基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法
【专利摘要】基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法，涉及挠性卫星姿态控制领域。目的在于通过减小从干扰输入到角速度输出的幅频响应，从而实现对挠性卫星的高稳定度姿态控制。本发明提出的姿态控制方法在考虑了干扰及不确定性的影响下，针对卫星的大惯量特性和高稳定度控制要求提出姿态控制方法，以传统的PD控制器为基础，运用鲁棒模型匹配原理设计了干扰补偿器；分别给出了挠性影响化作广义干扰和不化作广义干扰时的传递函数模型，采用频域方法分析了干扰补偿器的性能，同时为PD参数与补偿器参数的选取提供了参考。该方法有效抑制了帆板的振动，提高了姿态控制精度与稳定度，适于工程应用。
【专利说明】基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及挠性卫星姿态控制领域。
【背景技术】
[0002] 当今时代，日趋激烈的综合国力竞争，必然会促进科学技术的迅猛发展。由于在军 事领域与民用方面有着突出的贡献和重要的作用，航天科技持续进步并且一直以来受到了 国家以及科研人员的密切关注。卫星作为航天科技的产物，现如今已得到了广泛的应用，包 括通信、气象观测、导航等。
[0003] 随着技术的逐渐成熟和对太空探索需求的日益增多，卫星具有了更大的尺寸，结 构也变得十分复杂，通常安装有用以实现各种功能的附件，如太阳帆板、运动天线等，这便 对控制提出较高要求。同时，精度、稳定度、响应速度和使用寿命等指标即成为姿态控制系 统设计时所注重的要素。
[0004] 挠性卫星姿态控制系统所面对的是具有参数及动态不确定和存在干扰影响的非 线性系统，同时卫星的控制性能指标大大提高，要求姿态具有高指向精度和稳定度，在此基 础上如何设计合理、有效的控制方法，是一直以来需要解决的问题。
[0005] 与控制理论的发展过程相同，挠性卫星的姿态控制方法也可分为古典控制方法、 现代控制方法和智能控制方法以及它们之间相互结合渗透而产生的综合控制方法，文献 "Improved satellite attitude control using a disturbance compensator，'米用 PD 加干扰补偿器的控制方法，实现了对挠性影响及干扰的抑制，达到姿态稳定，同时引入低通 滤波器处理高频模态影响；文献"挠性飞行器飞轮姿态控制系统设计"针对使用飞轮控制的 挠性飞行器基于单轴解耦模型设计了 PID控制器并给出了参数整定方法，仿真验证了其良 好的控制效果较好；文献"航天器姿态机动及稳定的自抗扰控制"采用自抗扰控制方法，通 过非线性误差反馈律与扩张观测器，有效补偿了干扰等不确定因素的影响，并达到了姿态 机动后的高稳定度要求；文献"Optimal attitude control for three-axis stabilized flexible spacecraft"针对飞轮为执行机构的三轴稳定挠性航天器运用LQR方法设计最优 控制器，在振动抑制和姿态控制上获得了满意的效果；文献"Low-order robust attitude control of an earth observation satellite"米用Η 00理论设计了低阶鲁棒控制器，相 比于之前SPOT系统中的卫星，控制效果有了很大改善。文献"Adaptive fuzzy sliding mode control for flexible satellite"考虑将模糊控制与滑模控制相结合并引入自适应 方法，用于控制挠性卫星的姿态，获得了很高的姿态控制精度。文献"三轴稳定挠性卫星姿 态机动时变滑模变结构和主动振动控制"针对挠性卫星姿态机动的问题，考虑控制力矩受 限的情况，采用了滑模控制的方法，同时利用压电元件对振动进行主动控制。文献"基于输 入成形的挠性航天器自适应滑模控制"结合输入成型方法与自适应滑模控制方法进行控制 律设计，使系统在参数不确定性和外界扰动影响下完成对标称系统的跟踪，同时抑制了挠 性振动。
