CN114815663A - 一种航天器姿态仿真控制方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本公开提供了一种航天器姿态仿真控制方法及系统，可以应用于航天器姿态控制技术领域和仿真技术领域。该航天器姿态控制的仿真方法包括：从目标机获取第一姿态数据，其中，第一姿态数据是根据航天器姿态机动控制算法确定的，第一姿态数据表征用于控制航天器模型展示目标姿态的目标数据；将第一姿态数据输入转台控制器，输出第二姿态数据，其中，第二姿态数据表征用于展示目标姿态的实时数据；根据第一姿态数据和第二姿态数据确定控制偏差数据；将控制偏差数据输入转台控制器，用于控制展示航天器模型的目标姿态。
Description
技术领域
本公开涉及航天器姿态控制技术领域和仿真技术领域，更具体地，涉及一种航天器姿态仿真控制方法及系统。
背景技术
为了保证航天器算法的稳定性，在航天器试飞前往往需要经过大量的仿真控制以验证对航天器姿态控制的稳定性，在仿真控制时，需要根据航天器的算法设计不同的验证装置。
在实现本公开构思的过程中，发明人发现相关技术中至少存在如下问题：现有的仿真控制是基于数字仿真数据以及仿真曲线，无法直观判断当前控制系统的优劣。
发明内容
有鉴于此，本公开提供了一种航天器姿态仿真控制方法及系统。
本公开的一个方面提供了一种航天器姿态仿真控制方法，包括：
从目标机获取第一姿态数据，其中，第一姿态数据是根据航天器姿态机动控制算法确定的，第一姿态数据表征用于控制航天器模型展示目标姿态的目标数据；
将第一姿态数据输入转台控制器，输出第二姿态数据，其中，第二姿态数据表征用于展示目标姿态的实时数据；
根据第一姿态数据和第二姿态数据确定控制偏差数据；
将控制偏差数据输入转台控制器，用于控制展示航天器模型的目标姿态。
根据本公开的实施例，上述方法还包括：
通过目标机获取航天器模型展示目标姿态的控制文件，其中，控制文件包括航天器姿态机动控制算法；
根据控制文件，确定第一姿态数据。
根据本公开的实施例，其中，将第一姿态数据输入转台控制器，输出第二姿态数据，包括：
根据第一姿态数据，展示航天器模型的实时姿态；
测量展示实时姿态时的实时参数信息；
根据实时参数信息确定第二姿态数据。
根据本公开的实施例，其中，根据第一姿态数据和第二姿态数据确定控制偏差数据，包括：
向目标机发送第二姿态数据；
分析第一姿态数据与第二姿态数据的偏差量；
根据偏差量，确定控制偏差数据。
根据本公开的实施例，上述方法还包括：
获取展示航天器模型时的运行环境数据；
展示航天器模型在太空场景中运行的姿态，其中，太空场景是视景模块根据运行环境数据确定的。
根据本公开的实施例，上述方法还包括：
保存仿真数据，其中，仿真数据包括第一姿态数据、第二姿态数据和控制偏差数据；
根据仿真数据进行性能评估。
根据本公开的实施例，其中，根据仿真数据进行性能评估，包括：
通过分析航天器模型展示目标姿态的影响因素，选取目标评价指标；
对仿真数据中的目标评价指标的数据进行处理，得到目标评价指标值；
对目标评价指标值进行加权分析，确定仿真数据的评价结果。
本公开的又一个方面提供了一种航天器姿态仿真控制系统，包括：
目标机，用于向转台控制器输出第一姿态数据、接收第二姿态数据并根据第一姿态数据和第二姿态数据确定控制偏差数据，以及向转台控制器输出控制偏差数据，其中，第一姿态数据是根据航天器姿态机动控制算法确定的，第一姿态数据表征用于控制航天器模型展示目标姿态的目标数据，第二姿态数据表征用于展示目标姿态的实时数据；
转台控制器，用于获取第一姿态数据并将第一姿态数据输入转台控制器，输出第二姿态数据，以及将控制偏差数据输入转台控制器，用于控制展示航天器模型的目标姿态。
根据本公开的实施例，上述系统还包括：
宿主机，用于提供航天器模型展示目标姿态的控制文件，其中，控制文件包括航天器姿态机动控制算法。
根据本公开的实施例，上述系统还包括：
视景模块，用于根据展示航天器模型时的运行环境数据确定太空场景，以及展示航天器模型在太空场景中运行的姿态。
