悬挂式六自由度微重力环境模拟系统终端滑模控制方法与流程

所属技术领域

本发明属于航天器导航、制导与控制系统地面验证技术领域，具体涉及悬挂式六自由度微重力环境模拟系统终端滑模控制方法。

背景技术：

我国正积极开展航天技术研究，为了适应恶劣的太空环境顺利完成航天任务，各类航天器卫星在发射前，必须在地面进行充分的实验验证。太空环境的一个最重要的特征是微重力，然而，地面实验室为有重力环境，为了在地面再现航天器空间微重力环境中的真实运动情况，提高地面验证导航、制导与控制系统实验的置信度，需要在地面为航天器建立一个与空间真实状况相近的微重力环境。要实现这个目标，其关键是补偿航天器在地面实验室环境中所受的重力。悬挂法作为一种可以提供长时间、大空间的重力补偿方法在航天器地面验证中有着重要应用。但关于悬挂法重力补偿的应用中，未见其关于控制算法的描述，本发明基于专利申请号为2016104143446的专利“一种悬挂式六自由度微重力环境模拟系统”详述了其建模过程与控制算法。

技术实现要素：

本发明提出了抗干扰、鲁棒性好且模拟精度高的悬挂式六自由度微重力环境模拟系统终端滑模控制方法，从而模拟出月球、火星等与地球重力不同的环境或太空中的微重力环境，保证航天器地面试验验证时的环境与其工作环境相同。

在地面验证过程中，重力补偿的精度对验证航天器的相关性能有重要的影响，因此系统应具有良好的动态性能和允许范围内的静态误差，本发明提出的控制策略可以很好的完成这一目标，从而提高航天器地面验证的置信度。

本发明的技术方案：

本发明悬挂式六自由度微重力环境模拟系统终端滑模控制方法，其悬挂式六自由度微重力环境模拟系统由模拟航天器、无约束悬挂装置、缓冲装置、传感测量单元、z向模组、y向模组、x向模组以及执行控制单元构成，x向模组与y向模组构成水平随动单元，可跟踪航天器的水平运动，z向模组与缓冲装置构成竖向主动补偿单元，用以根据需求部分或完全补偿航天器的重力，z向模组由齿轮齿条传动，缓冲装置包含弹簧，传感测量单元包括无线倾角传感器与张力传感器，可测量航天器的水平运动以及竖向主动补偿单元张力的变化，无约束悬挂装置可保证航天器在一定范围内近似无摩擦的滚转、偏航与俯仰运动，执行控制单元包括主控板、驱动器与电机(x向电机、y向电机与z向电机)，可根据传感测量单元的信息控制x向模组、y向模组与z向模组的运动。

系统工作的步骤为：

1)：将模拟航天器安装到无约束悬挂装置上；

2)：系统上电，张力传感器测量模拟航天器的重力mg；

3)：设定系统的控制目标，即根据对模拟航天器进行部分或者完全重力补偿设定控制系统的控制目标，即控制系统的参考输入：l^d＝(mg-f(t)mg)/k，f(t)为时间函数，根据航天器实际工作所处的环境可以设定为常值或者随时间变化的函数，k为缓冲装置的劲度系数；

