一种航天器姿态机动与稳态控制的平稳切换方法与流程

本发明属于航天器姿态机动与控制领域，涉及一种航天器姿态机动与稳态控制的平稳切换方法。

背景技术：

对于姿态快速机动卫星往往具有实现姿态指向快速调节和高精度高稳态控制的能力。针对不同能力要求，系统一般需有针对性的设计不同系统带宽的控制参数。广泛采用的技术手段为：其一、设计大带宽控制参数实现姿态快速调节目标；其二、根据高精度高稳定度控制需求，综合系统执行机构、敏感器等性能优化设计稳态控制参数实现控制目标。

然而由于实现上述两种目标的控制参数很难采用一套统一参数来实现，因此在姿态快速调节阶段与稳态控制阶段切换时会由于进行不同参数之间的切换导致系统性能受到影响，具体包括参数切换的不平稳性导致姿态角及角速度波动，机动结束阶段提前切换为低带宽的稳态控制参数后，导致姿态收敛过慢而无法达到姿态机动指标要求等问题。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种航天器姿态机动与稳态控制的平稳切换方法，通过以特定形式连续变化的参数实现机动控制参数与稳态控制参数之间平稳地过渡，解决了姿态机动与稳态控制阶段切换时会由于不同参数之间的切换导致系统性能受到影响的问题。

本发明的技术方案为：提供一种航天器姿态机动与稳态控制的平稳切换方法，包括：

(1)将航天器姿态机动过程划分为姿态快速调节阶段、过渡控制阶段和稳态控制阶段，其中，每个阶段均采用比例-微分-积分控制方式；

(2)获取姿态快速调节阶段的控制参数和稳态控制阶段的控制参数，所述控制参数包括比例系数和微分系数；

(3)将所述姿态快速调节阶段的终止时间和所述稳态控制阶段的起始时间分别作为所述过渡控制阶段的起始时间和终止时间，并预置在所述过渡控制阶段的起始时间和终止时间内过渡控制阶段的比例系数极值和微分系数极值；

(4)根据所述姿态快速调节阶段的比例系数、稳态控制阶段的比例参数、过渡控制阶段的比例系数极值、以及所述过渡控制阶段的起始时间和终止时间获取过渡控制阶段每一个时间点的比例系数，并且根据所述姿态快速调节阶段的微分系数、稳态控制阶段的微分系数、过渡控制阶段的微分系数极值以及所述过渡控制阶段的起始时间和终止时间获取过渡控制阶段每一个时间点的微分系数；

(5)根据过渡控制阶段的比例系数以及过渡控制阶段的微分系数，确定过渡控制阶段每一个时间点的期望控制力矩。

进一步地，获取过渡控制阶段每一个时间点的比例系数的方法为：

若kpt>max(kpm，kps)、kpt<min(kpm，kps)、或者kpm≠kps且kpt＝kpm或kps，则根据公式kp＝a(t-tt)²+kpt进行计算，其中，kp为过渡控制阶段每一个时间点的比例系数，kpt为过渡控制阶段的比例系数极值，kpm为姿态快速调节阶段的比例系数，kps为稳态控制阶段的比例系数，t为过渡控制阶段的每一个时间点，a为公式系数，tt为过渡控制阶段的比例系数极值对应的时间点，tt＝(t1·|δkps|^0.5+t2·|δkpm|^0.5)/(|δkpm|^0.5+|δkps|^0.5)，t1为所述过渡控制阶段的起始时间，t2为所述过渡控制阶段的终止时间，δkpm＝kpt-kpm，δkps＝kpt-kps，当tt＝t1时，a＝-δkps/(t2-tt)²，否则a＝-δkpm/(tt-t1)²。

进一步地，获取过渡控制阶段每一个时间点的比例系数的方法为：

若kpt<max(kpm，kps)且kpt>min(kpm，kps)，则根据公式kp＝a(t-t1)²+kpm进行计算，其中，kp为过渡控制阶段每一个时间点的比例系数，kpt为过渡控制阶段的比例系数极值，kpm为姿态快速调节阶段的比例系数，kps为稳态控制阶段的比例系数，t为过渡控制阶段的每一个时间点，a为公式系数，t1为所述过渡控制阶段的起始时间，a＝(kps-kpm)/(t2-t1)²，t2为所述过渡控制阶段的终止时间。

进一步地，获取过渡控制阶段每一个时间点的比例系数的方法为：

若kpt＝kpm＝kps，则kp＝kpt，其中，kp为过渡控制阶段每一个时间点的比例系数，kpt为过渡控制阶段的比例系数极值，kpm为姿态快速调节阶段的比例系数，kps为稳态控制阶段的比例系数。

