CN114019992B - 一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法 - Google Patents
一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114019992B CN114019992B CN202111175986.2A CN202111175986A CN114019992B CN 114019992 B CN114019992 B CN 114019992B CN 202111175986 A CN202111175986 A CN 202111175986A CN 114019992 B CN114019992 B CN 114019992B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- control
- idx
- decoupling
- moment
- sharing
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 35
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims abstract description 13
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims abstract description 13
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims abstract description 13
- 230000008878 coupling Effects 0.000 abstract description 4
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 abstract description 4
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 abstract description 4
- 238000013461 design Methods 0.000 description 4
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 3
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 3
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 2
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 description 1
- 238000011217 control strategy Methods 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
本发明涉及一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法，属于航天器姿态轨道控制领域。步骤包括：(1)记控制周期计数k初始值为1，若允许喷气分时解耦控制，则循环进行步骤(2)～步骤(6)；(2)计算喷气输出轴；(3)姿控推力器分配；(4)计算分时解耦干扰力矩；(5)计算干扰前馈补偿量；(6)若禁止喷气分时解耦控制，则退出计算流程；否则返回步骤(2)，k加1。本发明所涉及的推力器力矩输出分时调制方法，针对推力器输出耦合问题，采用分时调制方式，实现三轴喷气输出力矩解耦，减小了非期望输出轴的干扰力矩。
Description
技术领域
本发明涉及一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法，属于航天器姿态轨道控制领域。
背景技术
某平台在国内首次采用分舱化结构设计，将平台的推进服务舱作为公用部分，载荷舱模块的设计根据不同的载荷类型进行灵活性设计。由此带来全新的推力器布局，给姿态控制带来了新的难点，即姿控推力器复用现象严重，在单分支推力器执行姿态控制的情况下，非解耦输出严重影响控制效果。
发明内容
本发明解决的技术问题是：针对太阳光压建模困难、在轨实时估计计算量大等问题，提出了一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法，依靠数据驱动获取拟合参数序列，根据定点位置和光压拟合起始时刻换算时间序列，为在轨扰动力矩估计等实际应用提供一种计算量小、同时又能满足精度需求的太阳光压在轨拟合及处理方式。
本发明解决技术的方案是：
一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法，步骤包括：
(1)记控制周期计数k初始值为1，若允许喷气分时解耦控制，则循环进行步骤(2)～步骤(6)；
(2)计算喷气输出轴；
(3)姿控推力器分配；
(4)计算分时解耦干扰力矩；
(5)计算干扰前馈补偿量；
(6)若禁止喷气分时解耦控制，则退出计算流程；否则返回步骤(2)，k加1。
