CN111580532B - 一种航天器多级系统的聚合分离三超控制方法 - Google Patents
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Abstract
一种航天器多级系统的聚合分离三超控制方法，适用于天文观测、高分辨率对地观测等具有载荷超高精度确定需求的领域。针对具有“超高精度指向”、“超高稳定度控制”、“超敏捷控制”等三超控制性能的航天器平台进行星体‑载荷‑快反镜三级姿态复合控制，从星体、载荷、快反镜三级系统逐级提高姿态控制精度，为光学载荷高质量成像提供高精度姿态控制。主要思路为：当航天器作快速机动任务时，载荷不进行姿态控制，通过对超静平台作动器设置较大控制参数实现聚合控制；当航天器做被动推扫观测任务时，对载荷进行姿态控制，通过对载荷控制器设置较小控制参数实现分离控制；当航天器做主动推扫观测任务时，通过对载荷控制器设置适中控制参数实现协调控制。
Description
技术领域
本发明涉及一种航天器多级系统的聚合分离三超控制方法，属于航天器姿态控制领域。
背景技术
目前，航天器普遍采用飞轮、控制力矩陀螺等含有高速转子的部件作为姿态控制系统的执行机构。这些高速转动部件不可避免地会产生高频抖动以及微振动，直接影响载荷的工作性能。这无法满足天文观测、极高分辨率对地观测等这类具有光学载荷高性能控制要求的航天任务需求。而航天器多级复合控制系统正是考虑这类光学载荷高精度姿态控制需求应运而生。航天器多级复合控制系统是指具有“超高精度指向”、“超高稳定度控制”、“超敏捷控制”等三超控制性能的航天器平台。
在现有航天器控制系统中，星体和载荷刚性连接，星体中的抖动和微振动直接传递到载荷，影响光学载荷高品质成像性能。而目前的姿态控制方法受限于姿态敏感器等测量精度和测量带宽限制，无法实现对高频抖动的隔离抑制。目前的控制系统存在以下不足：
1、无法实现星体的高频微振动的隔离抑制
在目前航天器的姿态控制系统中，载荷和星体采用刚性连接。航天器星体中存在的挠性振动和高频微振动直接传递到载荷，造成光学载荷无法进一步提高成像质量。而传统的航天器姿态系统，受限于控制器带宽和执行机构的精度无法实现对挠性振动和高频微振动的主动控制，进一步提高星体的控制精度和稳定度受到限制。
2、超高精度控制和超高敏捷度控制存在矛盾、无法同时实现
传统的航天器控制系统中只有星体一级控制回路，不包含主动指向超静平台以及快反镜数学模型。受限于敏感器测量带宽、执行机构响应带宽等因素，留给控制系统设计的参数空间有限，控制精度、稳定度和敏捷度提升困难，且控制精度和敏捷度本身存在矛盾，无法同时提高，使遥感卫星的工作能力受到限制。因此有必要设计一种能够根据姿态任务改变系统结构的多级复合控制方法，根据不同的姿态任务自适应调整载荷控制器与星体控制器，实现载荷的三超性能控制。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种航天器聚合分离三超控制系统架构，能够实现航天器的光学载荷高精度指向和高稳定度控制，为未来航天器光学载荷超高精度指向、超高稳定度控制、高品质成像提供技术基础。
本发明的技术解决方案是：
一种航天器多级系统的聚合分离三超控制方法，包括如下步骤：
(1)航天器通过施加载荷主动控制力矩实现对载荷的姿态控制，当航天器做快速机动任务时，载荷不进行姿态控制；通过外环增大控制带宽，内环根据机动指令调节控制参数，进而实现调高刚度和阻尼，确保载荷跟随星体机动，实现聚合控制；所述外环是指星体的姿态控制，内环是指直线电机的自身控制；
