CN114408219B - 一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法 - Google Patents
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Abstract
本发明一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法，适用于天文观测、高分辨率对地观测等航天器多级复合高精度姿态控制需求的领域。针对主动指向超静平台作动器故障后指令力分配存在的问题，设计了一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法，解决了不同作动器数目故障下的主动指向超静平台指向控制的难题。首先设计了主动指向超静的构型变化对载荷六自由度运动影响的定量评价指标，在建立新的构型奇异度指标的基础上，通过构型奇异度指标进行平动自由度的有选择性释放，从而提升主动指向超静平台转动自由度的控制精度，实现最大限度地减少作动器故障对超静平台主动指向控制效果的影响。
Description
技术领域
本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法。
背景技术
天基天文观测、极高分辨率对地观测等型号提出了光学载荷毫角秒级稳定度控制的需求。针对此类需求，基于现有航天器平台，在航天器星体与载荷之间嵌入具有振动隔离、扰振补偿和指向调节能力的主动指向超静平台，以载荷工作要求自适应变刚度、变阻尼地“聚合分离”被控对象，解决了载荷高性能控制的难题。
主动指向超静平台具备自由度高、指向精度高、结构刚度大等优势，将成为未来航天器光学载荷超高精度控制的必备技术。主动指向超静平台属于典型的多输入多输出冗余系统，往往配置更多的作动器，如8个作动器，以提高主动指向超静平台的控制以及容错能力。
主动指向超静平台发生单重、多重故障时，由于通道之间耦合特性，使得故障作动器影响多个通道的控制效果。即作动器实际输出的力对载荷形成的合成力-力矩与期望的指令输出存在误差，造成载荷的各个通道之间的存在耦合误差。主动指向超静平台这类多输入多输出余系统发生单重或多重故障时，研究其作动器指令分配阵的重构方法，从而实现故障作动器对主动指向超静平台的载荷指向精度影响最小化。
现有的重构方法控制方法存在以下不足：
1、缺乏衡量主动指向超静作动器发生单重或多重故障后其构型变化对载荷六自由度运动影响的定量评价指标。
2、无法根据主动指向超静作动器故障的构型进行作动器指令力分配阵的动态重构，实现对载荷指向精度的影响最小化。
3、无法实现耦合系统的故障冗余重构。目前诊断与重构方法多针对线性系统，重构方法中不考虑通道之间的耦合因素。因此难以通过执行机构的冗余配置实现系统重构，从而恢复系统的部分或全部功能。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法，能够最大限度地减少作动器发生单重或多重故障对超静平台主动指向控制效果的影响。
本发明的技术方案是：一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法，包括如下步骤：
(1)将主动指向超静平台安装于卫星光学载荷底部，其上平面与载荷相连；主动指向超静平台由N个智能挠性作动器构成；每个作动器包含直线电机的主动环节以及位移敏感器部分；位移敏感器用于测量直线电机的平动位移；
(2)建立主动指向超静平台各个智能挠性作动器输出力与卫星载荷质心受到的力和力矩的动力学模型；
(3)以主动指向超静平台为执行机构，建立载荷姿态动力学模型；
(4)设计卫星载荷姿态控制器，通过载荷控制器计算载荷姿态控制目标力矩upr；
(5)判断主动指向超静平台作动器故障个数MFF；若MFF＝0，则进行步骤(7)；否则进行步骤(6)；
(6)设计主动指向超静平台指令力重构方法，计算得到重构后的主动指向超静平台的雅克比矩阵Jpnew；