进一步的，步骤(2)中，计算喷气输出轴的方法为：
记输出轴序号为idx，采集控制指令力矩Thr(idx)和干扰前馈补偿量Tfd(idx)，其中idx＝1、2、3，分别代表x、y、z轴，
idx按1、2、3顺序循环，计算当前控制周期输出轴：
若喷气分时解耦控制允许标志bEnDecouple＝1且控制方式bTBS＝单轴控制且idx＝(k％3))或bTBS＝双轴控制或bEnDecouple＝0，则：
三轴控制喷气输出标志ThrOut(idx)＝Thr(idx)+Tfd(idx)；
否则：
ThrOut(idx)＝0。
进一步的，步骤(3)中，姿控推力器分配的方法为：
按照单分支姿控推力分配逻辑表，以[Trx,Try,Trz]的数值为输入，选择表格中与其同一行的对应输出为选用的推力器组合，根据该表格，可以通过仅使用单分支推力器组合，满足三轴任意控制力矩极性需求。
进一步的，步骤(4)中，计算分时解耦干扰力矩的方法为：
在多轴力矩需求工况下对非期望力矩轴计算前馈补偿力矩，根据控制指令力矩[Thr(1),Thr(2),Thr(3)]，分时输出力矩[ThrOut(1),ThrOut(2),ThrOut(3)]，获得分时解耦干扰力矩[Thrdis(1),Thrdis(2),Thrdis(3)]：
Thrdis(idx)＝ThrOut(idx)-Thr(idx)，idx＝1、2、3。
进一步的，步骤(5)中，计算干扰前馈补偿量的方法为：
干扰前馈补偿量Tfd(idx)等于分时解耦干扰力矩乘以补偿控制系数Kfd：
Tfd(idx)＝Kfd*Thrdis(idx)，idx＝1、2、3
其中，Kfd＝-0.1。
进一步的，步骤(1)中，允许喷气分时解耦控制由地面遥控设置，星上判断方法为：喷气分时解耦控制允许标志bEnDecouple＝1。
进一步的，根据ThrOut计算三轴喷气输出标志[Trx,Try,Trz]：
Trx＝sign(ThrOut(1))，Try＝sign(ThrOut(2))，Trz＝sign(ThrOut(3))
其中sign()为符号函数，设其输入为input，函数取值如下：
input>0时，sign(input)＝1；
input＝0时，sign(input)＝0；
input<0时，sign(input)＝-1。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明所涉及的单分支推力器复用力矩分配方法，根据推力器三轴力矩输出特性，设计单分支力矩分配算法，实现三轴任意力矩极性组合的覆盖；
(2)本发明所涉及的推力器力矩输出分时调制方法，针对推力器输出耦合问题，采用分时调制方式，实现三轴喷气输出力矩解耦，减小了非期望输出轴的干扰力矩；
(3)本发明所涉及的可预知干扰的前馈消除控制方法，设计了分时输出工况非期望力矩前馈补偿算法，对可预知干扰进行补偿控制，解决了推力器复用导致的干扰力矩问题；
(4)本发明所提出的一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法，广泛适用于姿态控制推力器采用耦合复用布局的各类卫星，其有效性和正确性已经过某平台首发试验卫星的在轨验证，成功解决了推力器耦合复用布局下的三轴控制问题，能够有效提升卫星三轴姿态控制的动态特性和稳态精度，进一步推广应用有助于提升相关航天器喷气姿态控制的精度和鲁棒性，尤其对故障情况下欠驱动工况下的喷气控制策略设计具有参考价值。
附图说明
图1为本发明方法流程图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
本发明提供一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法，如图1所示，具体实施方式如下：
(1)记控制周期计数k初始值为1。若允许喷气分时解耦控制，则循环进行步骤(2)～步骤(6)：
(2)计算喷气输出轴。
(3)姿控推力器分配。
(4)计算分时解耦干扰力矩。
(5)计算干扰前馈补偿量。
(6)若禁止喷气分时解耦控制，则退出计算流程；否则返回步骤(2)，k加1。
所述计算喷气输出轴的方法：
记输出轴序号为idx，采集控制指令力矩Thr(idx)和干扰前馈补偿量Tfd(idx)，其中idx＝1、2、3，分别代表x、y、z轴。
下面idx按1、2、3顺序循环，计算当前控制周期输出轴：
若(喷气分时解耦控制允许标志bEnDecouple＝TRUE且控制方式bTBS＝“单分支控制”且idx＝(k％3))或bTBS≠“单分支控制”或bEnDecouple＝FALSE，则：
ThrOut(idx)＝Thr(idx)+Tfd(idx)；
否则：
ThrOut(idx)＝0。
根据ThrOut计算三轴喷气输出标志[Trx,Try,Trz]：
Trx＝sign(ThrOut(1))，Try＝sign(ThrOut(2))，Trz＝sign(ThrOut(3))
其中sign()为符号函数，设其输入为input，函数取值如下：
input>0时，sign(input)＝1；
input＝0时，sign(input)＝0；
input<0时，sign(input)＝-1。
所述姿控推力器分配的方法：
根据[Trx,Try,Trz]，按表1制定姿控分配逻辑，选择输出推力器组合：
表1 单分支姿控推力分配逻辑表