(2)当航天器做被动推扫观测任务时，对载荷进行姿态控制，载荷跟踪惯性空间中期望的姿态角，在外环带宽确定条件下，内环调节控制参数，进而实现调低刚度和阻尼，降低星体扰动向载荷的传递，实现分离控制；
(3)当航天器做主动推扫观测任务时，对载荷进行姿态控制，载荷跟踪惯性空间中期望的姿态角，内环调节控制参数，进而实现变刚度变阻尼，与外环共同实现协调控制。
进一步的，当航天器做快速机动任务时、载荷控制力矩的表达式取为：
Tp＝Jp Tu|4：6
其中，Jp为真实空间到载荷作动器运动空间的雅克比矩阵，u为作动器控制量列阵，下标4:6为取第4到6行，uj为第j个作动器控制量表达式，lj为第j个作动器瞬时长度，lj0为第j个作动器原长，kj、cj为作动器控制参数。
进一步的，当航天器做快速机动任务时，将控制力矩按如下方式分配到各作动器上：
其中，K和C分别为由kj和cj组成的刚度和阻尼矩阵，刚度最小值由最大指令角加速度
确定；刚度最大值满足内环稳定性要求；Jp为真实空间到载荷作动器运动空间的雅克比矩阵，Ip为载荷惯量，L为作动器最大位移；Kmax为内环最大主动刚度，由内环回路稳定性确定；阻尼最小值由最小稳定时间Tmin确定；阻尼最大值满足内环稳定性要求；Cmax为内环最大主动阻尼，由内环回路稳定性确定。
进一步的，当航天器做被动推扫观测任务时，载荷控制力矩的表达式取为：
其中，Ipc为载荷相对于整星质心的惯量，Δθperr、Δωperr分别为载荷姿态控制误差和角速度控制误差，ωpr为载荷期望角速度，
为载荷期望角加速度，
为ωpr的反对称矩阵，的kpp、kpd、kpi为控制参数，其计算公式为：
kpp＝Jp -1KJp，
kpd＝Jp -1CJp
将控制力矩按如下方式分配到各作动器上：
uj＝(Jp T)-1[03×1 Tp]T
其中，K和C分别为由kj和cj组成的刚度和阻尼矩阵，刚度最小值由作动器零位偏差确定；刚度最大值由设计的隔振频率ωn确定，Ka为作动器被动刚度，Δx表示作动器自然零位偏差，LΔ表示刚度补偿后作动器允许的零位偏差；阻尼最小值由谐振峰抑制阻尼比为0.707确定；阻尼最大值由满足高频隔振的最大阻尼
确定，Mp为载荷的质量矩阵。
进一步的，当航天器做主动推扫观测任务时，载荷控制力矩的表达式取为：
其中，Ipc为载荷相对于整星质心的惯量，Δθperr、Δωperr分别为载荷姿态控制误差和角速度控制误差，ωpr为载荷期望角速度，
为载荷期望角加速度，kpp、kpd、kpi为控制参数，其计算公式为：
kpp＝Jp -1KJp，
kpd＝Jp -1CJp
将控制力矩按如下方式分配到各作动器上：
uj＝(Jp T)-1[03×1 Tp]T
其中，K和C分别为由kj和cj组成的刚度和阻尼矩阵，0<α,β<1为加权系数，
为实时指令角加速度，Tmin(t)为推扫成像间隔时间。
进一步的，航天器多级系统包括星体平台、主动指向超静平台、载荷、传感器系统以及快速反射镜；
载荷为光学系统，用于对天体成像；
快速反射镜安装在载荷内部，用于调节载荷光轴指向；
传感器系统用于测量数据；
星体平台用于支撑主动指向超静平台和载荷；
主动指向超静平台安装于载荷和星体平台之间，其上平面与载荷相连，下平面与星体平台相连；主动指向超静平台由六个作动器构成，每个作动器均包括位移敏感器、弹簧-阻尼结构以及直线电机；
位移敏感器用于测量直线电机的平动位移；弹簧-阻尼结构用于实现对星体平台高频振动的隔离；直线电机用于提供主动力，实现对载荷的姿态控制。