(7)计算得到主动指向超静平台作动器指令力。
所述步骤(2)中建立模型的具体过程为：
其中，FL＝[F1 F2 … FN]T为各个智能挠性作动器输出的实际驱动力向量；
Ffp＝[Ffpx Ffpy Ffpz]T为施加于载荷质心的三个方向的控制力；
ufp＝[ufpx ufpy ufpz]T为施加于载荷质心的三轴控制力矩；
Jp为主动指向超静平台对载荷质心的雅克比矩阵。
所述Jp为N×6的矩阵，具体为
ei为第i个作动器底部安装点到卫星载荷安装点的单位向量，且
其中，bi为从作动器底部安装面中心指向作动杆与作动器底部面交点的位置向量，pi为从卫星载荷质心指向作动杆与卫星载荷安装面交点的位置向量；x0＝[0 0hop]T为作动器底部安装面中心到有效载荷质心的位置向量；N为作动器个数，×为向量叉乘符号，上标T为转置符号；Jp前三列对应载荷平动x方向、y方向、z方向安装向量阵；Jp后三列对应载荷滚动、俯仰、偏航方向安装向量阵。
所述步骤(3)建立载荷姿态动力学模型的具体形式为
其中，Ip＝diag(Ipx,Ipy,Ipz)分别为载荷x轴、y轴、z轴的惯量在质心本体系下的表达，Ipx为载荷x轴惯量，Ipy为载荷y轴惯量，Ipz为载荷z轴惯量；ωp＝diag(ωpx,ωpy,ωpz)为载荷x轴、y轴、z轴的角速度；qp为载荷姿态四元数；Ω(ω)为载荷姿态阵。mp分别为载荷三轴质量阵；vp为载荷三轴平动速度；Rp为载荷三轴平动位移；Ftp为载荷质心受到的三轴合力；utp为载荷质心受到的三轴合力矩。
步骤(4)中所设计的卫星载荷姿态控制器表示为：
其中，kpp为载荷三轴比例控制器参数、kpi为载荷三轴积分控制器参数、kpd为载荷三轴微分控制器参数；Δθpeer、Δωpeer分别为载荷姿态控制误差和角速度控制误差。
所述Δθpeer、Δωpeer的计算过程为：
其中，qpr为载荷目标四元数，
为载荷姿态估计四元数，Δqvp为载荷姿态误差四元数的Δqp的矢量部分；ωpr载荷目标角速度，为/>
载荷估计角速度。
步骤(6)中设计主动指向超静平台指令力重构方法，具体过程为：
(3-1)定义主动指向超静平台构型奇异度指标，具体过程如下：
(3-1-1)主动指向超静平台六自由度运动奇异度为
(3-1-2)主动指向超静平台释放平动x方向运动的奇异度为
(3-1-3)主动指向超静平台释放平动y方向运动的奇异度为
(3-1-4)主动指向超静平台释放平动z方向运动的奇异度为
其中：Jp1＝Jp；Jpx、Jpy、Jpz分别为矩阵Jp中不含x方向、y方向、z方向的矩阵；上标T表示矩阵转置；
(3-2)当第i个作动器故障时，则步骤(3-1)中Jp对应的行清零，并计算Jp1以及Jpx、Jpy、Jpz，计算主动指向超静平台构型奇异度指标K6dof、K5dofx、K5dofy、K5dofz；
(3-3)若K6dof>K6dofmin则计算重构后的主动指向超静平台的雅克比矩阵Jpnew为
其中，K6dofmin为主动指向超静平台六自由度重构阈值；
(3-4)若K6dof≤K6dofmin，则计算
K5为K5dofx、K5dofy、K5dofz的最大值，j为K5取到最大值的下标；max{}为取最大值操作；则
若j＝1,则重构矩阵为：
若j＝2,则重构矩阵为：
若j＝3,则重构矩阵为：
所述步骤(7)的具体过程为：
(7-1)作动器无故障，即MFF＝0时的作动器指令，计算为：
(7-2)作动器有故障，即MFF>0时的作动器指令，计算为：
其中，MFF为作动器故障个数；Jpnew为作动器故障时主动指向超静平台重构的雅克比矩阵；FL为作动器的执行力。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明针对主动指向超静平台这类存在耦合的一般动力学模型，设计主动器故障后的主动指向超静平台构型奇异度指标，能够准确反映作动器构型下的多自由度约束情况。