进一步地，获取过渡控制阶段每一个时间点的微分系数的方法为：

若kdt>max(kdm，kds)、kdt<min(kdm，kds)、或者kdm≠kds且kdt＝kdm或kds，则根据公式kd＝b(t＇-tt＇)²+kdt进行计算，其中，kd为过渡控制阶段每一个时间点的微分系数，kdt为过渡控制阶段的微分系数极值，kdm为姿态快速调节阶段的微分系数，kds为稳态控制阶段的微分系数，t＇为过渡控制阶段的每一个时间点，b为公式系数，tt＇为过渡控制阶段的微分系数极值对应的时间点tt＇＝(t1·|δkds|^0.5+t2·|δkdm|^0.5)/(|δkdm|^0.5+|δkds|^0.5)，t1为所述过渡控制阶段的起始时间，t2为所述过渡控制阶段的终止时间，δkdm＝kdt-kdm，δkds＝kdt-kds，当tt＇＝t1时，b＝-δkds/(t2-tt＇)²，否则b＝-δkdm/(tt＇-t1)²。

进一步地，获取过渡控制阶段每一个时间点的微分系数的方法为：

若kdt<max(kdm，kds)且kdt>min(kdm，kds)，则根据公式kd＝b(t＇-t1)²+kdm进行计算，其中，kd为过渡控制阶段每一个时间点的微分系数，kdt为过渡控制阶段的微分系数极值，kdm为姿态快速调节阶段的微分系数，kds为稳态控制阶段的微分系数，t＇为过渡控制阶段的每一个时间点，b为公式系数，t1为所述过渡控制阶段的起始时间，b＝(kds-kdm)/(t2-t1)²，t2为所述过渡控制阶段的终止时间。

进一步地，获取过渡控制阶段每一个时间点的微分系数的方法为：

若kdt＝kdm＝kds，则kd＝kdt，其中，kd为过渡控制阶段每一个时间点的微分系数，kdt为过渡控制阶段的微分系数极值，kdm为姿态快速调节阶段的微分系数，kds为稳态控制阶段的微分系数。

进一步地，确定过渡控制阶段每一个时间点的期望控制力矩的方法为：

根据公式进行计算，其中，tc为过渡控制阶段每一个时间点的期望控制力矩，kp为过渡控制阶段每一个时间点的比例系数，kd为过渡控制阶段每一个时间点的微分系数，为估计姿态角，为期望估计姿态角，为估计姿态角速度，为期望姿态角速度。

本发明与现有技术相比的有益效果在于：

本发明通过在所述起始时间和终止时间内预置过渡控制阶段的比例系数极值和微分系数极值，并通过合理利用过渡过程控制器参数与姿态快速调节阶段的控制参数和稳态控制阶段的控制参数之间的关系，获取过渡过程中连续时间点的控制参数，实现了机动控制参数与稳态控制参数之间平稳地过渡，明显减小了现有方法在机动过程和稳态过程由于控制器参数不平稳切换带来的姿态误差，有利于航天器姿态的快速收敛和快速稳定。

附图说明

图1为本发明提供的方法流程图；

图2为本发明提供的过渡阶段控制参数曲线示意图。

具体实施方式

本发明的方法流程图可以如图1所示，下面对本发明的实现过程进行详细阐述：

step1：将航天器姿态机动过程分为三个阶段：姿态快速调节阶段、过渡控制阶段和稳态控制阶段，其中，每个阶段均采用常规比例-微分-积分pid控制方式。

step2：获取姿态快速调节阶段的控制参数和稳态控制阶段的控制参数，所述控制参数包括比例系数和微分系数。

step3：将所述姿态快速调节阶段的终止时间和所述稳态控制阶段的起始时间分别作为所述过渡控制阶段的起始时间和终止时间，并预置在所述起始时间和终止时间内过渡控制阶段的比例系数极值和微分系数极值。

其中，所述过渡控制阶段的比例系数极值和微分系数极值为根据控制系统的控制性能和过渡控制阶段性能指标要求进行配置的。例如，当控制系统的控制性能较好，过渡控制阶段性能指标要求从姿态快速调节阶段到稳态控制阶段进行快速过渡，则此时过渡控制阶段的比例系数极值和微分系数极值可以配置的相对大一些；相反地，过渡控制阶段的比例系数极值和微分系数极值可以配置的相对小一些。

step4：根据所述姿态快速调节阶段的比例系数、稳态控制阶段的比例参数、过渡控制阶段的比例系数极值、以及所述过渡控制阶段的起始时间和终止时间获取过渡控制阶段每一个时间点的比例系数，并且根据所述姿态快速调节阶段的微分系数、稳态控制阶段的微分系数、过渡控制阶段的微分系数极值以及所述过渡控制阶段的起始时间和终止时间获取过渡控制阶段每一个时间点的微分系数。

其中，图2为过渡控制阶段中比例系数随时间变化的示意图。过渡控制阶段中具体可以采用抛物线形式实现姿态快速调节阶段的控制参数与稳态控制阶段的控制参数之间切换的连续过渡；