进一步的，直线电机作为主动环节，弹簧-阻尼结构作为被动环节，弹簧-阻尼结构与直线电机并联安装。
进一步的，弹簧-阻尼结构包括并联的弹簧和阻尼器。
进一步的，航天器多级系统的传感器系统包括星体陀螺、载荷星敏感器、载荷测微敏感器、导星敏感器、主动指向超静平台位移测量传感器以及快速反射镜位移测量传感器；
星体陀螺测量星体的角速度；
载荷星敏感器测量载荷惯性姿态；
载荷测微敏感器测量载荷角速度；
导星敏感器测量快速反射镜惯性姿态；
主动指向超静平台位移测量传感器测量载荷与星体的相对姿态；
快速反射镜位移测量传感器测量快速反射镜与载荷的相对姿态；
航天器通过施加载荷主动控制力矩实现对载荷的姿态控制。
进一步的，载荷测微敏感器采用测微光纤陀螺实现，精度比星体陀螺高一个数量级。
本发明与现有技术相比的优点在于：
1、本发明实现星体平台微振动隔离抑制，提高载荷稳定度指标。
目前的航天器姿态控制系统只有星体一级姿态控制。载荷和星体刚性连接，星体平台的中高频微振动直接传递在载荷，严重降低了载荷的稳定度指标。本发明设计的航天器多级复合控制系统通过主动指向超静平台的被动环节实现星体平台中高频扰动(>10Hz)的20dB的衰减。通过主动指向超静平台主动控制，进一步实现星体平台中低频扰动(<10Hz)10dB的衰减，从而实现星体平台微振动隔离抑制，提高载荷稳定度。
2、本发明实现航天器系统载荷与星体的“聚合-分离-协调”控制。
通过根据姿态任务自适应调整载荷控制方法和控制参数，在整星做快速机动任务时载荷与星体实现聚合控制，在做被动推扫任务时载荷与星体实现分离控制，在做主动推扫任务时载荷与星体实现协调控制，针对不同任务时姿态的超高精度、超高稳定度、超高敏捷度需求采用不同的控制方法，实现载荷的三超性能控制。
附图说明
图1为本发明方法的控制结构框图；
图2为一种航天器聚合分离三超控制系统变参数示意图；
图3为航天器快速机动任务载荷和星体控制误差；
图4为航天器被动推扫任务载荷和星体控制误差；
图5为航天器主动推扫任务载荷和星体控制误差。
具体实施方式
本发明提出的航天器多级系统包括星体平台、主动指向超静平台、载荷、传感器系统以及快速反射镜；
载荷为光学系统，用于对天体成像；
快速反射镜安装在载荷内部，用于调节载荷光轴指向；
传感器系统用于测量数据；
星体平台用于支撑主动指向超静平台和载荷；
主动指向超静平台安装于载荷和星体平台之间，其上平面与载荷相连，下平面与星体平台相连；主动指向超静平台由六个作动器构成，每个作动器均包括位移敏感器、弹簧-阻尼结构以及直线电机；
位移敏感器用于测量直线电机的平动位移；弹簧-阻尼结构用于实现对星体平台高频振动的隔离；直线电机用于提供主动力，实现对载荷的姿态控制。
直线电机作为主动环节，弹簧-阻尼结构作为被动环节，弹簧-阻尼结构与直线电机并联安装。弹簧-阻尼结构包括并联的弹簧和阻尼器。
本发明设计的航天器多级复合控制系统通过主动指向超静平台的被动环节(弹簧-阻尼结构)实现星体平台中高频扰动(>10Hz)的20dB的衰减。通过主动指向超静平台主动控制(直线电机)，进一步实现星体平台中低频扰动(<10Hz)10dB的衰减，从而实现星体平台微振动隔离抑制，提高载荷稳定度。
航天器多级系统的传感器系统包括星体陀螺、载荷星敏感器、载荷测微敏感器、导星敏感器、主动指向超静平台位移测量传感器以及快速反射镜位移测量传感器；
星体陀螺测量星体的角速度；
载荷星敏感器测量载荷惯性姿态；
