skybox Material替换为制作好的天空盒即可。在贴图制作的过程中，需要用到Photoshop软件，因此需具备一定的美术功底。太阳光照并不需要建立太阳的3D模型，只需借助Unity3D强大的光照的系统即可实现。具体实现方法为在光照的Flare属性中添加实现制作的太阳精灵体(Sprite)，即可实现预期效果。
2.着色器：在本发明中，涉及到航天器柔性帆板动画的制作，这就需要获取到帆板模型中各个位置的顶点信息，由此引入Unity3D中的shader技术。Shader(即着色器)是一种较为短小的程序片段，用于告诉图形硬件(GPU)如何计算和输出图像。通俗地说：shader就是可编程图形管线的算法片段。它主要分为两类：顶点着色器(Vertex Shader)和片元着色器(Fragment Shader)。复杂航天器的帆板模型由若干个三角面所构成，shader中的顶点着色器可以访问其顶点信息，将这些信息代入柔性部分控制模型后，结合接收到的帆板震动广义坐标数据，即可实现基于数据驱动的帆板振动效果。
3.液体模拟：对于复杂航天器来说，液体燃料晃动的模拟是不可或缺的。流体模拟是个比较复杂的过程，涉及到大量的计算。在制作特效的专门软件C4D、Houdini中，嵌入了强大的流体模拟插件，可实现真实的流体动画。但在Unity3D中，液体模拟却没那么简单。而且，航天器中的液体在微重力环境下，对于液体重力加速度、黏度等参数的控制变得尤为困难。目前在Unity中，性能、效果表现较好的插件只有Obi Fluid。通过此插件，可以控制生成液体粒子的数量、液体的黏度、摩擦系数、重力加速度等方面的信息，可以较好地满足复杂航天器在太空微重力环境中液体燃料动画的模拟。
4.视景演示：参见图7，图a为航天器实时姿态调整过程，可以看出在姿态变化的过程中，航天器柔性帆板振动剧烈，液体燃料存在较大的晃动；图b显示了航天器姿态稳定控制过程结束时的航天器刚体、柔性、液体三部分的姿态，可以看出，姿态稳定后航天器的柔性帆板及液体燃料也都趋于稳定，从而验证了本发明所提出控制算法的有效性。
下面给出具体实例：
系统软硬件配置
以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (5)
1.一种航天器姿态稳定控制实时仿真验证及三维演示方法，其特征是，包括以下步骤：
第一部分，输入约束下的有限时间控制算法设计：考虑控制输入约束对航天器安全飞行控制性能的影响，采用分环控制，将航天器系统划分为姿态角子系统及角速度子系统，设计有限时间附加系统动态，以有效解决约束问题，并在此基础上结合反步控制设计控制器，实现航天器的有限时间姿态稳定控制；
第二部分，航天器实时仿真平台结构设计及搭建：针对第一部分提出的控制算法验证需求及航天器控制结构，进行航天器实时仿真平台的的结构设计及搭建工作；
第三部分，航天器主控软件设计及实现：主控软件负责航天器仿真进程的控制、仿真数据的提取、显示、存储以及航天器模型各模块间、主控软件与视景软件的数据通信，针对复杂航天器控制算法的实时仿真验证需求，进行主控软件的结构设计，实现航天器模型及算法的实时仿真、网络通信以及航天器仿真数据的显示、存储等功能。
2.如权利要求1所述的航天器姿态稳定控制实时仿真验证及三维演示方法，其特征是，第一部分具体步骤如下：
1)航天器模型及问题描述
运动学模型：
其中，q0为四元数的标量部分，qv＝[q1 q2 q3]T∈R3为四元数的矢量部分，ω＝[ω1 ω2ω3]T为航天器角速度。I3∈R3×3为单位矩阵，q×为斜对称矩阵，表示为：
动力学模型：