根据本公开的实施例，通过从目标机获取用于控制航天器模型展示目标姿态的第一姿态数据，其中，第一姿态数据是根据航天器姿态机动控制算法确定的，将第一姿态数据输入转台控制器，输出用于展示目标姿态的第二姿态数据，根据第一姿态数据和第二姿态数据确定控制偏差数据，将控制偏差数据输入转台控制器。在仿真的时候通过目标机和转台控制器之间的数据交互，可以根据航天器姿态机动控制算法确定的第一姿态数据实时展示航天器模型的姿态，然后转台控制器根据展示目标姿态的第二姿态数据和第一姿态数据确定的控制偏差数据进行调整，可以适应不同的算法，不需要每次仿真模型，所以至少部分地克服了现有的仿真控制是基于数字仿真数据以及仿真曲线，无法直观判断当前控制系统的优劣的技术问题。
附图说明
通过以下参照附图对本公开实施例的描述，本公开的上述以及其他目的、特征和优点将更为清楚，在附图中：
图1示意性示出了根据本公开实施例的航天器姿态仿真控制方法的流程图；
图2示意性示出了根据本公开实施例的航天器姿态仿真控制方法的三轴转台的演示图；
图3示意性示出了根据本公开实施例的航天器姿态仿真控制方法的航天器模型在太空场景中的运行姿态示意图；
图4A示意性示出了根据本公开的实施例的AHP-云模型评估方法的流程图；
图4B示意性示出了根据本公开的实施例的AHP-云模型评估方法的评估结果；
图5示意性示出了根据本公开实施例的航天器姿态仿真控制系统的框图；
图6示意性示出了根据本公开实施例的航天器姿态仿真控制系统的硬件结构图；
图7示意性示出了根据本公开实施例的航天器姿态仿真控制系统的主控软件结构框图；
图8示意性示出了主控软件根据本公开实施例的航天器姿态仿真控制系统的主控软件UI界面图；
图9示意性示出了根据本公开实施例的航天器姿态仿真控制系统的视景模块的结构图；
图10A示意性示出了基于主动振动抑制的复杂航天器姿态稳定控制算法姿态跟踪误差的离线仿真曲线；
图10B示意性示出了控制方案u1姿态跟踪误差的离线仿真曲线；
图10C示意性示出了基于主动振动抑制的复杂航天器姿态稳定控制算法角速度跟踪误差的离线仿真曲线；以及
图10D示意性示出了控制方案u1角速度跟踪误差的离线仿真曲线。
具体实施方式
以下，将参照附图来描述本公开的实施例。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本公开的范围。在下面的详细描述中，为便于解释，阐述了许多具体的细节以提供对本公开实施例的全面理解。然而，明显地，一个或多个实施例在没有这些具体细节的情况下也可以被实施。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本公开的概念。
在此使用的术语仅仅是为了描述具体实施例，而并非意在限制本公开。在此使用的术语“包括”、“包含”等表明了所述特征、步骤、操作和/或部件的存在，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、步骤、操作或部件。
在此使用的所有术语(包括技术和科学术语)具有本领域技术人员通常所理解的含义，除非另外定义。应注意，这里使用的术语应解释为具有与本说明书的上下文相一致的含义，而不应以理想化或过于刻板的方式来解释。
在使用类似于“A、B和C等中至少一个”这样的表述的情况下，一般来说应该按照本领域技术人员通常理解该表述的含义来予以解释(例如，“具有A、B和C中至少一个的系统”应包括但不限于单独具有A、单独具有B、单独具有C、具有A和B、具有A和C、具有B和C、和/或具有A、B、C的系统等)。在使用类似于“A、B或C等中至少一个”这样的表述的情况下，一般来说应该按照本领域技术人员通常理解该表述的含义来予以解释(例如，“具有A、B或C中至少一个的系统”应包括但不限于单独具有A、单独具有B、单独具有C、具有A和B、具有A和C、具有B和C、和/或具有A、B、C的系统等)。
为了验证算法的有效性，在试飞前进行大量的仿真验证尤为重要。在计算机仿真技术还未普及的年代，往往采用实际的物理器件搭建出仿真模型，之后进行全实物的仿真。这种方法虽然可以得到较为真实的实验数据，但是往往需要较长的开发周期，其开发成本更是不可估量，在试验过程中还会存在许多的安全隐患，因此不适合在研制初期进行。随着计算机仿真技术的发展，越来越多的仿真技术涌现出来，其中最具代表性的便是Simulink。Simulink提供的RTW工具箱可以将Simulink环境下搭建的模型及控制算法编译为C语言，用于在实时仿真设备中进行仿真精度更高、实时性强的实时仿真验证。这种方法操作简单，程序可读性强，开发效率高，但是仿真结果通常为数字仿真数据以及仿真曲线，无法直观的反映出航天器的状态，难以直观的判断出当前控制系统的优劣。