【发明内容】
[0006] 本发明提出了基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法，目的在于通过减 小从干扰输入到角速度输出的幅频响应，从而实现对挠性卫星的高稳定度姿态控制。
[0007] 基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法包括滚动轴控制方法、俯仰轴控 制方法和偏航轴控制方法，所述俯仰轴控制方法包括以下步骤：
[0008] 步骤一、建立挠性卫星的动力学模型，并进行小角度假设并简化，对简化后的动力 学模型取单一附件，获得频域方程；
[0009] 步骤二、根据频域方程获得实际俯仰角Θ与总力矩T之间的传递函数关系，并根 据实际俯仰角Θ与总力矩T之间的关系获得挠性卫星俯仰轴简化模型；
[0010] 步骤三、在挠性卫星俯仰轴简化模型中，略去控制器部分并将挠性模态影响全部 归入干扰中，获得干扰补偿器Z的表达式；
[0011] 步骤四、对加入干扰补偿器后的挠性卫星俯仰轴简化模型进行频域分析，获得挠 性影响广义干扰化分析结果和挠性影响非广义干扰化分析结果；
[0012] 步骤五、根据挠性影响广义干扰化分析结果和挠性影响非广义干扰化分析结果获 得干扰补偿器z的滤波参数和ro控制参数；
[0013] 步骤六、向俯仰通道系统中加入干扰补偿器z，对俯仰通道采用ro控制，实现挠性 卫星俯仰轴姿态控制；
[0014] 步骤七、通过步骤一至步骤六所述的过程对滚动轴姿态和偏航轴姿态分别进行控 制，实现挠性卫星姿态控制。
[0015] 有益效果：本发明提出的挠性卫星姿态控制方法在考虑了干扰及不确定性的影响 下，针对卫星的大惯量特性和高稳定度控制要求提出姿态控制的解决方案，以传统的ro控 制器为基础，运用鲁棒模型匹配原理设计了干扰补偿器；分别给出了挠性影响化作广义干 扰和不化作广义干扰时的传递函数模型，采用频域的方法，分析了干扰补偿器的性能，同时 为ro参数与补偿器参数的选取提供了参考。该方法可以有效抑制帆板的振动，极大的提高 姿态控制的精度与稳定度，适于工程应用。
【专利附图】
【附图说明】
[0016] 图1为【具体实施方式】一所述的基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法 的流程图；
[0017] 图2为传统卫星姿态控制系统的原理图；
[0018] 图3为鲁棒模型匹配方法的原理图；
[0019] 图4为引入干扰补偿器并将挠性影响作为广义干扰时的俯仰通道系统框图；
[0020] 图5为引入干扰补偿器并考虑挠性影响时的俯仰通道系统框图；
[0021] 图6为ro参数一定且干扰补偿器参数变化时系统开环频率特性曲线图；
[0022] 图7为ro参数一定且干扰补偿器参数变化时系统从干扰到角速度输出的幅频特 性曲线图；
[0023] 图8为干扰补偿器参数一定且ro控制器比例参数kpy变化时系统开环频率特性曲 线图；
[0024] 图9为干扰补偿器参数一定且ro控制器比例参数kpy变化时系统闭环频率特性曲 线图；
[0025] 图10为干扰补偿器参数一定且ro控制器比例参数kpy变化时从干扰到角速度输 出的幅频特性曲线图；
[0026] 图11为不引入干扰补偿器时系统姿态角曲线；
[0027] 图12为不引入干扰补偿器时系统姿态角速度曲线；
[0028] 图13为不引入干扰补偿器时系统控制力矩曲线；
[0029] 图14为不引入干扰补偿器时系统总环境力矩曲线；
[0030] 图15为不引入干扰补偿器时系统四种环境干扰力矩曲线，四种环境干扰力矩包 括重力梯度力矩、气动力矩、太阳光压力矩和剩磁力矩；