载荷测微敏感器测量载荷角速度；
导星敏感器测量快速反射镜惯性姿态；
主动指向超静平台位移测量传感器测量载荷与星体的相对姿态；
快速反射镜位移测量传感器测量快速反射镜与载荷的相对姿态；
载荷测微敏感器采用测微光纤陀螺实现，精度比星体陀螺高一个数量级。
如图1和图2所示，在多级复合控制系统中，航天器通过施加载荷主动控制力矩实现对载荷的姿态控制。
(1)当航天器做快速机动任务时，载荷不进行姿态控制；通过外环增大控制带宽，内环根据机动指令调节控制参数，进而实现调高刚度和阻尼，确保载荷跟随星体机动，实现聚合控制；所述外环是指星体的姿态控制，内环是指直线电机的自身控制；
当航天器做快速机动任务时、载荷控制力矩的表达式取为：
Tp＝Jp Tu|4：6
其中，Jp为真实空间到载荷作动器运动空间的雅克比矩阵，u为作动器控制量列阵，下标4:6为取第4到6行，uj为第j个作动器控制量表达式，lj为第j个作动器瞬时长度，lj0为第j个作动器原长，kj、cj为作动器控制参数。
将控制力矩按如下方式分配到各作动器上：
其中，K和C分别为由kj和cj组成的刚度和阻尼矩阵，刚度最小值由最大指令角加速度
确定；刚度最大值满足内环稳定性要求；Jp为真实空间到载荷作动器运动空间的雅克比矩阵，Ip为载荷惯量，L为作动器最大位移；Kmax为内环最大主动刚度，由内环回路稳定性确定；阻尼最小值由最小稳定时间Tmin确定；阻尼最大值满足内环稳定性要求；Cmax为内环最大主动阻尼，由内环回路稳定性确定。
(2)当航天器做被动推扫观测任务时，对载荷进行姿态控制，载荷跟踪惯性空间中期望的姿态角，在外环带宽确定条件下，内环调节控制参数，进而实现调低刚度和阻尼，降低星体扰动向载荷的传递，实现分离控制；
当航天器做被动推扫观测任务时，载荷控制力矩的表达式取为：
其中，Ipc为载荷相对于整星质心的惯量，Δθperr、Δωperr分别为载荷姿态控制误差和角速度控制误差，ωpr为载荷期望角速度，
为载荷期望角加速度，
为ωpr的反对称矩阵，的kpp、kpd、kpi为控制参数，其计算公式为：
kpp＝Jp -1KJp，
kpd＝Jp -1CJp
将控制力矩按如下方式分配到各作动器上：
uj＝(Jp T)-1[03×1 Tp]T
其中，K和C分别为由kj和cj组成的刚度和阻尼矩阵，刚度最小值由作动器零位偏差确定；刚度最大值由设计的隔振频率ωn确定，Ka为作动器被动刚度，Δx表示作动器自然零位偏差，LΔ表示刚度补偿后作动器允许的零位偏差；阻尼最小值由谐振峰抑制阻尼比为0.707确定；阻尼最大值由满足高频隔振的最大阻尼
确定，Mp为载荷的质量矩阵。
(3)当航天器做主动推扫观测任务时，对载荷进行姿态控制，载荷跟踪惯性空间中期望的姿态角，内环调节控制参数，进而实现变刚度变阻尼，与外环共同实现协调控制。
当航天器做主动推扫观测任务时，载荷控制力矩的表达式取为：
其中，Ipc为载荷相对于整星质心的惯量，Δθperr、Δωperr分别为载荷姿态控制误差和角速度控制误差，ωpr为载荷期望角速度，
为载荷期望角加速度，kpp、kpd、kpi为控制参数，其计算公式为：
kpp＝Jp -1KJp，
kpd＝Jp -1CJp
将控制力矩按如下方式分配到各作动器上：
uj＝(Jp T)-1[03×1 Tp]T
其中，K和C分别为由kj和cj组成的刚度和阻尼矩阵，0<α,β<1为加权系数，
为实时指令角加速度，Tmin(t)为推扫成像间隔时间。
给出本发明实施例：