针对以上问题，本公开设计了一种能够实时模拟航天器运行状态的方法和系统，从而验证算法的实时性。利用Unity搭建太空环境，基于获得的数据进行实时的场景演示，实现了航天器机动的三维可视化，直观获取航天器状态。
本公开的实施例提供了一种航天器姿态仿真控制方法。该方法包括从目标机获取第一姿态数据，其中，第一姿态数据是根据航天器姿态机动控制算法确定的，第一姿态数据表征用于控制航天器模型展示目标姿态的目标数据；将第一姿态数据输入转台控制器，输出第二姿态数据，其中，第二姿态数据表征用于展示目标姿态的实时数据；根据第一姿态数据和第二姿态数据确定控制偏差数据；将控制偏差数据输入转台控制器，用于控制展示航天器模型的目标姿态。
图1示意性示出了根据本公开实施例的航天器姿态仿真控制方法的流程图。
如图1所示，该方法包括操作S101～S104。
在操作S101，从目标机获取第一姿态数据，其中，第一姿态数据是根据航天器姿态机动控制算法确定的，第一姿态数据表征用于控制航天器模型展示目标姿态的目标数据。
根据本公开的实施例，目标机可以采用分布式架构进行设计，目标机可以是高性能的xPC目标机，具体的，可以设置两台xPC目标机，一台运行航天器模型，一台运行航天器姿态机动控制算法，可以通过目标机运行航天器姿态机动控制算法。
根据本公开的实施例，航天器姿态机动控制算法可以是控制航天器姿态稳定的算法。
根据本公开的实施例，航天器模型可以是根据航天器的参数建立的模型。
在操作S102，将第一姿态数据输入转台控制器，输出第二姿态数据，其中，第二姿态数据表征用于展示目标姿态的实时数据。
根据本公开的实施例，转台控制器可以是三轴转台控制器，可以通过伺服放大器驱动交流伺服电机。
根据本公开的实施例，转台控制器可以接收第一姿态数据，然后将展示目标姿态的实时数据作为第二姿态数据输出。
根据本公开的实施例，第二姿态数据可以是展示航天器模型姿态时的实际数据。
在操作S103，根据第一姿态数据和第二姿态数据确定控制偏差数据。
根据本公开的实施例，第一姿态数据是航天器模型运行姿态的数据，第二姿态数据是展示航天器模型运行姿态的实时数据，可以根据第一姿态数据和第二姿态数据之间的差别确定控制偏差数据。
在操作S104，将控制偏差数据输入转台控制器，用于控制展示航天器模型的目标姿态。
根据本公开的实施例，转台控制器可以接收控制偏差数据，根据控制偏差数据控制展示航天器模型的目标姿态。
根据本公开的实施例，通过从目标机获取用于控制航天器模型展示目标姿态的第一姿态数据，其中，第一姿态数据是根据航天器姿态机动控制算法确定的，将第一姿态数据输入转台控制器，输出用于展示目标姿态的第二姿态数据，根据第一姿态数据和第二姿态数据确定控制偏差数据，将控制偏差数据输入转台控制器。在仿真的时候通过目标机和转台控制器之间的数据交互，可以根据航天器姿态机动控制算法确定的第一姿态数据实时展示航天器模型的姿态，然后转台控制器根据展示目标姿态的第二姿态数据和第一姿态数据确定的控制偏差数据进行调整，可以适应不同的算法，不需要每次仿真模型，所以至少部分地克服了现有的仿真控制是基于数字仿真数据以及仿真曲线，无法直观判断当前控制系统的优劣的技术问题。
根据本公开的实施例，上述方法还可以包括：通过目标机获取航天器模型展示目标姿态的控制文件，其中，控制文件包括航天器姿态机动控制算法；根据控制文件，确定第一姿态数据。
根据本公开的实施例，控制文件可以是航天器模型展示目标姿态的相关参数的文件、控制算法的文件或者航天器模型的创建文件。
根据本公开的实施例，可以在目标机中运行控制文件中的航天器姿态机动控制算法，然后得到第一姿态数据。
根据本公开的实施例，在获取控制文件之前，可以先配置目标机，具体的，首先在目标机中安装windows 10系统，并根据Matlab版本选择合适的网卡，可以选择I210网卡。然后使用Flashboot 14.0汉化版在U盘上装DOS系统，此过程只能在Windows7的环境下进行。最后将目标机内核装到U盘上，可以通过在matlab中输入命令“slrtexplr”，增加TargetPC节点，之后配置IP地址、端口号和子网掩码等网络属性，网卡选择I210网卡，最后用户将存储位置选择为U盘。
根据本公开的实施例，其中，将第一姿态数据输入转台控制器，输出第二姿态数据，包括：根据第一姿态数据，展示航天器模型的实时姿态；测量展示实时姿态时的实时参数信息；根据实时参数信息确定第二姿态数据。