所述计算分时解耦干扰力矩的方法：
在多轴力矩需求工况下对非期望力矩轴计算前馈补偿力矩。根据控制指令力矩[Thr(1),Thr(2),Thr(3)]，分时输出力矩[ThrOut(1),ThrOut(2),ThrOut
(3)]，获得分时解耦干扰力矩[Thrdis(1),Thrdis(2),Thrdis(3)]：
Thrdis(idx)＝ThrOut(idx)-Thr(idx)，idx＝1、2、3
所述计算干扰前馈补偿量的方法：
干扰前馈补偿量Tfd(idx)等于分时解耦干扰力矩乘以补偿控制系数Kfd：
Tfd(idx)＝Kfd*Thrdis(idx)，idx＝1、2、3
其中，Kfd＝-0.1。
实施例
计算实施例设置如下：允许喷气分时解耦控制，推力器单分支控制，控制指令力矩Thr初值和干扰前馈补偿量Tfd初值均为[0,0,0]Nm，即初始无控制输出。如表2：
表2 实施例设置参数
第1步控制周期，星上控制器按照本发明自动完成如下计算：首先，控制算法产生控制指令力矩Thr为[0.31,0.24,0.16]Nm，作为算法输入；然后，按照分时解耦逻辑，该周期仅输出X轴控制力矩，因此ThrOut为[0.31,0.0,0.0]Nm，按姿控推力分配逻辑表选择推力器组合1A+2A输出；接下来，比较该输出力矩与控制指令力矩，可得干扰力矩Thrdis为[0.0,-0.24,-0.16]；最后，根据Thrdis计算补偿力矩Tfd为[0.0,0.024,0.016]，用于下一个控制周期干扰补偿。
表3 第1步计算结果
| 参数名称 | 参数值 | 单位 | 备注 |
| k | 1 | / | |
| Thr | [0.31,0.24,0.16] | Nm | |
| ThrOut | [0.31,0.0,0.0] | Nm | |
| 推力器组合 | 1A+2A | / | |
| Thrdis | [0.0,-0.24,-0.16] | Nm | |
| Tfd | [0.0,0.024,0.016] | Nm |
第2步控制周期，星上控制器按照本发明自动完成如下计算：首先，控制算法产生控制指令力矩Thr为[0.05,0.21,0.17]Nm，作为算法输入；然后，叠加补偿力矩Tfd，并按照分时解耦逻辑仅输出Y轴控制力矩，因此ThrOut为[0.0,0.234,0.0]Nm，按姿控推力分配逻辑表选择推力器组合2A+3A输出；比较该输出力矩与控制指令力矩，可得干扰力矩Thrdis为[-0.05,0.0,-0.186]；最后，根据Thrdis计算补偿力矩Tfd为[0.005,0.0,0.0186]，用于下一控制周期干扰补偿。
表4 第2步计算结果
第3步控制周期，星上控制器按照本发明自动完成如下计算：首先，控制算法产生控制指令力矩Thr为[0.09,-0.02,0.195]Nm，作为算法输入；然后，叠加补偿力矩Tfd，并按照分时解耦逻辑仅输出Z轴控制力矩，因此ThrOut为[0.0,0.0,0.2086]Nm，按姿控推力分配逻辑表选择推力器组合2A+4A输出；比较该输出力矩与控制指令力矩，可得干扰力矩Thrdis为[-0.09,0.02,0.0136]；最后，根据Thrdis计算补偿力矩Tfd为[0.009,-0.002,-0.0014]，用于下一控制周期干扰补偿。
表5 第3步计算结果
| 参数名称 | 参数值 | 单位 | 备注 |
| k | 3 | / | |
| Thr | [0.09,-0.02,0.195] | Nm | |
| ThrOut | [0.0,0.0,0.2086] | Nm | |
| 推力器组合 | 2A+4A | / | |
| Thrdis | [-0.09,0.02,0.0136] | Nm | |
| Tfd | [0.009,-0.002,-0.0014] | Nm |
上述3步控制周期完成了一个完整的三轴分时控制过程，依此类推，星上自动完成接下来的控制周期。
从前面3步控制周期的示例可以看到，第3步结束后，三轴干扰力矩Thrdis为[-0.09,0.02,0.0136]Nm，与第1步开始时的控制指令力矩Thr＝[0.31,0.24,0.16]Nm相比，控制残差小于10％，且执行过程中各步推力器分配正确，通过输出力矩解耦减小了干扰力矩，引入的前馈补偿力矩对干扰起到了补偿控制效果，没有出现误差波动、发散增大等异常情况。
综上，该方法能够有效、平稳地完成三轴解耦姿态控制，解决了推力器复用导致的干扰力矩问题。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
Claims (3)
1.一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法，其特征在于，步骤包括：
（1）记控制周期计数k初始值为1，若允许喷气分时解耦控制，则循环进行步骤（2）～步骤（6）；
（2）计算喷气输出轴；
（3）姿控推力器分配；
（4）计算分时解耦干扰力矩；
（5）计算干扰前馈补偿量；
（6）若禁止喷气分时解耦控制，则退出计算流程；否则返回步骤（2），k加1；
步骤（4）中，计算分时解耦干扰力矩的方法为：
在多轴力矩需求工况下对非期望力矩轴计算前馈补偿力矩，根据控制指令力矩[Thr(1), Thr(2), Thr(3)]，分时输出力矩[ThrOut (1), ThrOut (2), ThrOut (3)]，获得分时解耦干扰力矩[Thrdis (1), Thrdis (2), Thrdis (3)]：