航天器三级系统稳态控制性能校核。采用星体控制器、载荷控制器、快反镜控制器进行航天器多级复合控制系统姿态稳态控制，考核星体和载荷控制性能。如图3～图5所示，通过仿真结果可以看出，在航天器做快速机动任务时，星体约在25s达到稳定，而载荷在应用聚合控制后在20s以内即达到稳定，表明聚合控制方法对提高载荷姿态控制敏捷度具有明显效果。
在航天器做被动推扫任务时，通过应用分离控制使载荷的控制精度达到0.5”，与星体相比提高了2个数量级。
在航天器做主动推扫任务时，通过应用协调控制使载荷的控制精度达到1.5”，与星体相比提高了约2个数量级；同时通过仿真结果可以看出应用分离控制与协调控制方法姿态稳定度也有相应提高，表明分离控制与协调控制方法对提高载荷姿态控制精度和稳定度具有明显效果。
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 (10)
1.一种航天器多级系统的聚合分离三超控制方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)航天器通过施加载荷主动控制力矩实现对载荷的姿态控制，当航天器做快速机动任务时，载荷不进行姿态控制；通过外环增大控制带宽，内环根据机动指令调节控制参数，进而实现调高刚度和阻尼，确保载荷跟随星体机动，实现聚合控制；所述外环是指星体的姿态控制，内环是指直线电机的自身控制；
(2)当航天器做被动推扫观测任务时，对载荷进行姿态控制，载荷跟踪惯性空间中期望的姿态角，在外环带宽确定条件下，内环调节控制参数，进而实现调低刚度和阻尼，降低星体扰动向载荷的传递，实现分离控制；
(3)当航天器做主动推扫观测任务时，对载荷进行姿态控制，载荷跟踪惯性空间中期望的姿态角，内环调节控制参数，进而实现变刚度变阻尼，与外环共同实现协调控制。
2.根据权利要求1所述的一种航天器多级系统的聚合分离三超控制方法，其特征在于：当航天器做快速机动任务时，载荷控制力矩的表达式取为：
Tp＝Jp Tu|4：6
其中，Jp为真实空间到载荷作动器运动空间的雅克比矩阵，u为作动器控制量列阵，下标4:6为取第4到6行，uj为第j个作动器控制量表达式，lj为第j个作动器瞬时长度，lj0为第j个作动器原长，kj、cj为作动器控制参数。
3.根据权利要求2所述的一种航天器多级系统的聚合分离三超控制方法，其特征在于：当航天器做快速机动任务时，将控制力矩按如下方式分配到各作动器上：
其中，K和C分别为由kj和cj组成的刚度和阻尼矩阵，刚度最小值由最大指令角加速度
确定；刚度最大值满足内环稳定性要求；Jp为真实空间到载荷作动器运动空间的雅克比矩阵，Ip为载荷惯量，L为作动器最大位移；Kmax为内环最大主动刚度，由内环回路稳定性确定；阻尼最小值由最小稳定时间Tmin确定；阻尼最大值满足内环稳定性要求；Cmax为内环最大主动阻尼，由内环回路稳定性确定。
4.根据权利要求3所述的一种航天器多级系统的聚合分离三超控制方法，其特征在于：当航天器做被动推扫观测任务时，载荷控制力矩的表达式取为：
其中，Ipc为载荷相对于整星质心的惯量，Δθperr、Δωperr分别为载荷姿态控制误差和角速度控制误差，ωpr为载荷期望角速度，
为载荷期望角加速度，
为ωpr的反对称矩阵，的kpp、kpd、kpi为控制参数，其计算公式为：
kpp＝Jp -1KJp，
kpd＝Jp -1CJp
将控制力矩按如下方式分配到各作动器上：
uj＝(Jp T)-1[03×1 Tp]T