根据本公开的实施例，可以通过三轴转台展示航天器模型的实时姿态。
图2示意性示出了根据本公开实施例的航天器姿态仿真控制方法的三轴转台的演示图。
如图2所示，三轴转台可以模拟出航天器刚体姿态，图中的三轴转台仅为示意，可以根据需要使用其他类型的三轴转台，在此不做限定。
根据本公开的实施例，可以测量三轴转台在展示时的实时参数信息，由实时参数信息确定第二姿态数据。
根据本公开的实施例，其中，根据第一姿态数据和第二姿态数据确定控制偏差数据，包括：向目标机发送第二姿态数据；分析第一姿态数据与第二姿态数据的偏差量；根据偏差量，确定控制偏差数据。
根据本公开的实施例，在展示目标姿态时，由于执行机构的局限以及外界扰动的影响，第一姿态数据与第二数据之间存在偏差，目标机可以根据二者之间的偏差量确定控制偏差数据。例如，可以测量三轴转台的实际姿态、角速度的值等，与三轴转台目标姿态的值之间的偏差确定控制偏差数据。
根据本公开的实施例，上述方法还可以包括：获取展示航天器模型时的运行环境数据；展示航天器模型在太空场景中运行的姿态，其中，太空场景是视景模块根据运行环境数据确定的。
根据本公开的实施例，可以从目标机中获取展示航天器模型时的运行环境数据，运行环境数据可以是根据航天器目标姿态的环境，然后视景模块根据运行环境数据模拟太空场景，太空场景可以包括航天器模型、地球模型、星空背景以及太阳光照等。
根据本公开的实施例，视景模块3D建模软件进行太空场景的制作，例如，可以通过3D Max、Sketch Up等。
图3示意性示出了根据本公开实施例的航天器姿态仿真控制方法的航天器模型在太空场景中的运行姿态示意图。
如图3所示，可以通过3D Max软件制作太空场景，星空背景可以利用天空盒(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。太阳光照不需要建立太阳的3D模型，可以通过Unity3D的光照系统即可实现。具体的，可以在光照的Flare属性中添加实现制作的太阳精灵体(Sprite)。
根据本公开的实施例，由于视景模块的软件为平台客户端，可以订阅主控软件相应主题获取航天器模型的相关数据，驱动场景进行控制过程的三维可视化演示。
根据本公开的实施例，在仿真时候的网络通信可以采用异步模式，服务端与客户端的收发操作运行在Unity主线程外的子线程中，考虑到主线程之外的线程无法访问Unity3D的对象、组件及方法。因此需采取委托的方式机制实现主线程对子线程数据的获取与消费。
根据本公开的实施例，视景模块可以首先进行xPC目标机的配置与连接，输入配置好的目标机IP与端口，并点击连接，看到xPC目标机连接部分的图标变为对号即可。然后进行模型的下载，并点击开始仿真，可以看出在指定时间内，航天器运行到指定姿态位置，并保持稳定。
根据本公开的实施例，上述方法还可以包括：保存仿真数据，其中，仿真数据包括第一姿态数据、第二姿态数据和控制偏差数据；根据仿真数据进行性能评估。
根据本公开的实施例，在仿真结束后，可以保存仿真数据，仿真数据可以包括第一姿态数据、第二姿态数据和控制偏差数据，还可以包括仿真的实验人员、日期、模型和算法等数据。
根据本公开的实施例，可以根据MySQL语言的体积小、速度快、开源以及便捷的应用编程接口等特点，开发数据管理系统，实现仿真数据的存储和管理。
根据本公开的实施例，在保存仿真数据时，针对航天器模型及算法的实时仿真验证需求，仿真过程中关键的仿真指标包括每个航天器机动角速度、姿态四元数跟踪误差、控制力矩等，可以开发数据表结构。其中，每个数据表设置唯一主键进行标识，通过外键(其它表的主键)进行表间关联，可以实现仿真数据的分类存储，结构清晰，为控制算法进一步的性能评估以及控制过程的回放演示奠定基础。
根据本公开的实施例，其中，根据仿真数据进行性能评估，包括：通过分析航天器模型展示目标姿态的影响因素，选取目标评价指标；对仿真数据中的目标评价指标的数据进行处理，得到目标评价指标值；对目标评价指标值进行加权分析，确定仿真数据的评价结果。
图4A示意性示出了根据本公开的实施例的AHP-云模型评估方法的流程图。
图4B示意性示出了根据本公开的实施例的AHP-云模型评估方法的评估结果。
如图4A所示，先构建评估指标体系，然后对目标评价指标值进行预处理，通过层次分析法、逆向云发生器和正向云发生器进行评估，最后得到如图4B所示的评估结果的结果云。
