基于多柔性附件卫星动力学优化控制模式的在轨故障对策方法与流程

本发明涉及基于多柔性附件卫星动力学优化控制模式的在轨故障对策方法，即多柔性附件卫星动力学优化控制模式的在轨故障处理方法，属于卫星动力学与控制领域。

背景技术：

现有的文献如下：

(1)屠善澄院士主编的、宇航出版社2001年2月第1版“卫星姿态动力学与控制”。

第6章是“带挠性附件卫星姿态动力学”，用有限元分析，建立了带挠性附件(即柔性附件)的三轴稳定卫星动力学模型，并以安装了南北太阳翼的通信卫星为例，具体介绍了太阳翼相对中心刚体连续转动时的动力学方程，详见第162页～第192页；

第13章是“三轴稳定卫星的姿态控制”，具体介绍了三轴稳定卫星控制器设计与稳定性分析的原理、方法和要求。

控制器设计与稳定性分析时需考虑允差的参数很多，高轨道卫星详细给出了卫星转移轨道各次变轨阶段和同步轨道全寿命期间的转动惯量变化表，第13章第510页给出了部分参数变化允差如下：

卫星相对质心的转动惯量，变化允差为±10％，柔性附件的相对卫星质心的转动惯量，变化允差为±10％，柔性附件的转动耦合系数和平动耦合系数，变化允差为±5％，而柔性附件的模态频率，变化允差为±10％～25％，柔性附件的转动惯量与耦合系数是相互关联的，当柔性附件的转动惯量变化增大时，耦合系数的变化亦增大，反之，则减小，在寻找参数变化的最坏组合时，要满足上述相互关系。

10n双组元推力器，在轨工作期间推力的变化一般为寿命初期：9.6～11.4n,寿命末期：7.8～9.8n。

在参数变化的最坏组合情况下控制器仍应有一定增益稳定裕度和相位稳定裕度，如选择的模态频率允差太大，控制器最坏情况搜索、控制器参数优化设计与分系统测试及整星测试的时间将加长，控制器性能也难以最优。

更多的要求详见第424页～第536页。

(2)章仁为教授编著的《卫星轨道姿态动力学与控制》(北京航空航天大学出版社出版，1998年第一版)第九章挠性卫星的姿态控制给出了卫星系统自由模态与柔性部件约束模态之间的转换关系，详见308页。

(3)徐小胜、于登云研究员、曲广吉研究员发表的文章“柔性航天器自由飞行状态系统基频的估算方法”(见宇航学报2004年第25卷第2期)，该文章根据动力学方程式，对常见构型航天器(带南北太阳翼的柔性航天器)，给出了由地面柔性附件特征频率理论值估算航天器系统基频的两类简化公式，其中第一种与章仁为教授给出的简化公式一致，并对第一种公式给出了工程应用算例。

以上所述是本发明涉及到的柔性动力学基础及有南北太阳翼的柔性航天器的三轴稳定控制器设计的基础。

由于以前控制系统没有条件配置长寿命陀螺，最困难的时期只配置了一个3000小时寿命的3+1s的液浮陀螺组件，通常到南北位保时才开陀螺，且要加温一段时间陀螺才能正常工作，因此南北位保控制器常分为有陀螺控制模式与无陀螺控制模式，无陀螺控制模式缺少三轴姿态角速度测量信息，对于柔性附件模态频率的允差的承受能力必然低于有陀螺控制模式，因此必需优化控制系统的配置和控制模式，才能及时安全应对多柔性附件航天器的柔性附件特征模态频率在发射环境中大幅度下降的小概率故障，历次发射环境中柔性附件特征模态频率的变化趋势均是低于理论值，出现过的最大降幅为30％。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题为：克服现有技术不足，提供基于多柔性附件卫星动力学优化控制模式的在轨故障对策方法，本发明所要解决的技术问题是在发射环境中卫星大型柔性附件的联接环节的刚度有可能发生较大幅度下降的小概率故障，导致卫星在轨自由状态下的系统频率与对应的大型柔性附件的约束频率均有较大幅度降低，可能超出控制系统设计的允差范围，威胁卫星在轨安全运行。本发明就是要及早发现柔性附件特征频率是否发生了变化、确认是否在允差范围内，如超出允差，就要及时改变控制器，确保卫星安全与用户需求。

本发明解决的技术方案为：基于多柔性附件卫星动力学优化控制模式的在轨故障对策方法，步骤如下：

(1)为卫星控制系统配置4个半球谐振陀螺，并进行金字塔布局，确保卫星全寿命期间三轴姿态控制器有陀螺测量的三轴姿态角速度信息；根据卫星转动惯量、大型柔性附件的动力学模态分析结果(包括：各阶法向振型频率、各阶平面振型频率和各阶扭转振型频率)和控制性能指标(包括：卫星三轴控制精度)，为多柔性附件卫星的三轴姿态控制器设定理论特征模态频率的控制模式和偏置特征模态频率的控制模式；

理论特征模态频率的控制模式为多柔性附件卫星的控制系统未发生故障时(未发生故障是指：星箭分离后，大型南北方太阳翼、桁架式大型柔性天线、大型可展开热辐射器全展开后，卫星控制器工作后，卫星三轴姿态精度均能满足用户性能指标要求)的控制模式，即多柔性附件卫星的柔性附件在轨特征模态频率为理论值(即为用patran有限元模型分析预算的特征模态频率)的120％～80％的控制模式，即模态频率偏置(即模态频率偏离卫星发射前用patran有限元模型分析预算的特征模态频率)为0，允差为±20％；

偏置特征模态频率的控制模式为多柔性附件卫星的控制系统发生故障时的控制模式，即多柔性附件卫星的柔性附件在轨特征模态频率为理论值的100％～60％的控制模式，即模态频率偏置为理论值的-20％，允差为±20％；

(2)将理论特征模态频率控制模式与偏置特征模态频率控制模式的三轴姿态控制器的稳定裕度保持为：增益稳定裕度6db；相位稳定裕度15°，以保证多柔性附件卫星的控制系统鲁棒性和可靠性；

(3)在发射环境中，多柔性附件卫星在轨自由状态下的系统频率与卫星的柔性附件特征频率同时发生变化，以保持附件柔性耦合系数和卫星整星在卫星本体坐标系中相对卫星质心的转动惯量不变；

(4)对多柔性附件卫星在轨三轴姿态角速度曲线进行频谱分析(可采用频谱分析仪，将在轨卫星姿态曲线输入频谱分析仪，就可以得出内含的频谱)，得到多柔性附件的各柔性附件三种特征频率(三种特征频率，包括：一阶法向振型频率、一阶平面振型频率和一阶扭转振型频率)；将频谱分析得到的该多柔性附件的各柔性附件特征频率与各柔性附件的特征频率理论值(用patran有限元模型分析预算的特征模态频率)、地面试验测试值(地面试验测试值即为：卫星的太阳翼进行地面试验，得到的一阶法向基频)比对后，结合柔性动力学的物理概念，激励(激励是指用卫星的推进系统的推力器打脉冲引起星上柔性体的振动)出卫星三个主轴的特征频率振荡曲线(每个主轴的特征频率振荡曲线的横坐标为卫星工作时间，纵坐标为姿态震荡的幅度)，根据该曲线获得卫星三个主轴在轨自由状态下的系统频率，然后配对估算与各卫星系统自由模态频率对应的各柔性附件特征模态频率λi；

(5)根据估算得到的各柔性附件特征模态频率λi，判断λi与卫星发射前预算的特征模态频率的偏离值是否超过允差，如超过允差-20％，需向卫星发一条控制模式切换指令，从理论特征模态频率的控制模式切换到偏置特征模态频率控制模式，即实现系统重构(系统重构是指卫星控制系统重构)，防止卫星姿态失控，确保卫星在轨安全运行；否则，卫星的三轴姿态控制器保持理论特征模态频率的控制模式。

配对估算与各卫星系统自由模态频率对应的各柔性附件特征模态频率λi，步骤如下：

根据多柔性附件卫星的柔性附件有限元分析得到的转动耦合系数的平方与卫星主轴惯量ii之比，得到模态增益ki；有对称的南北太阳翼时，为单个太阳翼转动耦合系数平方的2倍；

根据模态增益ki和卫星主轴在轨自由状态下的系统频率fi，得到柔性附件特征模态频率λi，即在轨估算的柔性附件特征频率：

柔性动力学的物理概念为：太阳翼法线方向与z轴一致时，太阳翼特征频率为一阶外弯振荡频率，对应卫星x轴姿态振荡；大型柔性天线沿z轴上下振荡为大型柔性天线一阶特征振型，对应卫星y轴姿态振荡，根据物理概念，还可选择各自特征频率的激励方法，例如利用太阳翼正常展开的冲击或有针对性选择的推力器产生的推力或力矩的冲击，激励出各柔性附件特征频率振荡(特征模态的耦合系数大，即模态有效质量百分比大)

所述多柔性附件卫星的定义为：带有太阳翼和环形反射器的卫星。

多柔性附件卫星的大型柔性附件是指天线和阳翼都展开以后最大长度10米以上的柔性附件。

卫星的三轴姿态控制器的理论特征模态频率的控制模式和偏置特征模态频率的控制模式替代东方四号卫星原有的有陀螺控制模式和无陀螺控制模式。

本发明与现有技术相比的有益效果在于：

(1)本发明沿用经过在轨应用验证的“柔性航天器自由飞行状态系统基频的估算方法”中的第一种估算公式，由卫星主轴在轨自由状态下的姿态振荡频率对柔性附件的特征模态频率进行逆向在轨估算，控制系统则优选配置了4个中国制造的半球谐振陀螺、金字塔布局的半球谐振陀螺组件(可满足25年工作寿命要求)。

(2)本发明首次提出了设计“理论特征模态频率的控制模式”加“偏置特征模态频率的控制模式”的三轴姿态控制器替代原有的“有陀螺控制模式”加“无陀螺控制模式”的三轴姿态控制器的模块化设计故障对策方法；偏置柔性附件在轨约束模态特征频率实际允许下降的幅度已由原设计要求的-25％提升为-40％，即对柔性附件在轨约束模态特征频率大幅度下降的小概率故障的承受能力提高了。

(3)本发明不仅提高了大型多柔性附件航天器的控制性能和性价比，而且对卫星尚未交付使用前、可能发生的小概率故障采取了防患于未然的、积极有效的系统重构、快速安全的故障对策方法：

(4)根据在轨估算的柔性附件特征频率λi，判断在轨估算的特征模态频率与卫星发射前预算的特征模态频率理论值的偏离是否超过允差，如超过允差-20％，只需发一条控制模式切换到指令，切换到偏置特征模态频率控制模式，即可实现系统重构(换了一个允差-40％的控制模式软件模块)，即可防止卫星姿态失控，确保卫星在轨安全运行。

附图说明

图1为基于多柔性附件卫星动力学的在轨控制系统故障对策方法流程图；

图2为多柔性附件卫星示意图。

具体实施方式

本发明提出了基于多柔性附件卫星动力学优化控制模式的在轨故障对策方法：多柔性附件卫星的三轴姿态控制器采用常开工作方式的长寿命陀螺，给姿态控制器提供三轴姿态角速度信息，优化了控制模式设计，提高了三轴姿态控制器应对多柔性附件卫星特征频率降低的能力。

基于多柔性附件卫星动力学控制模式优化设计，本发明能够解决在发射环境中卫星大型柔性附件的联接环节的刚度有可能发生较大幅度下降的小概率故障，故障导致卫星在轨自由状态下的系统频率与对应的大型柔性附件的约束频率均有较大幅度降低，可能超出控制系统原理论设计的允差范围，威胁卫星在轨安全运行。本发明发明就是要及早发现柔性附件特征频率是否发生了变化、确认是否在允差范围内，如超出允差，就要及时转入偏置特征模态频率的控制模式实现系统重构(即改变卫星控制器的模式)，确保卫星安全与用户需求。

下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。

如图1所示，本发明基于多柔性附件卫星动力学优化控制模式的在轨故障对策方法，其特征在于步骤如下：

(1)控制系统优选配置4个中国制造的半球谐振陀螺(可选中国空间技术研究院北京控制工程研究所生产的4s半球谐振陀螺)、金字塔布局(金字塔布局为：4个半球谐振陀螺分别安装于四棱台的四个面上，形成金字塔布局)的、可满足25年工作寿命要求的半球谐振陀螺组件，确保全寿命期间三轴姿态控制器有陀螺测量的三轴姿态角速度信息、提高三轴姿态控制器的稳定裕度(也可配置可满足全寿命期间可靠工作要求的长寿命三浮、两浮、光纤陀螺)；根据总体提供的卫星转动惯量、大型柔性附件的动力学模态分析结果等输入数据和控制性能指标，设计“理论特征模态频率的控制模式”加“偏置特征模态频率的控制模式”的三轴姿态控制器替代原有的未配置长寿命陀螺的卫星平台中的“有陀螺控制模式”加“无陀螺控制模式”(在配置的陀螺不能满足全寿命期间可靠工作要求时，在同步轨道只能在性能要求高的控制模式、例如位置保持模式、天线方向图模式、地指向安全模式均开陀螺，测三轴姿态角速度，称有陀螺控制模式，而同步轨道只用地敏、太敏测三轴姿态角的正常模式是无陀螺控制模式，此外为了增强控制系统的可靠性，位置保持模式设计了无陀螺位保控制模式，可保证控制系统在陀螺组件故障达到两个以上陀螺均不健康时，控制系统仍能进行位置保持，只是为减少推力器喷气次数，无陀螺模式降低了三轴姿态控制器的比例积分放大系数kp、ki，将使控制精度有所降低，也是有损失的)。

理论特征模态频率的控制模式是控制系统未发生故障时优先选择的控制模式，适用于柔性附件在轨特征模态频率为理论值的120％～80％的控制模式，即模态频率偏置为0，允差为±20％；

偏置特征模态频率的控制模式是适用于柔性附件在轨特征模态频率为理论值的100％～60％的控制模式，即模态频率偏置为理论值的-20％，允差为±20％。柔性附件在轨约束模态特征频率实际允许下降的幅度已由原设计要求的-25％(考虑了稳定裕度的效果)提升为-40％(未考虑了稳定裕度的效果)，即对柔性附件在轨约束模态特征频率大幅度下降的小概率故障的承受能力大幅度提高了；

(2)沿用了参数变化的最坏组合情况下稳定裕度设计规范，理论特征模态频率控制模式与偏置特征模态频率控制模式的控制器的稳定裕度的设计要求均保持：增益稳定裕度6db；相位稳定裕度15°，以保证控制系统鲁棒性和可靠性；

(3)在运载火箭三级发动机点火加速震动的发射环境中卫星大型柔性附件，如图2所示(大型柔性附件包括：大型南北方太阳翼、桁架式大型柔性天线、大型可展开热辐射器)的联接环节的刚度有可能发生较大变化，导致卫星在轨自由状态下的系统频率与大型柔性附件约束频率同时发生较大变化，但大型柔性附件有限元分析计算出的附件柔性耦合系数矩阵和卫星整星在卫星本体坐标系中相对卫星质心的转动惯量按基本不变进行特征频率估算；如图2所示，标号1为卫星星体，2为桁架式大型柔性天线的大臂，3为桁架式大型柔性天线的小臂，4为天线反射器(环形)。

(4)由于本发明提出的方法是面向多柔性附件航天器的，柔性附件的频谱密度肯定比只带南北太阳翼的柔性航天器柔性附件的频谱密度大，为此可对卫星在轨三轴姿态角速度曲线进行频谱分析，与各柔性附件特征频率(基频)理论值、地面试验测试值比对，结合柔性动力学的物理概念：太阳翼法线方向与z轴一致时，太阳翼特征频率为一阶外弯振荡频率，对应卫星x轴姿态振荡；大型柔性天线(见附图2)沿z轴上下振荡为大型柔性天线一阶特征振型，对应卫星y轴姿态振荡，根据物理概念，还可选择各自特征频率的激励方法，例如利用太阳翼正常展开的冲击或有针对性选择的推力器产生的推力或力矩的冲击，激励出各柔性附件特征频率振荡(特征模态的耦合系数大，即模态有效质量百分比大)。采用频谱分析与柔性动力学的物理概念相结合的方法可更有效地选择激励出特征频率振荡的方法及配对估算与各卫星系统自由模态频率对应的各柔性附件特征频率。所述的x轴、y轴、z轴为卫星本体坐标系定义的x轴、y轴、z轴；

(5)本发明沿用经过在轨应用验证的“柔性航天器自由飞行状态系统基频的估算方法”中的第一种估算公式，对柔性附件的特征模态进行在轨辨识是基于其对应的卫星主轴在轨自由状态下的姿态振荡频率实现的，根据柔性附件有限元分析得到的转动耦合系数的平方与卫星主轴惯量ii之比，得到模态增益ki，有对称的南北太阳翼时，为单个太阳翼转动耦合系数平方的2倍，再进一步由卫星主轴在轨自由状态下的系统频率fi得到柔性附件特征频率λi的估算值：

(6)根据在轨估算的柔性附件特征频率λi，判断在轨估算的特征模态频率λi与卫星发射前用patran有限元模型分析预算的特征模态频率相比，λi下降的偏离值是否超过允差，如超过允差-20％，只需地面站向卫星发一条控制模式切换指令，将控制系统的全部控制模式均切换到偏置特征模态频率控制模式，即可实现卫星控制系统重构(换了一系列允差-40％的控制模式软件模块)，即可防止卫星姿态失控，确保卫星在轨安全运行。

本发明多柔性附件卫星发射入轨后柔性附件的主要模态频率有可能出现较大偏差，偏差超过控制器设计的模态频率的容差，就可能使控制器稳定裕度小于0，导致姿态控制发散、柔性附件共振，甚至导致柔性附件损坏，本发明发明针对此类小概率故障，在大型柔性附件展开过程中和展开后，采取基于多柔性附件卫星动力学的在轨控制系统故障对策方法，对大型柔性附件的特征频率进行在轨估算，将此类小概率故障的风险降低到零。

目前控制系统可优选配置4个中国制造的半球谐振陀螺、金字塔布局的半球谐振陀螺组件(可满足25年工作寿命要求)；半球谐振陀螺不仅抗干扰能力强，而且与性能相同的其他陀螺相比，重量轻功耗小，可靠性好，性价比高，控制系统的控制模式优化方法如下：采用理论特征模态频率的控制模式加偏置特征模态频率的控制模式替代原有的有陀螺控制模式加无陀螺控制模式：

1.理论特征模态频率的控制模式是适用于柔性附件在轨特征模态频率为理论值的120％～80％的控制模式，即模态频率偏置为0，允差为±20％；

2.偏置特征模态频率的控制模式是适用于柔性附件在轨特征模态频率为理论值的100％～60％的控制模式，即模态频率偏置为理论值的-20％，允差为±20％。

在参数变化的最坏组合情况下，理论特征模态频率控制模式与偏置特征模态频率控制模式的控制器的稳定裕度的设计要求均保持通常的设计要求：增益稳定裕度6db；相位稳定裕度15°。

由理论特征模态频率控制模式与偏置特征模态频率控制模式的设计指标可见，用理论特征模态频率控制模式加偏置特征模态频率控制模式替代原有的有陀螺控制模式加无陀螺控制模式，控制模式设计与测试的难度和工作量均基本不变，且未增加计算机软硬件开销，而柔性附件在轨特征模态频率允许下降的最大幅度已由-25％提升为-40％，即对柔性附件在轨特征模态频率大幅度下降的小概率故障的承受能力提高了。

由于理论特征模态频率控制模式与偏置特征模态频率控制模式均在分系统试验和整星试验中测试过，金字塔布局的半球谐振陀螺组件是常开工作方式，如果出现大型柔性附件在轨特征模态频率大幅下降故障，而且下降幅度超过-20％，只需发一条控制模式切换指令，切换到偏置特征模态频率控制模式，即可实现系统重构(换了一个控制模式软件模块)。

由于本发明提出的方法是面向多柔性附件航天器的，柔性附件的频谱密度肯定比只带南北太阳翼的柔性航天器柔性附件的频谱密度大，为此可对卫星在轨三轴姿态角速度曲线进行频谱分析，与各柔性附件特征频率(基频)理论值、地面试验测试值比对，结合柔性动力学的物理概念：太阳翼法线方向与z轴一致时，太阳翼特征频率为一阶外弯振荡频率，对应卫星x轴姿态振荡；大型柔性天线(见附图2)沿z轴上下振荡为大型柔性天线一阶特征振型，对应卫星y轴姿态振荡，采用频谱分析与柔性动力学的物理概念相结合的方法可更有效地选择激励出特征频率振荡的方法及配对估算与各卫星自由模态系统频率对应的各柔性附件约束模态特征频率。

经对比，在未考虑航天器的惯性积情况下，用“柔性航天器自由飞行状态系统基频的估算方法”中第二种公式进行工程应用估算的结果与第一种公式估算的结果的误差小于2％，因此本发明仍沿用第一种公式进行在轨估算，以便对历次发射环境中柔性附件特征模态频率(基频)的变化进行统计分析。