具体地，获取过渡控制阶段每一个时间点的比例系数的方法为：

(1)若kpt>max(kpm，kps)、kpt<min(kpm，kps)、或者kpm≠kps且kpt＝kpm或kps，则根据公式kp＝a(t-tt)²+kpt进行计算，其中，kp为过渡控制阶段每一个时间点的比例系数，kpt为过渡控制阶段的比例系数极值，kpm为姿态快速调节阶段的比例系数，kps为稳态控制阶段的比例系数，t为过渡控制阶段的每一个时间点，a为公式系数，tt为过渡控制阶段的比例系数极值对应的时间点，tt＝(t1·|δkps|^0.5+t2·|δkpm|^0.5)/(|δkpm|^0.5+|δkps|^0.5)，t1为所述过渡控制阶段的起始时间，t2为所述过渡控制阶段的终止时间，δkpm＝kpt-kpm，δkps＝kpt-kps，当tt＝t1时，a＝-δkps/(t2-tt)²，否则a＝-δkpm/(tt-t1)²。

下面对上述公式的推导过程进行阐述：记过渡时间为δt＝t2-t1，满足kp(tt)＝kpt的抛物线方程可表示为kp＝a(t-tt)²+kpt，且存在如下关系式：kpm＝a(t1-tt)²+kpt，kps＝a(t2-tt)²+kpt由上关系式可计算出tt得：tt＝(t1·|δkps|^0.5+t2·|δkpm|^0.5)/(|δkpm|^0.5+|δkps|^0.5)，其中，δkpm＝kpt-kpm，δkps＝kpt-kps，此时，当tt＝t1时，a＝-δkps/(t2-tt)²，否则a＝-δkpm/(tt-t1)²。

(2)若kpt<max(kpm，kps)且kpt>min(kpm，kps)，则根据公式kp＝a(t-t1)²+kpm进行计算，其中，a＝(kps-kpm)/(t2-t1)²。

(3)若kpt＝kpm＝kps，则kp＝kpt。

需要说明的是，当需要进行由kps切换为kpm时的过渡时，采用的过渡参数变化计算原理与(1)-(3)相同，只需将上式中的kpm和kps互换即可，再次不再赘述。

进一步地，获取过渡控制阶段每一个时间点的微分系数的方法为：

(1)若kdt>max(kdm，kds)、kdt<min(kdm，kds)、或者kdm≠kds且kdt＝kdm或kds，则根据公式kd＝b(t＇-tt＇)²+kdt进行计算，其中，kd为过渡控制阶段每一个时间点的微分系数，kdt为过渡控制阶段的微分系数极值，kdm为姿态快速调节阶段的微分系数，kds为稳态控制阶段的微分系数，t＇为过渡控制阶段的每一个时间点，b为公式系数，tt＇为过渡控制阶段的微分系数极值对应的时间点tt＇＝(t1·|δkds|^0.5+t2·|δkdm|^0.5)/(|δkdm|^0.5+|δkds|^0.5)，t1为所述过渡控制阶段的起始时间，t2为所述过渡控制阶段的终止时间，δkdm＝kdt-kdm，δkds＝kdt-kds，当tt＇＝t1时，b＝-δkds/(t2-tt＇)²，否则b＝-δkdm/(tt＇-t1)²。

其中，上述公式的推导过程与获取过渡控制阶段每一个时间点的比例系数时用到的公式的推导过程原理相同，在此不再赘述。

(2)若kdt<max(kdm，kds)且kdt>min(kdm，kds)，则根据公式kd＝b(t＇-t1)²+kdm进行计算，其中，b＝(kds-kdm)/(t2-t1)²。

(3)若kdt＝kdm＝kds，则kd＝kdt。

step5：根据公式计算过渡控制阶段每一个时间点的期望控制力矩。

其中，tc为过渡控制阶段每一个时间点的期望控制力矩，kp为过渡控制阶段每一个时间点的比例系数，kd为过渡控制阶段每一个时间点的微分系数，为估计姿态角，为期望估计姿态角，为估计姿态角速度，为期望姿态角速度。

实施例

对于滚动轴惯量jx＝6000(kgm²)的卫星，假设系统的控制性能为采用角动量10nm/25nms的5个cmg进行绕x轴的姿态机动控制，过渡控制阶段性能指标要求为从姿态快速调节阶段到稳态控制阶段进行快速过渡，则各阶段控制参数设定为kpm＝111，kdm＝1320，kps＝77，kds＝1100，t1＝0，t2＝60，kpt＝107，kdt＝1320，此时姿态机动与稳态控制的平稳控制方法具体实施如下：

1)卫星于1000秒进行绕滚动轴30度的姿态机动，采用姿态机动的控制器参数kpm和kdm。

2)轨迹规划时间到位后t1-t2时间段内的过渡过程进行pd参数自调整，过渡过程参数为kp和kd，kp＝a(t-t1)²+kpm，kd＝b(t＇-tt＇)²+kdt。

3)t2秒后采用稳态控制器参数kps和kds。

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。