通过分析航天器姿态机动过程的主要影响因素，选取合适的评估指标作为目标评价指标，可以建立相应的指标体系。例如，可以选取机动过程的角速度，控制力矩，姿态稳定度以及机动跟踪误差这四个指标为目标评价指标。
根据本公开的实施例，可以对仿真数据进行处理，得到目标评价指标值，其中，姿态稳定度以及机动跟踪误差必须小于某个值。
根据本公开的实施例，由于各个指标的单位不同，可以对目标评价指标值进行归一化处理。由于在航天器姿态机动过程中，角速度必须保持在-0.1rad/s—0.1rad/s，控制力矩必须保持在-150N/m—150N/m，所以只要任意时刻角速度和控制力矩不在范围内，该指标值设为0，否则为1；姿态稳定度和机动跟踪误差不得高于10-4，所以低于10-4设为1，高于10-4且低于10-3按照线性依次降低到0，高于10-3则设为0。
根据本公开的实施例，可以通过AHP-云模型的方法获得目标评价指标权重，将归一化处理后的目标评价指标值进行加权分析得到最终的评估结果。
通过AHP-云模型将目标评价指标权重进行模糊化，使其产生的权重云可以反映多个决策者意见的分布情况，选取分布情况最多的数值作为指标的权重值，既体现了权重的多值性，也可以通过权重云的数字特征反映评价整体的一致性。
图5示意性示出了根据本公开实施例的航天器姿态仿真控制系统500的框图。
如图5所示，该系统500包括目标机510和转台控制器520。
目标机510，用于向转台控制器520输出第一姿态数据、接收第二姿态数据并根据第一姿态数据和第二姿态数据确定控制偏差数据，以及向转台控制器520输出控制偏差数据，其中，第一姿态数据是根据航天器姿态机动控制算法确定的，第一姿态数据表征用于控制航天器模型展示目标姿态的目标数据，第二姿态数据表征用于展示目标姿态的实时数据。
转台控制器520，用于获取第一姿态数据并将第一姿态数据输入转台控制器，输出第二姿态数据，以及将控制偏差数据输入转台控制器520，用于控制展示航天器模型的目标姿态。
根据本公开的实施例，上述系统500还可以包括宿主机，用于提供航天器模型展示目标姿态的控制文件，其中，控制文件包括航天器姿态机动控制算法。
根据本公开的实施例，上述系统500还可以包括：视景模块，用于根据展示航天器模型时的运行环境数据确定太空场景，以及展示航天器模型在太空场景中运行的姿态。
图6示意性示出了根据本公开实施例的航天器姿态仿真控制系统的硬件结构图。
如图6所示，该系统可以包括一台宿主机、两台xPC目标机、转台控制器、三轴转台、视景计算机和拼接屏，其中，宿主机可以作为主控单元发送控制命令，两台xPC目标机可以作为实时仿真单元运行算法，转台控制器和三轴转台可以作为半实物仿真单元展示航天器模型的实时姿态，视景计算机和拼接屏可以作为视景演示单元展示航天器的3D效果场景。
根据本公开的实施例，考虑到目标机动态链接库提供的在线调参功能只针对实时仿真程序中常量模块的局限性，同时兼顾系统实时性能，可以设计传输控制协议(Transmission Control Protocol，TCP)网络通信模块，实现三轴转台与目标机间更为灵活的数据交互。针对目标机方面，可以通过Simu link Real-Time提供TCP Receive、TCPSend、TCP Client Configure等组件，用于字节数据的发送接收与解析。其中，TCP ClientConfigure组件包含了自身IP地址、端口Port、单一数据包字节数、数据源IP及端口Port等信息。针对三轴转台，TCP网络通信既通过Socket套接字进行开发，通过设置TCP Server端IP地址及端口号即可完成服务端的搭建。将解析得到的姿态等double类型数据利用BitConvert转换为字节流，设置时钟步长并添加回调函数，实现对目标机相应模型端口固定频率下的数据反馈。
图7示意性示出了根据本公开实施例的航天器姿态仿真控制系统的主控软件结构框图。
如图7所示，根据本公开的实施例，可以通过主控软件完成仿真方法和仿真系统的管理和监控，可以按照功能将主控软件分为：实时仿真模块、数据展示模块、网络通信模块、数据库模块、以及性能评估模块。
图8示意性示出了主控软件根据本公开实施例的航天器姿态仿真控制系统的主控软件UI界面图。
如图8所示，基于微软Windows呈现基础(Windows Presentation Foundation，WPF)技术进行开发，并采用Prism框架进行解耦，结合Infragistics控件优化界面UI，构建数据可视化用户界面。