(2)本发明针对耦合冗余系统提出指向控制重构策略，在建立新的构型奇异度指标的基础上，通过构型奇异度指标进行平动自由度的有选择性释放，从而提升主动指向超静平台转动自由度的控制精度，实现最大限度地减少作动器故障对超静平台主动指向控制效果的影响。
附图说明
图1为本发明方法的流程图；
图2为作动器单重故障无重构的指令力矩与实际输出力矩对比；
图3为作动器单重故障有重构的指令力矩与实际输出力矩对比；
图4为作动器双重故障无重构的指令力矩与实际输出力矩对比；
图5为作动器双重故障有重构的指令力矩与实际输出力矩对比；
图6为作动器有重构的载荷姿态控制误差。
具体实施方式
本发明采用图1所示流程完成一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法，进行本发明方法的具体说明如下：
(1)主动指向超静平台安装于卫星光学载荷底部，其上平面与载荷相连。主动指向超静平台由N＝8个智能挠性作动器构成。每个作动器包含直线电机的主动环节以及位移敏感器等部分。位移敏感器用于测量直线电机的平动位移。
(2)建立主动指向超静平台各个智能挠性作动器输出力与卫星载荷质心受到的力和力矩的动力学模型为：
其中，FL＝[F1 F2 … FN]T为各个智能挠性作动器输出的实际驱动力向量；
Ffp＝[Ffpx Ffpy Ffpz]T为施加于载荷质心的三个方向的控制力。
ufp＝[ufpx ufpy ufpz]T为施加于载荷质心的三轴控制力矩；Jp为主动指向超静平台对载荷质心的雅克比矩阵，为N×6的矩阵，具体为
ei为第i个作动器底部安装点到卫星载荷安装点的单位向量，且
其中，bi为从作动器底部安装面中心指向作动杆与作动器底部面交点的位置向量，pi为从卫星载荷质心指向作动杆与卫星载荷安装面交点的位置向量；x0＝[0 0hop]T为作动器底部安装面中心到有效载荷质心的位置向量；N为作动器个数，×为向量叉乘符号，上标T为转置符号；Jp前三列对应载荷平动x方向、y方向、z方向安装向量阵。Jp后三列对应载荷滚动、俯仰、偏航方向安装向量阵。主动指向超静平台对载荷质心的雅克比矩阵Jp为
(3)以主动指向超静平台为执行机构，建立载荷姿态动力学模型，具体为
其中，载荷质量mp＝daig(146,146,146)kg，载荷转动惯量：Ip＝diag(18，21，21)kgm2。载荷三轴角速度初始值为ωp＝[0,0,0]rad/s。载荷姿态四元数初始值为qp＝[0,0,,0,1]T；Ω(ω)为载荷姿态阵。
(4)设计卫星载荷姿态控制器，通过载荷控制器计算载荷姿态控制目标力矩upr。所设计的卫星载荷姿态控制器可表示为：
其中。kpp＝[2842.4,3316.2,3347.8]、kpi＝[27975,27975,41178]、kpd＝[316,369,372]为载荷控制器参数。Δθpeer、Δωpeer分别为载荷姿态控制误差和角速度控制误差，计算为
其中，qpr为载荷目标四元数，
为载荷姿态估计四元数，Δqvp为载荷姿态误差四元数的Δqp的矢量部分。ωpr载荷目标角速度，为/>
载荷估计角速度。
(5)判断主动指向超静平台作动器故障个数MFF。若MFF＝0，则进行步骤(7)；否则进行步骤(6)。
(6)设计主动指向超静平台指令力重构方法，计算重构后的主动指向超静平台的雅克比矩阵Jpnew。主动指向超静平台指令力重构方法具体表示为：
(6-1)定义主动指向超静平台构型奇异度指标，具体如下
(6-1-1)主动指向超静平台六自由度运动奇异度为
(6-1-2)主动指向超静平台释放平动x方向运动的奇异度为
(6-1-3)主动指向超静平台释放平动y方向运动的奇异度为
(6-1-4)主动指向超静平台释放平动z方向运动的奇异度为
其中：Jp1＝Jp。Jpx、Jpy、Jpz分别为矩阵Jp中不含x方向、y方向、z方向的矩阵。
(6-2)当第i个作动器故障时，则步骤(6-1)中Jp对应的行清零，并计算Jp1以及Jpx、Jpy、Jpz，计算主动指向超静平台构型奇异度指标K6dof、K5dofx、K5dofy、K5dofz。