其中，d(t)为未知外界干扰，χ∈RN,η∈RM分别为柔性振动模态及液体晃动模态，N,M为模态阶数，Ci,Ki(i＝f,l)分别为振动模态及晃动模态的柔性矩阵及刚度矩阵，且Cf＝diag(2ξjΛj,j＝1,2,,N)，
其中Λj为第j阶柔性振动模态的自然频率，ξj为第j阶阻尼系数，Mη＝diag(m1,m1,,mM,mM)为晃动液体燃料的质量矩阵，mi为第i阶液体晃动模态的晃动液体质量，δf为刚柔耦合矩阵，δl为刚液耦合矩阵，表示为：
其中，bi为第i阶液体模态及质心之间的距离；
复杂航天器在实际运行过程中，受执行机构的物理约束影响，所能产生的控制力矩存在一定约束，而这在控制器设计中需要考虑在内，其数学表达为：
其中，u＝[u1,u2,u3]T为待设计航天器的控制输入，τ为航天器的真实作用力矩，umax及umin分别为控制输入约束的上限及下限；
控制目标为：基于航天器的运动学及动力学模型(0-1)-(0-4)，考虑控制输入约束(16)，设计控制器τ，使得航天器能够在有限时间实现姿态稳定，且控制输入满足约束限制；
2)控制器设计
(1)姿态角子系统
其中，
基于姿态角跟踪误差系统(17)，设计虚拟控制输入ωd：
ωd＝-k1Ξ(q)-1q (7)
其中，k1>0；
(2)角速度子系统
针对角速度子系统，设计控制输入u，不仅需要在有限时间实现对虚拟角速度ωd的稳定跟踪，而且必须满足控制输入约束(16)；
考虑角速度子系统：
其中，
为综合干扰。
定义角速度跟踪误差为eω＝ω-ωd，那么，角速度跟踪误差动态为：
为了补偿控制输入约束，设计如下所示的附加系统：
ξ＝-k2ξ-λ1|ξ|rsgn(ξ)+u△ (10)
其中，ξ为附加系统状态，用来处理控制输入约束，k2,λ1>0,0<r<1，u△＝τ-u，|x|rsgn(x)＝[|x1|rsgn(x1) |x2|rsgn(x2) |x3|rsgn(x3)]T；
定义变量v＝eω-ξ，则基于角速度误差动态(20)，设计真实控制输入u：
其中，λ2>0,0<ε<1。
3)仿真参数设置
仿真过程中，航天器的初始姿态四元数为q(0)＝[0.8986 0.4 0.1 0.15]T，初始角速度为ω(0)＝[0.1 0.05 0.1]Trad/s，航天器转动惯量为
考虑到随着振动及晃动阶数的增加，其对刚体的影响逐渐减小，刚柔耦合矩阵为：
各阶振动模态的自然频率分别设置为：Λ1＝0.7681rad/s,Λ2＝1.1038rad/s,Λ3＝1.8733rad/s，各阶振动模态阻尼分别为ξ1＝0.0056,ξ2＝0.0086,ξ3＝0.013；
前四阶液体晃动模态的阻尼矩阵为Cl＝diag(3.334,3.334,0.237,0.237)，刚度矩阵为Kl＝diag(55.21,55.21,7.27,7.27)，晃动液体质量为m1＝20kg,m2＝0.8kg，b1＝1.127m,b2＝0.994m；
空间未知干扰为d＝0.1[sin(t/10),cos(t/15),sin(t/20)]TNm；
控制器参数选取为：，k1＝0.5，k2＝5，ε＝25/27，r＝15/17，λ1＝0.001，λ2＝0.5；
控制输入约束设定为：umax＝20Nm，umin＝-13Nm；
4)离线仿真验证。
3.如权利要求1所述的航天器姿态稳定控制实时仿真验证及三维演示方法，其特征是，第二部分具体步骤如下：
针对控制算法的验证需求，设计平台硬件由分布式仿真机柜、主控机、视景机、拼接屏构成，整个平台分为三个部分，分别为分布式实时仿真单元、主控单元、视景演示单元；
1)分布式实时仿真单元是针对复杂航天器实时仿真需求所搭建的环境，在将模型拆解编译后，即可在仿真机柜中运行，具体实现步骤如下：