根据本公开的实施例，在实时仿真模块，可以基于Matlab Simulink Real-Time模块提供的应用程序接口(Application Programming Interface，API)开发，负责主控宿主机与xPC目标机间的数据交互，实现目标机IP及Port初始化、目标机连接、可执行目标文件加载、进程控制、仿真数据提取、在线调整参数等一系列功能。在开发前，需要在项目中添加对xPC Framework.dll的引用，并将Matlab软件matlabroot\toolbox\rtw\targets\xpc\api\x64目录下的xpcapi.dll拷贝到项目bin\Debug文件夹下。
根据本公开的实施例，在数据展示模块，可以通过数据显示面板可以实时监测航天器控制中关键的性能指标数据，便于实验人员对某一时刻控制算法的实时性能进行评判。可以采用传统数字与曲线的方式进行了实现。
传统数字展示基于TextBlock控件及TextBox控件完成前台UI的绘制。然后将TextBox中Text与后台属性进行绑定从而显示对应的实时仿真数据。最后由xPCDataService提供仿真数据相关服务，通过事件聚合器的机制将实时仿真数据传递给数据显示类(ViewModel)，更新后台属性赋值进而刷新前台界面。
图表仿真基于DynamicDataDisplay绘制前端用户界面(User Interface，UI)，完成画板的初始化，包括画板风格、坐标轴定义、曲线定义等。基于xPCDataService发布的实时仿真数据绘制坐标点，利用坐标点填充曲线，进而实现画板曲线的绘制。由于DynamicDataDisplay插件不支持Model View View Model(MVVM)设计模式，故在曲线绘制UI的后台逻辑代码中将前台画板直接与对应ViewModel中的画板实例进行绑定，这样就完成了实时仿真曲线的绘制。
根据本公开的实施例，在网络通信模块中，主控软件可以作为平台服务端，可响应多个客户端连接请求，如根据视景模块软件的订阅信息进行相应的回调处理，实现仿真数据传输、交互指令响应等功能。该模块采用Socket套接字和json(JavaScript ObjectNotation，JS对象简谱)结合进行开发。Socket是应用层与TCP/IP协议族通信的中间软件抽象层，它是一组接口。在设计模式中，Socket其实就是一个门面模式，它把复杂的TCP/IP协议族隐藏在Socket接口后面，对用户来说，一组简单的接口就是全部，让Socket去组织数据，以符合指定的协议。JSON是一种轻量级的数据格式，基于javascript语法的子集，即数组和对象表示。由于使用的是javascript语法，因此JSON定义可以包含在javascript文件中，对其的访问无需通过基于XML的语言来额外解析。
图9示意性示出了根据本公开实施例的航天器姿态仿真控制系统的视景模块的结构图。
如图9所示，可以根据仿真数据通过建模工具制作航天器运行环境的太空场景，首先进行xPC目标机的配置与连接，输入已经配置好的目标机IP与端口，并点击连接，看到xPC目标机连接部分的图标变为对号即可。然后进行模型的下载，并点击开始仿真，可以看出在指定时间内，航天器模型运行到指定姿态位置，并保持稳定，视景演示单元如图3所示。在展示结束后，可以将仿真数据保存到数据库，以进行性能评估。
根据本公开的实施例，可以通过本公开实施例提供的航天器姿态仿真控制方法及系统验证基于主动振动抑制的复杂航天器姿态稳定控制算法。
随着空间技术的不断发展与航天需求的不断增长，航天器的结构越来越复杂，尺寸也越来越大，但由于发射成本及运载能力限制的原因，在减轻航天器重量的同时，结构的挠性也越来越大。在航天器完成诸如机动、转向和空中对接等动作时，很容易激起柔性结构的振动，这种振动会增加星体姿态调整时间、影响指向精度及航天器精密仪器的正常工作。另外，随着航天器运载能力、机动能力及长寿命等性能的提高，液体燃料质量占航天器总质量的比值不断增大，这种不利影响也随之增大，液体晃动问题在充液航天器的姿态控制系统设计中无法避免，燃料质量的增加容易导致航天器储液箱液体发生强烈晃动，严重影响星体姿态控制的精度与稳定性。航天器的姿态运动与液体燃料晃动及柔性附件振动会发生强烈耦合，导致复杂的动力学特性，严重影响航天器的稳定性。因此提出了一种基于主动振动抑制的复杂航天器姿态稳定控制算法。