[0031] 图16为不引入干扰补偿器时系统俯仰轴（Y轴）正方向帆板的模态坐标曲线；
[0032] 图17为不引入干扰补偿器时系统俯仰轴（Y轴）负方向帆板的模态坐标曲线；
[0033] 图18为引入干扰补偿器时系统姿态角曲线；
[0034] 图19为引入干扰补偿器时系统姿态角速度曲线；
[0035] 图20为引入干扰补偿器时系统控制力矩曲线；
[0036] 图21为引入干扰补偿器时系统俯仰轴（Y轴）正方向帆板的模态坐标曲线；
[0037] 图22为引入干扰补偿器时系统俯仰轴（Y轴）负方向帆板的模态坐标曲线。
【具体实施方式】
【具体实施方式】 [0038] 一、结合图1说明本，本所述的基于频 域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法包括以下步骤：
[0039] 步骤一、建立挠性卫星的动力学模型，并进行小角度假设并简化，对简化后的动力 学模型取单一附件，获得频域方程；
[0040] 步骤二、根据频域方程获得实际俯仰角Θ与总力矩T之间的传递函数关系，并根 据实际俯仰角Θ与总力矩T之间的关系获得挠性卫星俯仰轴简化模型；
[0041] 步骤三、在挠性卫星俯仰轴简化模型中，略去控制器部分并将挠性模态影响全部 归入干扰中，获得干扰补偿器Z的表达式；
[0042] 步骤四、对加入干扰补偿器后的挠性卫星俯仰轴简化模型进行频域分析，获得挠 性影响广义干扰化分析结果和挠性影响非广义干扰化分析结果；
[0043] 步骤五、根据挠性影响广义干扰化分析结果和挠性影响非广义干扰化分析结果获 得干扰补偿器z的滤波参数和ro控制参数；
[0044] 步骤六、向俯仰通道系统中加入干扰补偿器z，对俯仰通道采用ro控制，实现挠性 卫星俯仰轴姿态控制；
[0045] 步骤七、通过步骤一至步骤六所述的过程对滚动轴姿态和偏航轴姿态分别进行控 制，实现挠性卫星姿态控制。
[0046] 本实施方式中，滚动轴控制方法、俯仰轴控制方法和偏航轴控制方法的步骤原理 相同，通过本发明所述方法同样适用于滚动轴控制和偏航轴控制，通过对三轴分别进行控 制，从而实现对挠性卫星高稳定度姿态的控制。
[0047] 卫星姿态控制系统是卫星系统的核心部分，它能使卫星在空间中对惯性参考系保 持在特定的方位上，是卫星得以稳定和执行任务的关键。一个完整的姿态控制系统通常是 由控制器、执行机构和敏感器组成，如图2所示。
[0048] 根据卫星的不同任务需求可以讲姿态控制分为两种情况，姿态机动和姿态稳定， 其中，姿态稳定是指克服内外干扰力矩使卫星姿态保持对某参考方位定向的控制任务，根 据是否需要自身产生控制力矩，将姿态控制的方式分为被动控制和主动控制，被动控制是 利用环境干扰力矩来控制和调整卫星的姿态，并不需要消耗星体携带的能量即达到控制效 果，而如今卫星主要运用的是主动控制方式，即依靠测得的姿态信息依照控制规律进行控 制，属于闭环负反馈控制。
[0049] 卫星姿态控制的执行机构主要有飞轮、推力器以及磁力矩器等。飞轮执行机构应 用角动量交换将卫星动量偏差转化为飞轮动量控制，本发明中所考虑的执行机构即为飞 轮，以飞轮为主要执行机构的主动姿态控制系统由于可以从太阳帆板持续获得能源供应， 尤其适合于长期工作的卫星，飞轮为连续旋转工作类型，其控制精度相对较高，而喷气装置 由于其工作方式为脉冲形式，控制精度受到限制，磁力矩器输出力矩较小，通常作为飞轮的 卸载和备份。
[0050] 根据飞轮的不同工作方式，可将其分为两类，如果飞轮转速方向可变，平均角动量 为零，则称为反作用轮或零动量轮；如果飞轮转速不过零，平均角动量为一个偏置值，称为 偏置动量轮。