4)：完成设定后，启动系统，进行验证；

5)：试验完成后，首先停止系统运行，然后将模拟航天器卸下，最后关闭电源。

本发明对比已有的技术有如下特点：

1、鲁棒性好补偿精度高；

2、考虑了系统不确定性以及干扰对系统影响；

3、考虑了电机输出经传动后带来的系统控制输入的不确定性；

4、系统动态性能良好，抗干扰能力强。

附图说明

图1是本发明的结构示意图。

图中标号：1：模拟航天器；2：无约束悬挂装置；3：缓冲装置；4：传感测量单元；5：z向模组；6：y向模组；7：x向模组。

图2是本发明的流程图。

图3是本发明的原理示意图。

图4是本发明的坐标图。

图5是本发明模拟航天器的驱动输入。

图6是本发明tsm控制的系统输出。

图7是本发明tsm控制的系统输出误差。

图8是本发明tsm控制的滑模面。

图9是本发明atsm控制的系统控制输入。

图10是本发明atsm控制的系统输出。

图11是本发明atsm控制的系统输出误差。

图12是本发明atsm控制的滑模面。

图13是本发明atsm控制的系统控制输入。

具体实施方式

结合图1，本发明悬挂式六自由度微重力环境模拟系统终端滑模控制方法的系统包括：模拟航天器1、无约束悬挂装置2、缓冲装置3、传感测量单元4、z向模组5、y向模组6、x向模组7与执行控制单元，模拟航天器1安装在无约束悬挂装置2上，无约束悬挂装置2与缓冲装置3一端连接，缓冲装置3的另一端与传感测量单元4连接，传感测量单元4与z向模组5连接，z向模组5安装在y向模组6上，y向模组6安装在x向模组7上，z向模组由齿轮和齿条传动。

结合图2，本发明的工作过程为，当模拟航天器1受到力矩作用时，模拟航天器1在无约束悬挂装置2的支撑下做近似无约束的转动；当模拟航天器1受到力作用时，若力沿水平方向，模拟航天器1在水平面内发生运动，传感测量单元4的无线倾角传感器测得这一变化传递给执行控制单元，在执行控制单元的控制下，驱动器1与驱动器2驱动对应的x向电机与y向电机带动x向模组7与y向模组6运动补偿这一变化，保证z向模组5与缓冲装置3始终处于同一条直线上；若力沿竖向时，模拟航天器1在竖向运动，缓冲装置3上的受力发生变化，传感测量单元4的张力传感器测得这一变化传递给执行控制单元，在执行控制单元的控制下，驱动器3驱动z向电机带动z向模组5运动补偿力的变化，保证缓冲装置3提供给模拟航天器1的力满足控制目标。

结合图3与图4，q-xyz为系统的静态坐标系，其中x轴垂直于纸面指向纸面外，z轴竖直向上，y轴与x轴、z轴构成右手坐标系，m1、m2与m0分别为齿轮、齿条与水平随动单元及其负载的质量，把齿轮与齿条水平面随动的质量归算到m0中，即把齿轮齿条沿x、y轴运动的动能归算的m0中，其质心分别记为o1、o2与o，o点在q-xyz坐标系的坐标为(x,y,0)，以o点为原点，齿轮转轴的方向为x轴，指向纸面外的方向为正，齿条运动所在的直线为z轴，方向竖直向上为正，y轴与x轴、z轴构成右手坐标系，此坐标系跟随水平随动单元运动，m0可细分为m0x与m0y，分别表示沿x、y轴的等效平移质量，即x向模组负载与y向模组负载，模拟航天器的质量为m，质心为o4，o点在静态坐标系q-xyz为水平随动质量块m0的连体坐标系。o3为球铰的球心，o3点在静态坐标系q-xyz中的坐标为(x,y,z)，x3、y3与z3轴分别与x、y与z轴平行，方向相同，形成坐标系o3-x3y3z3，坐标系o3-x31y31z31为其相对于坐标系o3-x3y3z3经过两次旋转得到，首先绕y3轴旋转βx，再绕新形成的坐标系的x'3轴旋转βy得到，β为缓冲装置相对竖向的摆角，易知βx,βy为其正交分解，β＝0时两坐标系重合，o3点在静态坐标系q-xyz中的坐标为(x,y,αr-h0/2)，h0为齿条的长度，r为齿轮半径，α为齿轮转动的角度，逆时针为正，初始位置时o2与o重合，o4-x4y4z4为模拟航天器的随动坐标系。

tx为z向电机作用在齿轮上的力矩，fx,fy分别为x向电机与y向电机作用在x向模组与y向模组上的等效力，f4x,f4y,f4z为作用在模拟航天器上的力，t4x,t4y,t4z为作用在模拟航天器上对应x4、y4、z4轴的力矩，将模拟航天器的尺寸归算到弹簧的原长中,定义在系统平衡位置时即缓冲装置上的力等于模拟航天器的重力时，弹簧伸长量为0，且弹簧为轻质弹簧，原长l0，形变量为l，刚度系数为kl1＝mg/k，为装载模拟航天器后弹簧的变化量，齿条m2在齿轮m1带动下位移z＝αr，质量均匀分布，齿轮与齿条的啮合点记为a，模拟航天器m在z轴位移记为u，则u＝z-l，以垂直于z轴且过直线o2a的平面(xoy平面)为零势能面,广义坐标选为(x,y,l,α,βx,βy)。

o,o1,o2的坐标分别为(x,y,0),(x,y-r,0)与(x,y,αr)，速度分别为与定义l1＝mg/k,d＝l0+l1+l，则o4坐标为(x+dsinβxcosβy,y+dsinβy,αr-0.5h0-dcosβxcosβy)。