Thrdis(idx)= ThrOut(idx) -Thr(idx)，idx=1、2、3；
步骤（5）中，计算干扰前馈补偿量的方法为：
干扰前馈补偿量Tfd(idx)等于分时解耦干扰力矩乘以补偿控制系数Kfd：
Tfd(idx)=Kfd* Thrdis(idx) ，idx=1、2、3
其中，Kfd =-0.1；
步骤 （2）中，计算喷气输出轴的方法为：
记输出轴序号为idx，采集控制指令力矩Thr(idx)和干扰前馈补偿量Tfd(idx)，其中idx=1、2、3，分别代表x、y、z轴，
idx按1、2、3顺序循环，计算当前控制周期输出轴：
若（喷气分时解耦控制允许标志bEnDecouple＝TRUE且控制方式bTBS＝“单分支控制”且idx＝（k％3））或（bTBS≠“单分支控制”）或（bEnDecouple＝FALSE），则：
三轴控制喷气输出标志ThrOut(idx)= Thr(idx)+ Tfd(idx)；
否则：
ThrOut(idx)=0；
步骤（3）中，姿控推力器分配的方法为：
按照单分支姿控推力分配逻辑表，以[Trx, Try, Trz]的数值为输入，选择表格中与其同一行的对应输出为选用的推力器组合，根据该表格，可以通过仅使用单分支推力器组合，满足三轴任意控制力矩极性需求。
2.根据权利要求1所述的一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法，其特征在于，步骤（1）中，允许喷气分时解耦控制由地面遥控设置，星上判断方法为：喷气分时解耦控制允许标志bEnDecouple=1。
3.根据权利要求1所述的一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法，其特征在于，根据ThrOut计算三轴喷气输出标志[Trx, Try, Trz]：
Trx= sign(ThrOut(1))，Try= sign(ThrOut(2))，Trz= sign(ThrOut(3))
其中sign()为符号函数，设其输入为input，函数取值如下：
input>0时，sign(input)=1；
input=0时，sign(input)=0；
input<0时，sign(input)=-1。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202111175986.2A CN114019992B (zh) | 2021-10-09 | 2021-10-09 | 一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202111175986.2A CN114019992B (zh) | 2021-10-09 | 2021-10-09 | 一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN114019992A CN114019992A (zh) | 2022-02-08 |
| CN114019992B true CN114019992B (zh) | 2023-05-02 |
Family
ID=80055671
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202111175986.2A Active CN114019992B (zh) | 2021-10-09 | 2021-10-09 | 一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114019992B (zh) |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103010486A (zh) * | 2012-12-11 | 2013-04-03 | 北京控制工程研究所 | 一种多分支、多路推力器交叉组合喷气分配方法 |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0795806B1 (de) * | 1995-08-11 | 2001-12-05 | Astrium GmbH | Vorrichtung zur Lageregelung und Stabilisierung eines Raumfahrzeuges |
| US6000661A (en) * | 1996-10-16 | 1999-12-14 | Space Systems/Loral, Inc. | Autonomous spacecraft payload base motion estimation and correction |
| US8306674B2 (en) * | 2009-10-01 | 2012-11-06 | Raytheon Company | System and method for divert and attitude control in flight vehicles |