[0051] 研究挠性卫星的控制问题，首先需要着重考虑的是挠性附件的振动影响，从结构 上来看，振动会增加附件所承受的应力，长时间存在时将造成结构疲劳从而使卫星使用寿 命降低，从振动产生的结果上讲，将会影响姿态控制的稳态性能指标，基本的振动抑制方法 有两种，分别为被动振动控制和主动振动控制；从原理上可将被动控制方法分为能量分流 和能量耗散，其基本原理是将振源与主体分开或将振动产生的能量转移到其他结构并消耗 掉，从早期到现在一种常用且有效的挠性振动抑制方法就是频率隔离法，即设计控制系统 时，将其带宽控制在五倍或十倍低于挠性模态基频，达到了使挠性结构的振动隔离的效果， 如此模态振动将不会对控制系统造成很大的影响，并且可以依靠本身的阻尼逐渐衰减，频 率隔离法在模态基频较高时实现起来比较容易，不会增加控制系统的复杂性，因此在工程 中运用较为广泛。
[0052] 振动的主动抑制控制包括分力合成、输入成型以及结合智能材料的控制方法等， 考虑到对振动进行主动抑制控制，必将增加能量消耗，同时引入压电元件会增加系统的复 杂度，本发明所述控制方法采用频率隔离方法进行振动抑制。
[0053] 作为经典的姿态控制方法，PID控制仍不失为一种精确和具有先进性的控制规律。 基于自动控制原理进行分析与设计，PID控制器设计时可以考虑系统动态特性和带宽等因 素，并通过幅值裕度和相位裕度反映系统的鲁棒性能，因此，至今仍为绝大多数的三轴稳定 卫星所米用。
[0054] 在PID控制中，比例信号可增加系统通频带，但会使系统稳定性降低，微分信号给 系统提供阻尼，从而改善稳定性，但也使系统对噪声及干扰较为敏感，积分信号提高系统稳 态精度，各控制参数物理意义明确，简单可靠，适当选择后可保证卫星具有较高的控制精度 和良好的动态性能。
[0055] 【具体实施方式】二、本【具体实施方式】与【具体实施方式】一所述的基于频域分析的挠性 卫星高稳定度姿态控制方法的区别在于，步骤一中所述建立的挠性卫星的动力学模型的表 达式为：
【权利要求】
1. 基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法，其特征在于，它包括以下步骤： 步骤一、建立挠性卫星的动力学模型，并进行小角度假设并简化，对简化后的动力学模 型取单一附件，获得频域方程； 步骤二、根据频域方程获得实际俯仰角e与总力矩T之间的传递函数关系，并根据实 际俯仰角e与总力矩T之间的关系获得挠性卫星俯仰轴简化模型； 步骤三、在挠性卫星俯仰轴简化模型中，略去控制器部分并将挠性模态影响全部归入 干扰中，获得干扰补偿器z的表达式； 步骤四、对加入干扰补偿器后的挠性卫星俯仰轴简化模型进行频域分析，获得挠性影 响广义干扰化分析结果和挠性影响非广义干扰化分析结果； 步骤五、根据挠性影响广义干扰化分析结果和挠性影响非广义干扰化分析结果获得干 扰补偿器z的滤波参数和ro控制参数； 步骤六、向俯仰通道系统中加入干扰补偿器z，对俯仰通道采用ro控制，实现挠性卫星 俯仰轴姿态控制； 步骤七、通过步骤一至步骤六所述的过程对滚动轴姿态和偏航轴姿态分别进行控制， 实现挠性卫星姿态控制。
2. 根据权利要求1所述的基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法，其特征在 于，建立的挠性卫星的动力学模型的表达式为：
其中，COs= [CO1 CO2 CO3]1 GR3本体坐标系相对于惯性系且投影分解在本体坐标系中 的姿态角速度矢量；Is e R3x3为卫星转动惯量阵；T。e R3为挠性卫星三个通道控制力矩矢 量；Td e R3为挠性卫星所受的干扰力矩；i的取值为1或2,表示两块太阳帆板；Fsi e R3xn 为振动与卫星转动耦合系数，n i e Rn为挠性模态坐标；I i和Q i均为n维对角阵，I i为 阻尼比，Q i为模态频率，n为模态阶数，砍为姿态角速度的一阶导数，咬为n i的一阶导数，
为Hi的二阶导数， n,
3. 根据权利要求2所述的基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法，其特征在 于，对绕行卫星的动力学模型进行小角度假设并简化获得的动力学模型的表达式为：