(6-3)若K6dof>K6dofmin则计算重构后的主动指向超静平台的雅克比矩阵Jpnew为
其中，K6dofmin为主动指向超静平台六自由度重构阈值。
(6-4)若K6dof≤K6dofmin，则计算
K5为K5dofx、K5dofy、K5dofz的最大值，j为K5取到最大值的下标。max{}为取最大值操作。
(6-4-1)若j＝1,则重构矩阵为：
(6-4-2)若j＝2,则重构矩阵为：
(6-4-3)若j＝3,则重构矩阵为：
(7)计算主动指向超静平台作动器指令力：
(7-1)作动器无故障，即MFF＝0时的作动器指令，计算为：
(7-2)作动器有故障，即MFF>0时的作动器指令，计算为：
(8)本方法的仿真校验结果如下图2～图6所示。当作动器发生单重故障时，设作动器2故障，仿真结果如下图2～图3所示，当不进行作动器指令力分配阵重构时，主动指向超静平台实际输出力矩难以准确跟踪指令力矩，如下图2所示。通过分配阵重构后，主动指向超静平台能够实现实际输出力矩对指令力矩准确跟踪，实现载荷精确的指向控制，如下图3所示。当作动器发生双重故障时，设作动器2、8故障，仿真结果如下图4～图5所示。当不进行分配阵重构时，2号、8号作动器故障后，主动指向超静平台实际输出力矩与期望的指令力矩有较大误差，从而对载荷的高性能控制产生影响，如下图4所示。通过分配阵重构后，能够实现主动指向超静平台实际输出力矩对指令力矩准确跟踪，如下图5所示。图6给出了采用本设计方法进行的指令力分配重构后，作动器故障遍历全部工况下的载荷姿态控制误差，在故障切换过程最大控制误差优于0.1角秒；在故障稳定情况下，能够实现载荷控制误差小于0.02角秒。
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)
1.一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)将主动指向超静平台安装于卫星光学载荷底部，其上平面与载荷相连；主动指向超静平台由N个智能挠性作动器构成；每个作动器包含直线电机的主动环节以及位移敏感器部分；位移敏感器用于测量直线电机的平动位移；
(2)建立主动指向超静平台各个智能挠性作动器输出力与卫星载荷质心受到的力和力矩的动力学模型；
(3)以主动指向超静平台为执行机构，建立载荷姿态动力学模型；
(4)设计卫星载荷姿态控制器，通过载荷控制器计算载荷姿态控制目标力矩upr；
(5)判断主动指向超静平台作动器故障个数MFF；若MFF＝0，则进行步骤(7)；否则进行步骤(6)；
(6)设计主动指向超静平台指令力重构方法，计算得到重构后的主动指向超静平台的雅克比矩阵Jpnew；
(7)计算得到主动指向超静平台作动器指令力。
2.根据权利要求1所述的一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法，其特征在于：所述步骤(2)中建立模型的具体过程为：
其中，FL＝[F1 F2…FN]T为各个智能挠性作动器输出的实际驱动力向量；
Ffp＝[Ffpx Ffpy Ffpz]T为施加于载荷质心的三个方向的控制力；
ufp＝[ufpx ufpy ufpz]T为施加于载荷质心的三轴控制力矩；
Jp为主动指向超静平台对载荷质心的雅克比矩阵。
3.根据权利要求2所述的一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法，其特征在于：所述Jp为N×6的矩阵，具体为
ei为第i个作动器底部安装点到卫星载荷安装点的单位向量，且
其中，bi为从作动器底部安装面中心指向作动杆与作动器底部面交点的位置向量，pi为从卫星载荷质心指向作动杆与卫星载荷安装面交点的位置向量；x0＝[0 0 hop]T为作动器底部安装面中心到有效载荷质心的位置向量；N为作动器个数，×为向量叉乘符号，上标T为转置符号；Jp前三列对应载荷平动x方向、y方向、z方向安装向量阵；Jp后三列对应载荷滚动、俯仰、偏航方向安装向量阵。