其中，K和C分别为由kj和cj组成的刚度和阻尼矩阵，刚度最小值由作动器零位偏差确定；刚度最大值由设计的隔振频率ωn确定，Ka为作动器被动刚度，Δx表示作动器自然零位偏差，LΔ表示刚度补偿后作动器允许的零位偏差；阻尼最小值由谐振峰抑制阻尼比为0.707确定；阻尼最大值由满足高频隔振的最大阻尼
确定，Mp为载荷的质量矩阵。
5.根据权利要求4所述的一种航天器多级系统的聚合分离三超控制方法，其特征在于：当航天器做主动推扫观测任务时，载荷控制力矩的表达式取为：
其中，Ipc为载荷相对于整星质心的惯量，Δθperr、Δωperr分别为载荷姿态控制误差和角速度控制误差，ωpr为载荷期望角速度，
为载荷期望角加速度，kpp、kpd、kpi为控制参数，其计算公式为：
kpp＝Jp -1KJp，
kpd＝Jp -1CJp
将控制力矩按如下方式分配到各作动器上：
uj＝(Jp T)-1[03×1 Tp]T
其中，K和C分别为由kj和cj组成的刚度和阻尼矩阵，0<α,β<1为加权系数，
为实时指令角加速度，Tmin(t)为推扫成像间隔时间。
6.根据权利要求1所述的一种航天器多级系统的聚合分离三超控制方法，其特征在于：航天器多级系统包括星体平台、主动指向超静平台、载荷、传感器系统以及快速反射镜；
载荷为光学系统，用于对天体成像；
快速反射镜安装在载荷内部，用于调节载荷光轴指向；
传感器系统用于测量数据；
星体平台用于支撑主动指向超静平台和载荷；
主动指向超静平台安装于载荷和星体平台之间，其上平面与载荷相连，下平面与星体平台相连；主动指向超静平台由六个作动器构成，每个作动器均包括位移敏感器、弹簧-阻尼结构以及直线电机；
位移敏感器用于测量直线电机的平动位移；弹簧-阻尼结构用于实现对星体平台高频振动的隔离；直线电机用于提供主动力，实现对载荷的姿态控制。
7.根据权利要求6所述的一种航天器多级系统的聚合分离三超控制方法，其特征在于：直线电机作为主动环节，弹簧-阻尼结构作为被动环节，弹簧-阻尼结构与直线电机并联安装。
8.根据权利要求6所述的一种航天器多级系统的聚合分离三超控制方法，其特征在于：弹簧-阻尼结构包括并联的弹簧和阻尼器。
9.根据权利要求6所述的一种航天器多级系统的聚合分离三超控制方法，其特征在于：航天器多级系统的传感器系统包括星体陀螺、载荷星敏感器、载荷测微敏感器、导星敏感器、主动指向超静平台位移测量传感器以及快速反射镜位移测量传感器；
星体陀螺测量星体的角速度；
载荷星敏感器测量载荷惯性姿态；
载荷测微敏感器测量载荷角速度；
导星敏感器测量快速反射镜惯性姿态；
主动指向超静平台位移测量传感器测量载荷与星体的相对姿态；
快速反射镜位移测量传感器测量快速反射镜与载荷的相对姿态；
航天器通过施加载荷主动控制力矩实现对载荷的姿态控制。
10.根据权利要求9所述的一种航天器多级系统的聚合分离三超控制方法，其特征在于：载荷测微敏感器采用测微光纤陀螺实现，精度比星体陀螺高一个数量级。
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|---|---|---|---|---|
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|---|
| 张科备 ; 王大轶 ; 汤亮 ; 王有懿.基于观测器的平台无陀螺姿态复合控制.中国空间科学技术.第37卷(第6期),全文. * |
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