| CN109018442B (zh) * | 2018-06-15 | 2020-10-09 | 上海卫星工程研究所 | 新型低成本卫星三轴姿态分时解耦高复用喷气控制方法 |
| CN109625334B (zh) * | 2018-12-11 | 2021-11-05 | 上海航天控制技术研究所 | 卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法 |
| CN110316402A (zh) * | 2019-06-03 | 2019-10-11 | 上海航天控制技术研究所 | 一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法 |
-
2021
- 2021-10-09 CN CN202111175986.2A patent/CN114019992B/zh active Active
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103010486A (zh) * | 2012-12-11 | 2013-04-03 | 北京控制工程研究所 | 一种多分支、多路推力器交叉组合喷气分配方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN114019992A (zh) | 2022-02-08 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN108153322B (zh) | 一种考虑时变的转动惯量的航天器姿态跟踪自适应容错控制方法 | |
| CN104590588B (zh) | 一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法 | |
| CN102749852B (zh) | 多源干扰系统的容错抗干扰控制方法 | |
| CN107703742B (zh) | 一种柔性航天器传感器故障调节方法 | |
| Hanson | Advanced guidance and control project for reusable launch vehicles | |
| CN109649692B (zh) | 一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和系统 | |
| CN107450328A (zh) | 一种基于e‑s滑模观测器的抗干扰容错控制方法 | |
| CN107792396B (zh) | 发动机工作时干扰力矩实时估计方法 | |
| CN109164816B (zh) | 一种控制器故障和饱和特性的非合作目标姿态跟踪控制方法 | |
| Hanson et al. | Advanced guidance and control methods for reusable launch vehicles: test results | |
| CN114019992B (zh) | 一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法 | |
| CN113619814A (zh) | 一种交会对接最后逼近段相对姿轨耦合控制方法 | |
| CN113485395B (zh) | 一种误差约束下固定时间相对姿轨跟踪控制方法 | |
| Sun | Saturated adaptive output-constrained control of cooperative spacecraft rendezvous and docking | |
| CN109018442B (zh) | 新型低成本卫星三轴姿态分时解耦高复用喷气控制方法 | |
| CN113485396A (zh) | 一种航天器交会对接最后逼近段相对轨道与姿态跟踪控制方法 | |
| JP3390492B2 (ja) | 宇宙機の制御装置、およびそのスラスタ制御方法 | |
| CN116931452A (zh) | 一种非合作目标最优化轨迹交会和飞跃逼近控制算法 | |
| CN104914873A (zh) | 一种姿轨控发动机的耦合方法 | |
| Gao et al. | Backstepping sliding mode control for combined spacecraft with nonlinear disturbance observer | |
| CN113485394A (zh) | 一种高精度固定时间收敛的相对姿态容错跟踪控制方法 | |
| CN108241303B (zh) | 一种真空羽流效应精确计算方法 | |
| Wu et al. | Unified Design for H, H, and Mixed Control of Spacecraft | |
| CN103010486A (zh) | 一种多分支、多路推力器交叉组合喷气分配方法 | |
| Shin et al. | Robust gain-scheduled fault tolerant control for a transport aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |