本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种实现三超平台敏捷机动与快速稳定控制方法。
背景技术：
随着天基天文观测、极高分辨率对地观测等航天器任务提出了光学载荷超高精度指向超高稳定度控制超敏捷控制等“三超”控制需求。尤其是极高分辨率对地观测航天任务提出了实现敏捷卫星快速机动并快速稳定的能力，从而提高光学载荷成像速度和成像质量。传统的航天器器受限于敏感器测量带宽、执行机构响应带宽等因素，难以满足光学载荷“三超”控制需求。针对此问题，基于主动指向超静平台的“三超”平台应运而生。“三超”平台星体和载荷通过柔性主动指向超静平台连接，通过主动指向超静平台二级控制，实现载荷高性能控制与快速机动快速稳定控制。
针对新型的“三超”平台两级复合系统，需要设计两级复合控制方法，实现航天器光学载荷高精度指向高稳定控制。而在航天器敏捷机动过程中，要求航天器具有超高的敏捷机动能力，并且在航天器星体平台敏捷机动后能够快速稳定载荷，提升使用效能。这要求两级复合控制技术同时解决航天器“快”与“稳”的矛盾问题。现有航天器敏捷机动与快速稳定控制方法存在以下不足：
1、难以实现载荷高精度指向与高稳定控制
目前的航天器姿态控制系统仿真模型只有星体一级模型，不包含主动指向超静平台和光学载荷二级动力学模型。受限于敏感器测量带宽、执行机构响应带宽等因素无法进一步提高载荷的指向精度。同时载荷和星体采用刚性连接，星体中存在的挠性振动和高频微振动直接传递到载荷，无法实现星体微振动的隔离抑制，造成光学载荷姿态稳定度下降。进一步提高光学载荷成像质量遇到技术瓶颈。
2、难以实现载荷敏捷机动与快速稳定控制
传统的航天器姿态控制带宽一般在0.1hz左右，同时测量敏感器带宽与执行机构带宽较窄，在载荷敏捷机动到位后无法实现快速稳定控制。目前基于pid控制器的航天器在大角度敏捷机动到位后往往需要十多秒的稳定时间。若考虑挠性振动等影响，其敏捷机动到位后的稳定时间更长。针对此问题，本发明设计了一种基于“三超”平台的两级姿态快速机动和快速稳定控制方法，实现载荷姿态到位即稳。
技术实现要素：
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种三超平台敏捷机动与快速稳定控制方法，能够实现载荷大角度敏捷机动与快速稳定控制。并在载荷机动到位后实现载荷高精度指向与高稳定控制。为未来航天器光学载荷超高精度指向、超高稳定度控制、超敏捷控制、高品质成像提供技术基础。
本发明的技术解决方案是：一种三超平台敏捷机动与快速稳定控制方法，所述三超平台包括星体、载荷、敏感器、执行机构；所述的执行机构包括：控制力矩陀螺群、主动指向超静平台作动器；所述敏感器包括：安装在星体的陀螺、安装在载荷的星敏感器、安装在载荷的测微敏感器、安装在载荷的主动指向超静平台作动器涡流；星体用于支撑主动指向超静平台和载荷；主动指向超静平台安装于载荷和星体之间，由六个作动器构成；包括如下步骤：
(1)建立三超平台动力学模型；
(2)建立三超平台姿态控制器，包括星体一级姿态pid控制器、主动指向超静平台二级姿态pid控制器
(3)对星体姿态敏捷机动控制；
(4)对载荷姿态敏捷机动控制；
(5)三超平台敏捷机动与快速稳定控制结束，进行后续的稳态控制。
所述的三超平台动力学模型建立的方法为：
建立主动指向超静平台位移约束模型为：
lp＝jpxp+jbxb
式中，jp为载荷质心雅克比矩阵，xp＝[rp，θp]，rp为载荷平动位移，θp为载荷姿态；jb为星体质心雅克比矩阵，xb＝[rb，θb]，rb为星体平动位移，θb为星体姿态；
建立主动指向超静平台力约束模型为：
式中，fp为载荷受到的主被动广义力，fpp为载荷受到的主被动合力，τpp为载荷受到的主被动合力矩；fl为主动指向超静平台输出的主被动合力，计算如下：
式中：fla为主动指向超静平台输出的主动力，由主动指向超静平台二级姿态pid控制器计算得到；flp为主动指向超静平台输出的被动力；kp0＝diag(kp1,…,kp6)，kp1,…,kp6为主动指向超静平台六个作动器的刚度系数；cp0＝diag(cp1,…,cp6)，cp1,…,cp6为主动指向超静平台六个作动器的阻尼系数；
在分别考虑星体广义位移xp，载荷广义位移xb以及挠性附件的振动位移ηb、ηp时，定义整个三超平台系统状态量x为
建立三超平台动力学模型为：
其中，
式中，udp为载荷扰动力/力矩，udb为星体扰动力/力矩，uc为星体控制力/力矩，fa为主动指向超静平台输出的主动力；mp＝diag(mp,mp,mp,ipx,ipy,ipz)，mp为载荷质量，ip＝diag(ipx,ipy,ipz)分别为载荷x轴、y轴、z轴的惯量在载荷质心本体系下的表达；mb＝diag(mb,mb,mb,ibx,iby,ibz)，mb为星体质量，ib＝diag(ibx,iby,ibz)分别为星体x轴、y轴、z轴的惯量在星体质心本体系下的表达；ptr为载荷挠性附件耦合阵；btr为星体挠性附件耦合阵；
所述的三超平台姿态控制器，包括星体一级姿态pid控制器、主动指向超静平台二级姿态pid控制器，具体为：
星体一级姿态pid控制器为：
式中，isat为整星惯量在整星质心坐标系表达。ksatp、ksati、ksatd为括星体一级姿态pid控制器参数。δθbeer、δωbeer分别为星体姿态控制误差和角速度控制误差；主动指向超静平台二级姿态pid控制器为：
其中，ip为载荷相对于整星质心的惯量在整星质心坐标系表达；kpp、kpi、kpd为主动指向超静平台二级姿态pid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。
所述步骤(3)对星体姿态敏捷机动控制的具体方法为：
(3.1)获取三超平台姿态敏捷机动最大角加速度amax、最大角速度ωmax，敏捷机动角θ，采用正弦路径规划方法对敏捷机动角θ进行规划，计算姿态机动的匀加或减速段时长ta，匀速段时长tc以及总机动时间tm；
(3.2)设置初始时刻t＝0时三超平台开始姿态敏捷机动；
(3.3)采用t+δt代替t，采用正弦路径规划方法计算三超平台的目标姿态θbr、目标角速度ωbr、目标角加速度abr；其中δt为星体姿态控制周期；
(3.4)采用星体一级姿态pid控制器计算星体姿态控制量，实现三超平台δt时间内的敏捷机动控制；
(3.5)判断机动时间t>tm，若t≤tm，则返回步骤(3.3)；若t>tm，则进行步骤(4)。
所述步骤(4)对载荷姿态敏捷机动控制的具体方法为：
(4.1)计算载荷当前姿态与目标姿态的偏差角δθp，设置快速稳定时间tfmax，载荷平滑过渡最大角加速度amax、平滑过渡最大角速度ωmax，采用五次多项式对机动角δθp进行规划，计算五次多项式路径规划系数a0,a1,….,a5以及载荷平滑过渡总时间tf；
(4.2)采用t+δt1代替t，利用步骤(4.1)得到的五次多项式路径规划系数a0,a1,….,a5，进行载荷偏差角δθp的路径规划，计算载荷的目标姿态θpr、目标角速度ωpr、目标角加速度apr；其中δt1为载荷姿态控制周期，且δt1<<δt；
(4.3)采用主动指向超静平台二级姿态pid控制器计算载荷姿态控制量，实现载荷快速稳定控制；
(4.4)判断机动时间t>tm+tf，若t≤tm+tf，则返回步骤(4.2)；若t>tm+tf，则进行步骤(5)。
所述步骤(3.1)采用正弦路径规划方法对敏捷机动角θ进行规划，计算姿态机动的匀加或减速段时长ta，匀速段时长tc以及总机动时间tm的方法为：
设三超平台敏捷机动最大角加速度amax、最大角速度ωmax，敏捷机动角θ；采用正弦路径规划方法对敏捷机动角θ进行规划：
匀加或减速段时长ta：
ta＝ωmax/2πamax；
匀速段时长tc：
tc＝θ/2πamaxta-ta；
总机动时间tm：
所述步骤(3.3)采用正弦路径规划方法计算三超平台的目标姿态θbr、目标角速度ωbr、目标角加速度abr的具体方法如下：
目标角加速度：
目标角速度：
目标姿态：
所述步骤(4.1)计算五次多项式路径规划系数a0,a1,….,a5以及载荷平滑过渡总时间tf的具体方法为：
确定快速稳定时间tfmax，设计载荷平滑过渡最大角加速度amax、敏捷机动最大角速度ωmax；采用五次多项式对机动角进行参数化：
δθp(t)＝a5t5+a4t4+a3t3+a2t2+a1t+a0
约束条件为：
轨迹计算步骤：
计算参数：
由最大角速度和最大角加速度求取机动时间：
求取各系数：
所述步骤(4.2)计算载荷的目标姿态θpr、目标角速度ωpr、目标角加速度apr的具体方法为：
载荷的目标姿态θpr计算为
载荷的角速度ωpr计算为
ωpr＝a5(5t4-10tft3+tf2t2)
载荷的角加速度apr计算为
本发明与现有技术相比的优点在于：
1、能够实现载荷高精度指向高稳定控制
目前的航天器姿态控制系统只有星体一级姿态控制，受限于敏感器测量带宽、执行机构响应带宽等因素无法进一步提高载荷的指向精度与稳定度。本法明设计的“三超”平台通过主动指向超静平台的被动环节实现星体平台中高频扰动(>10hz)的20db的衰减，提高载荷稳定度。通过主动指向超静平台二级控制，进一步抑制星体平台微振动，实现载荷超高精度指向和超高稳定度控制。
2、能够实现三超平台敏捷机动与快速稳定控制
目前的航天器姿态控制系统只有星体姿态控制器带宽无法实现航天器敏捷机动后的快速稳定控制。本法明设计的“三超”平台星体-主动指向超静平台-载荷两级控制系统能够实现整星6(°/s)的敏捷机动。同时，在姿态机动到位后，通过引入多项式路径规划实现载荷姿态偏差补偿控制，实现敏捷机动后的快速稳定时间由传统方法的6s提高到2.5s。
附图说明
图1为本发明方法的流程图；
图2为采用正弦规划的目标姿态；
图3为机动到位多项式规划的载荷姿态与星体姿态控制对比图。
具体实施方式
本发明采用图1所示流程完成三超平台敏捷机动与快速稳定控制，具体方法如下：
(1)三超平台包括星体、载荷、敏感器、执行机构；所述的执行机构包括：控制力矩陀螺群、主动指向超静平台作动器；所述的敏感器包括：安装在星体的陀螺、安装在载荷的星敏感器、安装在载荷的测微敏感器、安装在载荷的主动指向超静平台作动器涡流；星体用于支撑主动指向超静平台和载荷；主动指向超静平台安装于载荷和星体之间，由六个作动器构成。
(2)建立主动指向超静平台位移约束模型为：
lp＝jpxp+jbxb
式中，jp为载荷质心雅克比矩阵，xp＝[rp，θp]，rp为载荷平动位移，θp为载荷姿态；jb为星体质心雅克比矩阵，xb＝[rb，θb]，rb为星体平动位移，θb为星体姿态；
主动指向超静平台力约束模型为：
式中，fp为载荷受到的主被动广义力，fpp为载荷受到的主被动合力，τpp为载荷受到的主被动合力矩。fl为主动指向超静平台输出的主被动合力，计算如下：
式中：fla为主动指向超静平台输出的主动力，由载荷控制器计算得到。flp为主动指向超静平台输出的被动力；kp0＝diag(kp1,…,kp6)，kp1,…,kp6为主动指向超静平台六个作动器的刚度系数。cp0＝diag(cp1,…,cp6)，cp1,…,cp6为主动指向超静平台六个作动器的阻尼系数。
其中作动器刚度系数kp1＝kp2＝…＝kp6＝25000(n/m),作动器阻尼系数cp1＝cp2＝…＝cp6＝100(n/(m/s))。
主动指向超静平台对星体的雅克比矩阵为
主动指向超静平台对载荷的雅克比矩阵为：
(3)在分别考虑星体广义位移xp，载荷广义位移xb以及挠性附件的振动位移ηb、ηp时，定义整个“三超”平台系统状态量x为
建立三超平台星体-主动指向超静平台-载荷动力学模型为：
模型中的参数详见说明书的模型参数。其中，mp＝1000kg，[ipx,ipy,ipz]＝[140,140,130]kgm2，mb＝4000kg，[ibx,iby,ibz]＝[10000,10000,8000]kgm2。
fpr1＝[8.4e-001,5.7e-004,-2.2e-001；
1.2e-004,-3.6e+000,-6.4e-005；
3.7e-006,1.6e+000,3.7e-005]
fpw1＝[4.2e-001,7.2e-001,-2.2e-001；
3.1e+000,1.8e+000,-7.3e-005；
-1.4e+000,-8.2e-001,-1.1e-005]
fbr1＝[-4.1e-001,-7.2e-001,-2.2e-001；
-3.1e+000,1.8e+000,-5.6e-005；
1.4e+000,-8.2e-001,8.5e-005]
fbw1＝[1.2e-005,-1.7e-001,-2.2e-004；
-9.6e-002,-5.1e-005,1.3e+000；
-5.5e-001,2.9e-005,-1.8e+000]
(4)设计星体一级姿态pid控制器为：
式中，ksatp＝[4076.7,4076.7,2424.8]、ksati＝[0.01,0.01,0.01]、ksatd＝[9083.6,9083.6,5402.8]为星体控制器参数。
设计主动指向超静平台二级姿态pid控制器为：
其中，kpp＝[41300,41300,36280]、kpi＝[134000,134000,182300]、kpd＝[5938,5938,3222]为载荷控制器参数。主动指向超静平台主动控制力计算为：
(5)设计“三超”平台敏捷机动最大角加速度amax＝3(°/s2)、敏捷机动最大角速度ωmax＝6(°/s)，敏捷机动角θ＝25°。采用正弦路径规划方法对敏捷机动角θ进行规划：
匀加(减)速段时长ta：
ta＝ωmax/2πamax＝3.142s
匀速段时长tc：
tc＝θ/2πamaxta-ta＝1.025s
总机动时间tm：
tm＝tc+2ta＝7.308s
(6)设置初始时刻t＝0时三超平台开始姿态敏捷机动。
(7)采用t+δt(δt为星体姿态控制周期)代替t，采用正弦路径规划方法计算三超平台的目标姿态θbr、目标角速度ωbr、目标角加速度abr，具体如下
目标角加速度：
目标角速度：
目标姿态：
(8)采用步骤(4)中的星体一级姿态pid控制器计算星体姿态控制量，实现三超平台敏捷机动控制。
(9)判断机动时间t>tm。若t≤tm，则进行步骤(7)；若t>tm，则进行步骤(10)；(10)计算载荷当前姿态与目标姿态的偏差角δθp(例如取δθp＝0.2°)，设置快速稳定时间tfmax＝2.5s，载荷平滑过渡最大角加速度amax＝0.15(°/s2)、平滑过渡最大角速度ωmax＝0.2(°/s2)，采用五次多项式对机动角δθp进行规划，计算五次多项式路径规划系数a0,a1,….,a5以及载荷平滑过渡总时间tf。采用五次多项式对机动偏差角δθp进行参数化：
δθp(t)＝a5t5+a4t4+a3t3+a2t2+a1t+a0
约束条件为：
轨迹计算步骤：
计算参数：
由最大角速度和最大角加速度求取机动时间：
求取各系数：
(11)采用t+δt1(δt1为载荷姿态控制周期，δt1<<δt)代替t，利用步骤(10)得到的五次多项式路径规划系数a0,a1,….,a5，进行载荷偏差角δθp的路径规划，计算出载荷的目标姿态θpr、目标角速度ωpr、目标角加速度apr。
目标姿态θpr为：
目标角速度ωpr为：
ωpr＝a5(5t4-10tft3+tf2t2)+θ0
目标角加速度apr为：
(12)采用主动指向超静平台二级姿态pid控制器计算载荷姿态控制量，实现载荷快速稳定控制。
(13)判断机动时间t>tm+tf。若t≤tm+tf，则进行步骤(10)；若t>tm+tf，则进行步骤(14)；
(14)三超平台敏捷机动与快速稳定控制结束，进行三超平台两级姿态稳定控制，实现载荷快速稳定与高精度指向控制。
进行“三超”平台姿态快速机动与快速稳定仿真。仿真中采用正弦路径规划进行姿态曲线规划并进行姿态跟踪控制。如图2所示，仿真中进行滚动轴θ＝25°，角速度为6(°/s)，角加速度为3(°/s2)，机动25°规划时间为7.3s。图3给出了整个“三超”平台姿态快速机动与快速稳定仿真结果。仿真结果表明：采用正弦规划，载荷机动25°，载荷角速度稳定于1×10-4(°/s)(3σ)时间约为9.75s，其中稳定时间约为2.5s。在此工况下，星体机动25度，星体角速度稳定于5×10-4(°/s)(3σ)时间约为14s，其中稳定时间约为6s。分析仿真结果得出，在机动到位后采用多项式路径规划修正载荷姿态偏差δθp，能够实现载荷快速稳定控制。
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。