首先基于复杂航天器模型的设计控制器，根据复杂航天器姿态动力学对复杂航天器的运动学进行描述：
其中，四元数q＝[q0 qv]T＝[q0 q1 q2 q3]T为复杂航天器的四元数，满足qv Tqv+q0 2＝1，I是单位矩阵，ω＝[ω1 ω2 ω3]T为复杂航天器的角速度，I3∈R3×R3为3阶单位矩阵，斜对称矩阵表示为：
考虑柔性振动、液体晃动与外界干扰的影响，复杂航天器刚体动力学模型、柔性振动模型与液体晃动模型分别为：
其中，J∈R3×3为航天器转动惯量，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，δf为刚体与柔性振动耦合矩阵，d∈R3为外界干扰力矩，Cf＝diag{2ξiΩi,i＝1,2,...,N}为柔性附件的阻尼矩阵，
为刚度矩阵，Ωi与ξi分别为第i阶振动模态的频率与阻尼，Mη＝[m1 m1 m2 m2]T为晃动液体质量矩阵，mi为第i阶液体晃动模态晃动液体的质量，Cl＝[ci1 ci1 ci2 ci2]T与Kl＝[kl1 kl1 kl2 kl2]T分别为晃动液体柔性矩阵与晃动液体刚度矩阵，刚液耦合矩阵
为：
其中，bi为第i阶液体模态及质心之间的距离。
假设1：在飞行过程中，由引力和太阳辐射及其导数组成的综合不确定度χ是有界的，即存在一个正常数l，使得||χ||≤l。
设计控制目标：在模型不确定性下，为柔性航天器提供一种主动减振和姿态控制策略。即满足下列方程：
在飞行过程中，无法获得柔性振动。因此，采用柔性振动观测器估计柔性振动。此外，基于柔性振动观测器，设计了一种新的滑模控制方案，抑制柔性振动的同时实现快速姿态稳定控制。
设计如下所示的柔性震动观测器，实现对柔性震动模态的估计：
其中，ψ是中间变量，为了方便表示上面的公式，
和
分别用于估算χ和ψ。Cf为柔性附件的阻尼矩阵。
设计了一种新型滑模面，如下式：
其中，k1和k2为正数。
基于设计的滑模面，提出了姿态稳定控制方案：
其中
J0为航天器转动惯量，ωx为航天器的角速度，k3＞o，o为小常数，k4为正数，自适应律l(t)为：
其中，ρ1＞0并且ρ2＞0为正数。
定理1：考虑航天器系统，在假设1的条件下，基于柔性振动观测器的控制方案能够保证s收敛到一个区域。
根据本公开实施例提供的航天器姿态仿真控制方法及系统验证对基于主动振动抑制的复杂航天器姿态稳定控制算法进行验证，复杂航天器实际惯性矩阵J和不确定部分惯性矩阵ΔJ分别为
考虑复杂航天器前三阶柔性附件振动模态，其对应的固有频率、阻尼和耦合矩阵如下所示：固有频率为：Ω1＝0.7681，Ω2＝1.1038和Ω2＝1.1038；阻尼比为：ξ1＝0.0056，ξ2＝0.0086和ξ3＝0.0013；耦合矩阵为：
航天器期望的四元数为qd＝[1 0 0 0]T，期望的角速度为ωd＝[0 0 0]Trad/s。航天器初始单位四元数与初始角速度分别为q(0)＝[0.8832 0.3 -0.2 -0.3]T、ω0＝[0.1 -0.2 0.1]Trad/s。初始振动为η(0)＝[-0.001 0.002 0.001]T，柔性振动观测器为
航天器的控制器参数为：p1＝60，p2＝2，p3＝1，k1＝0.2，k2＝0.15，ε＝27。
将所提出的方案与控制方案u1进行比较。控制方案可以写成：
滑模面设计如下：
s＝k1qv+w (16)
图10A示意性示出了基于主动振动抑制的复杂航天器姿态稳定控制算法姿态跟踪误差的离线仿真曲线。
图10B示意性示出了控制方案u1姿态跟踪误差的离线仿真曲线。
图10C示意性示出了基于主动振动抑制的复杂航天器姿态稳定控制算法角速度跟踪误差的离线仿真曲线。
图10D示意性示出了控制方案u1角速度跟踪误差的离线仿真曲线。
结果表明，该基于主动振动抑制的复杂航天器姿态稳定控制算法能够有效的实现姿态稳定控制。控制方案u1姿态跟踪误差的大小可以达到10-4，本公开提出的控制方案可以达到10-5。本公开提出的控制方案角速度跟踪具有较高的控制精度。控制方案u1的角速度误差的大小可以达到10-4，本公开提出的控制方案可以达到10-5。因此，在保证柔性振动主动抑制的同时，上述方案u可以实现复杂航天器快速姿态稳定。
根据本公开的实施例，实现了对算法的半实物实时仿真验证及三维视景演示，能够获取实时状态下的仿真数据，驱动三轴转台，并获取三轴转台数据进行实时反馈，实现闭环控制，直观形象的展示了算法运行过程中航天器姿态的实时变化过程。此外，基于转台的半实物演示、仿真数据监控、仿真在线调参、性能评估等功能打破了传统的数字仿真以及虚拟仿真的局限性，为研究人员提供了更为宽广的仿真选择，具有很高的应用价值，能够在很大程度上促进航天器仿真的发展。