其中，?为三轴姿态角，#为三轴姿态角加速度，
对简化后的动力学模型取单一附件，获得频域方程的表达式为：
其中，Iy为俯仰轴的转动惯量，b为俯仰轴对应第j阶模态的振动与挠性卫星转动耦 合系数，L为俯仰轴对应第j阶模态的挠性模态坐标，h为俯仰轴对应第j阶模态的阻 尼比，为俯仰轴对应第j阶模态的模态频率， 通过模态方程导出模态坐标L与姿态角e的关系，然后带入姿态方程中消去模态 量，得：
4. 根据权利要求3所述的基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法，其特征在 于，步骤三中在挠性卫星俯仰轴简化模型中，略去控制器部分并将挠性模态影响全部归入 干扰中，获得干扰补偿器Z的表达式的过程为： 步骤三一、根据挠性卫星俯仰轴简化模型中角速度输出和被控对象获得干扰q的观测 值
，其中，#为俯仰角速率，Ut为执行机构输出信号； 步骤三二、在挠性卫星俯仰轴简化模型中施加外加控制信号
，该外加 控制信号Zt为执行机构的输出信号，根据执行机构的模型W(S)获得执行机构的外加驱动 信号
*u。为飞轮执行机构的驱动信号； 步骤三三、采用滤波器F,(s)限定干扰抑制的带宽，继而获得干扰补偿器Z的表达式。
5. 根据权利要求4所述的基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法，其特征在 于，步骤三三中采用滤波器F, (s)限定干扰抑制的带宽，继而获得干扰补偿器Z的表达式 为：
6. 根据权利要求5所述的基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法，其特征在 于，步骤四中对挠性卫星俯仰轴简化模型进行频域分析，获得挠性影响广义干扰化分析结 果的过程为： 建立引入干扰补偿器且将挠性影响作为广义干扰时的俯仰通道系统模型，使用飞轮作 为执行机构，W(S)取为一阶惯性环节的形式：
根据该系统模型获得系统的开环传递函数为：
系统的闭环传递函数为：
干扰输入到角速度输出的传递函数为：
其中，Ty为俯仰轴飞轮时间常数，kpy为俯仰轴ro控制器比例参数，kdy为俯仰轴ro控 制器微分参数。
7. 根据权利要求6所述的基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法，其特征在 于，步骤四中对挠性卫星俯仰轴简化模型进行频域分析，获得挠性影响非广义干扰化分析 结果的过程为： 建立引入干扰补偿器且不将挠性影响作为广义干扰时的俯仰通道系统模型，将挠性影 响叠加的传递函数记为E，获得不引入干扰补偿器时系统的开环传递函数为：
8. 根据权利要求7所述的基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法，其特征在 于，步骤五中根据挠性影响广义干扰化分析结果和挠性影响非广义干扰化分析结果获得干 扰补偿器z的滤波参数和ro控制参数的过程为： 当ro控制参数一定时，通过改变干扰补偿器z的滤波参数获得在不引入干扰补偿器 时、引入干扰补偿器时和改变干扰补偿器中滤波参数时，系统的开环频率特性、系统闭环频 率特性和系统干扰到角速度输出的幅频特性，并通过上述特性确定干扰补偿器Z的滤波参 数； 当干扰补偿器Z的滤波参数一定时，通过改变ro控制参数获得在系统的开环频率特 性、系统闭环频率特性和系统干扰到角速度输出的幅频特性，并通过改变ro控制参数时获 得在系统的开环频率特性、系统闭环频率特性和系统干扰到角速度输出的幅频特性确定ro 控制参数。
【文档编号】G05D1/08GK104267732SQ201410513373
【公开日】2015年1月7日 申请日期:2014年9月29日 优先权日:2014年9月29日
【发明者】孙延超, 张超, 马晶晶, 李传江, 马广富, 朱津津 申请人:哈尔滨工业大学