由于控制目标β≤5°,sinβ≈β,cosβ≈1上式简化为

(x+dβx,y+dβy,αr-0.5h0-d)

其速度为

则系统动能为

系统势能为

v＝m2gαr+0.5k(l+l1)²+mg[αr-0.5h0-(l+l0+l1)]

广义坐标选为(x,y,l,α,βx,βy)，按照上式求偏导数与导数可得

写成矩阵形式为

其中m＝0.5m1+m2+m,ηx＝ρ(m+m0x),ηy＝ρ(m+m0y)

d＝l+l0+l1,η＝ρm,η2＝ρ(m2+m),ζ＝k/m，ρ＝1/m

针对系统选取的广义坐标(x,y,l,α,βx,βy)的物理意义可将其分为q1＝[x,y,α]^t，对应x向模组、y向模组位移以及z向电机转动角度，q2＝[l,βx,βy]，对应系统控制量，则上述矩阵可改写为

降维且c1＝c3＝0则

其中

令mm＝m2-m1m2^-tm3,c＝c2-m1m2^-tc4,g＝g1-m1m2^-tg2

mm系统参数矩阵，c系统耦合项，g势能相关项，f1系统控制输入，f2模拟航天器驱动输入视为系统干扰。

由(3)式易得

令x1＝q2＝q

则

令

将上式写成的形式

则有

选参考输入即控制目标xd1＝[ld,0,0]^t，e＝x1-xd1

选择为滑模面，其中s＝[s1,s2,s3]^t∈r³,α＝diag(α1,α2,α3),β＝diag(β1,β2,β3)，1＜γ1,γ2,γ3＜2，为了简便我们选γ＝γ1＝γ2＝γ3，α,β,γ均为滑模面参数。

系统控制输入设计为

其中ψ＝[α,β]^t,λ＝diag(λ1,λ2,λ3)，ε为任意小的正数。

u称为tsm控制器。

tsm控制器参数设定及调整规律为

1)根据参数调整经验γ＝1.6；

2)选取ε＝0.1，ε＞0.1，系统误差增大，ε＜0.1，系统易抖动；

3)初定β＝diag(1,1,1)，β过大系统容易振荡；

4)初定α＝diag(10,1,1)，λ＝diag(50,10,10)，若系统静态误差大则增大λ对应的参数直至系统输出曲线带有毛刺；

5)此时增大α对应的参数，直至系统输出曲线毛刺消失，获得平滑的系统输出曲线；

6)最后增加β对应的参数进一步加快系统收敛速度。

当参数调整为γ＝1.6,ε＝0.1,α＝diag(130,20,20),β＝diag(2,1,1),λ＝diag(250,100,100)时系统的输出q、输出误差e、滑模面s、系统控制输入f分别如图6～图9所示。

图5为模拟航天器的参考输入，对本发明的系统视为干扰。

考虑到系统的未建模动态以及参数测量误差，以及传动效率的不确定性，取

令

则ua＝uc+ue+uad，称ua为atsm控制器

参考tsm控制器调整好的一组参数，atsm控制器参数设定及调整规律为

1)γ＝1.6，ε＝0.1，β＝diag(2,1,1)，α＝diag(130,20,20)；

2)将λ＝diag(250,100,100)设为的积分初值若静态误差相对tsm控制器的大，则增加对应的项；

3)初步选取σ＝diag(1,1,1)，若静态误差≥2％，则增大σ对应的每一项参数，若存在振荡或者超调则减小σ对应的每一项参数。

当参数调整为γ＝1.6,ε＝0.1,α＝diag(130,20,20),β＝diag(2,1,1),σ＝diag(2,1,1)时，系统的输出q、输出误差e、滑模面s、系统控制输入f分别如图10～图13所示。