以上对本公开的实施例进行了描述。但是，这些实施例仅仅是为了说明的目的，而并非为了限制本公开的范围。尽管在以上分别描述了各实施例，但是这并不意味着各个实施例中的措施不能有利地结合使用。本公开的范围由所附权利要求及其等同物限定。不脱离本公开的范围，本领域技术人员可以做出多种替代和修改，这些替代和修改都应落在本公开的范围之内。
Claims (10)
1.一种航天器姿态仿真控制方法，包括：
从目标机获取第一姿态数据，其中，所述第一姿态数据是根据航天器姿态机动控制算法确定的，所述第一姿态数据表征用于控制航天器模型展示目标姿态的目标数据；
将所述第一姿态数据输入转台控制器，输出第二姿态数据，其中，所述第二姿态数据表征用于展示所述目标姿态的实时数据；
根据所述第一姿态数据和所述第二姿态数据确定控制偏差数据；
将所述控制偏差数据输入所述转台控制器，用于控制展示所述航天器模型的所述目标姿态。
2.根据权利要求1所述的方法，还包括：
通过所述目标机获取所述航天器模型展示所述目标姿态的控制文件，其中，所述控制文件包括所述航天器姿态机动控制算法；
根据所述控制文件，确定所述第一姿态数据。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述将所述第一姿态数据输入转台控制器，输出第二姿态数据，包括：
根据所述第一姿态数据，展示所述航天器模型的实时姿态；
测量展示所述实时姿态时的实时参数信息；
根据所述实时参数信息确定所述第二姿态数据。
4.根据权利要求1所述的方法，其中，所述根据所述第一姿态数据和所述第二姿态数据确定控制偏差数据，包括：
向所述目标机发送所述第二姿态数据；
分析所述第一姿态数据与所述第二姿态数据的偏差量；
根据所述偏差量，确定控制偏差数据。
5.根据权利要求1所述的方法，还包括：
获取展示所述航天器模型时的运行环境数据；
展示所述航天器模型在所述太空场景中运行的姿态，其中，所述太空场景是视景模块根据所述运行环境数据确定的。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的方法，还包括：
保存仿真数据，其中，所述仿真数据包括所述第一姿态数据、所述第二姿态数据和所述控制偏差数据；
根据所述仿真数据进行性能评估。
7.根据权利要求6所述的方法，其中，所述根据所述仿真数据进行性能评估，包括：
通过分析所述航天器模型展示所述目标姿态的影响因素，选取目标评价指标；
对所述仿真数据中的所述目标评价指标的数据进行处理，得到目标评价指标值；
对所述目标评价指标值进行加权分析，确定所述仿真数据的评价结果。
8.一种航天器姿态仿真控制系统，包括：
目标机，用于向转台控制器输出第一姿态数据、接收第二姿态数据并根据所述第一姿态数据和所述第二姿态数据确定控制偏差数据，以及向转台控制器输出所述控制偏差数据，其中，所述第一姿态数据是根据航天器姿态机动控制算法确定的，所述第一姿态数据表征用于控制航天器模型展示目标姿态的目标数据，所述第二姿态数据表征用于展示所述目标姿态的实时数据；
转台控制器，用于获取所述第一姿态数据并将所述第一姿态数据输入转台控制器，输出第二姿态数据，以及将所述控制偏差数据输入所述转台控制器，用于控制展示所述航天器模型的所述目标姿态。
9.根据权利要求8所述的系统，还包括：
宿主机，用于提供所述航天器模型展示所述目标姿态的控制文件，其中，所述控制文件包括所述航天器姿态机动控制算法。
10.根据权利要求9所述的系统，还包括：
视景模块，用于根据展示所述航天器模型时的运行环境数据确定太空场景，以及展示所述航天器模型在所述太空场景中运行的姿态。
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| CN107131864A (zh) * | 2017-03-21 | 2017-09-05 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种航天器可移波束天线指向动态跟踪的试验系统及方法 |
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