4.根据权利要求3所述的一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法，其特征在于：所述步骤(3)建立载荷姿态动力学模型的具体形式为
其中，Ip＝diag(Ipx,Ipy,Ipz)分别为载荷x轴、y轴、z轴的惯量在质心本体系下的表达，Ipx为载荷x轴惯量，Ipy为载荷y轴惯量，Ipz为载荷z轴惯量；ωp＝diag(ωpx,ωpy,ωpz)为载荷x轴、y轴、z轴的角速度；qp为载荷姿态四元数；Ω(ω)为载荷姿态阵，mp分别为载荷三轴质量阵；vp为载荷三轴平动速度；Rp为载荷三轴平动位移；Ftp为载荷质心受到的三轴合力；utp为载荷质心受到的三轴合力矩。
5.根据权利要求4所述的一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法，其特征在于：步骤(4)中所设计的卫星载荷姿态控制器表示为：
其中，kpp为载荷三轴比例控制器参数、kpi为载荷三轴积分控制器参数、kpd为载荷三轴微分控制器参数；Δθpeer、Δωpeer分别为载荷姿态控制误差和角速度控制误差。
6.根据权利要求5所述的一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法，其特征在于：所述Δθpeer、Δωpeer的计算过程为：
其中，qpr为载荷目标四元数，
为载荷姿态估计四元数，Δqvp为载荷姿态误差四元数的Δqp的矢量部分；ωpr载荷目标角速度，为/>
载荷估计角速度。
7.根据权利要求6所述的一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法，其特征在于：步骤(6)中设计主动指向超静平台指令力重构方法，具体过程为：
(3-1)定义主动指向超静平台构型奇异度指标，具体过程如下：
(3-1-1)主动指向超静平台六自由度运动奇异度为
(3-1-2)主动指向超静平台释放平动x方向运动的奇异度为
(3-1-3)主动指向超静平台释放平动y方向运动的奇异度为
(3-1-4)主动指向超静平台释放平动z方向运动的奇异度为
其中：Jp1＝Jp；Jpx、Jpy、Jpz分别为矩阵Jp中不含x方向、y方向、z方向的矩阵；上标T表示矩阵转置；
(3-2)当第i个作动器故障时，则步骤(3-1)中Jp对应的行清零，并计算Jp1以及Jpx、Jpy、Jpz，计算主动指向超静平台构型奇异度指标K6dof、K5dofx、K5dofy、K5dofz；
(3-3)若K6dof>K6dofmin则计算重构后的主动指向超静平台的雅克比矩阵Jpnew为
其中，K6dofmin为主动指向超静平台六自由度重构阈值；
(3-4)若K6dof≤K6dofmin，则计算
K5为K5dofx、K5dofy、K5dofz的最大值，j为K5取到最大值的下标；max{}为取最大值操作；则
若j＝1,则重构矩阵为：
若j＝2,则重构矩阵为：
若j＝3,则重构矩阵为：
8.根据权利要求7所述的一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法，其特征在于：所述步骤(7)的具体过程为：
(7-1)作动器无故障，即MFF＝0时的作动器指令，计算为：
(7-2)作动器有故障，即MFF>0时的作动器指令，计算为：
其中，MFF为作动器故障个数；Jpnew为作动器故障时主动指向超静平台重构的雅克比矩阵；FL为作动器的执行力。
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Also Published As
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| CN114408219A (zh) | 2022-04-29 |
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