(1)分布式子系统的配置：
利用MATLAB软件xPC实现，xPC目标机由普通PC，通过制作U盘启动盘来配置；
(2)模块的划分：根据航天器整体系统及控制模型中各子模块的功能，划分为控制器部分、刚体部分、柔性部分及液体部分，在分解过程中，各子模型的输出结果带有一重或二重积分环节，将其归入前一个输出模块中；确定子模块划分后，要想编译生成能在目标机运行的文件，需要将原模型中的Interpreted MATLAB Fcn替换为MATLAB Function，并将前者中链接的逻辑代码复制到后者并注意改变后者输入输出的大小；
(3)通讯模块的添加：利用Socket套接字实现不同计算机间的数据传输，将航天器各子模块分别运行在若干xPC目标机上，只需给每个模块添加发送部分和接收部分(Receive与，发送部分需要将数据打包后发送至其它目标机，接收部分接收其它目标机传来的仿真数据包，解包后获得仿真数据；
2)主控单元中，首先，通过提取仿真机柜中的实时数据，将数据以曲线的形式显示在数据面板上，展示实时仿真结果，从而实现对复杂航天器控制算法实时性能的初步验证，其次，主控单元还将航天器的仿真结果作为数据源驱动三维场景，使得实验人员得以更好地观察复杂航天器的控制效果，最后，主控单元还可以接收视景单元传来的复杂航天器任务指令，从而调节航天器的模型参数，进行相应任务的模拟工作；
3)视景演示单元进行了复杂航天器任务场景的搭建，目的是模拟航天器真实的运行环境，在实时仿真数据的驱动下，以更加逼真的方式演示复杂航天器姿态稳定的控制过程。
4.如权利要求1所述的航天器姿态稳定控制实时仿真验证及三维演示方法，其特征是，第三部分具体步骤如下：
1)实时仿真
使用Matlab xPC工具箱提供的xPC Framework函数库进行开发，具体来说包括以下几个部分：首先，配置主控软件欲连接的载有航天器模型的xPC的IP地址和端口号；其次，控制复杂航天器仿真进程的开始和结束；再次，进行航天器实时姿态变化等仿真数据监控；最后，实现航天器初始姿态、执行机构控制参数、航天器指向变化的在线调参；
2)网络通信
作为航天器实时仿真验证平台的纽带，通过网络通信与装载航天器模型的各个xPC目标机进行交互，提取实时仿真数据以及进行在线调参，并通过网络通信这个“桥梁”将数据发送至视景机，进而驱动复杂航天器的三维虚拟场景进行演示；
3)数据库
将实时仿真数据保存至数据库；
4)实时仿真验证。
5.如权利要求1所述的航天器姿态稳定控制实时仿真验证及三维演示方法，其特征是，第四部分具体步骤如下：
1)场景资源：在利用Unity3D进行视景模拟时，首先要进行场景资源的制作与获取，基于复杂航天器的任务环境，主要涉及到太空场景的模拟，具体分为复杂航天器模型的制作、地球模型的制作、星空背景的实现以及太阳光照的模拟，模型的制作才用3D建模软件；
2)着色器：引入Unity3D中的着色器shader技术，shader分为两类：顶点着色器VertexShader和片元着色器Fragment Shader，航天器的帆板模型由若干个三角面所构成，shader中的顶点着色器可以访问其顶点信息，将这些信息代入柔性部分控制模型后，结合接收到的帆板震动广义坐标数据，可实现基于数据驱动的帆板振动效果；
3)液体模拟：对于复杂航天器，利用制作特效的专门软件C4D、Houdini模拟燃料的晃动；
4)视景演示。
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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