专利名称：一种基于zvdd和pwm混合输入成型器的挠性航天器控制方法
技术领域：
本发明涉及ー种基于ZVDD和PWM混合输入成型器的挠性航天器控制方法，它是针对大挠性航天器系统，而给出的一种基于ZVDD和PWM混合输入成型器的挠性航天器ro控制方法，用于控制挠性航天器的姿态角度，属于自动控制技术领域。
(ニ)
背景技术：
为了达到速度最快和燃料消耗最少的目的，质量较轻的挠性材料在航天器中得到 了广泛的应用。这种大挠性、低阻尼的系统一旦受到其它扰动时很容易产生结构振动响应，这将会影响航天器的定位精度和它上面精密仪器的正常工作，同时会引起构件的疲劳和损伤。实际中如美国的Explorer — I，由于刚体本体附帯的四根鞭状天线的不期望振动导致卫星姿态翻转而失效；东方红三号卫星由于帆板挠性參数估计不准，导致频繁喷气，帆板振荡。因此航天器挠性结构的振动控制问题的研究成为航天技术研究領域的ー个重要课题。同时，在实现姿态再定向、挠性结构在空间展开、或者为了跟踪某空间目标，需要挠性附件进行大角度和快速机动控制，由于动力学方程中许多非线性项都不能看成小量，使得相应的机动动力学和控制问题成为强耦合的非线性问题。同吋，由于各种干扰因素的存在，以及航天器的模型不确定性问题，需要控制具有良好的鲁棒性。近些年来，输入成型技术由于其良好的抑制振动能力以及较强的鲁棒性被广泛应用于挠性航天器的控制当中。自上世纪50年代Smith提出了最早的输入成型形式，经过多年的发展，输入成型，作为ー种前馈控制方法在挠性结构体控制中已取得令人瞩目的成就。这种技术的应用使得对挠性结构体的控制只带来很小的振动，甚至是在模型不确定和结构非线性的情况下也可以取得较好的效果。在输入成型技术中，输入信号被一系列脉冲调制(卷积)后再作用于控制对象，以产生比没有成型的输入信号小得多的振动。输入成型的目标是设计这些脉冲的大小和时间来消除余振，在输入成型控制器中只有时间和幅度需要存储，所以输入成型是ー种非常实用的消除余振的方法。在输入成型器的设计中需要考虑的一个问题就是输入成型器的鲁棒性和持续时间的冲突。由于系统建模误差的存在，所以输入成型器的设计要有一定鲁棒性标准。一般来说，増加成型器的鲁棒性的代价就是増大成型器的持续时间，反之亦然。通过在系统自然频率点求解振动方程的高阶导数，并使其为零，这样就可以增加系统的鲁棒性，例如零振动零微分(ZVDD)输入成型器。与之对应，通过在成型器中加入负脉冲，可以大大減少成型器的持续时间，即负脉冲输入成型器(Negative input shaper)。负脉冲成型器又可分为单一幅值(Unity Magnitude,简称UM)负脉冲成型器和特殊幅值(SpecifiedNegative Amplitude)负脉冲成型器，本发明就是采用的通成型器，在UM成型器中脉冲幅值ん=± I。但是，对于UM输入成型器脉冲作用时间，常规的解析法是无法求解的。即使是采用数值法或者图形法这些非解析法求解，一旦脉冲的作用时间数量太多，就会使得求解过程非常复杂和困难。针对上述问题，本发明采用脉宽调制(Pulse Width Modulation,简称PWM)方法求解脉冲作用时间，大大筒化计算过程，使得脉冲作用时间方便易得。通过对ZVDD和PWM两者结合，既保证了输入成型器的鲁棒性，又能够降低输入成型器的上升时间，保证了系统的响应速度。这种技术背景下，本发明给出一种基于ZVDD和PWM混合输入成型器的挠性航天器ro控制方法，用于大挠性航天器的姿态角度。采用这种控制不仅保证了闭环系统的稳定性，还实现了大挠性航天器对预定姿态角度的快速且精确跟踪。
发明内容
I、发明目的
本发明的目的是为了克服现有控制技术的不足，而提供一种基于ZVDD和PWM混合输入成型器的挠性航天器控制方法，它在保证闭环全局系统稳定的基础上，实现大挠性航天器对预定姿态角度的快速且精确跟踪。本发明是一种基于ZVDD和PWM混合输入成型器的挠性航天器控制方法，其设计思想是针对大挠性航天器系统模型，对第I挠性模态设计ZVDD输入成型器，对第2挠性模态设计PWM输入成型器，之后将两个输入成型器进行耦合成ー个混合成型器，然后再设计ro控制器保证系统闭环的稳定性，同时实现了大挠性航天器对预定姿态角度的快速且精确跟足示。2、技术方案下面结合流程框图3中的步骤，具体介绍该设计方法的技术方案。挠性航天器系统示意图如图2所示。本发明ー种基于ZVDD和PWM混合输入成型器的挠性航天器控制方法，该方法具体步骤如下第一歩挠性航天器系统模型分析与构建闭环控制系统采用负反馈的控制结构，输出量是航天器的姿态角度。所设计的闭环控制系统主要包括控制器环节和系统模型这两个部分，其结构布局情况见图I所示。挠性航天器系统模型描述如下
\ Jd + Gq = u彳(I)
[G1O ^q +Cq+ Kq = O其中，JG Rix1, 0 G Rix1, G G Rix2, q G R2x1, u G R1X1, C G R2x2, K G R2x2, RmXn表示mXn维的实数矩阵。另外，上述矩阵的具体表达式给出如下G=LG1 G2],q=[q! q2] T,
r 2Cd), 0 IC = L 0 IC2ぐ
r供2 oK=,,
0 CD；以上表达式中的各个參数的物理意义说明如下表I挠性航天器模型中參数的物理意义
权利要求
1.一种基于ZVDD和PWM混合输入成型器的挠性航天器控制方法，其特征在于该方法具体步骤如下 步骤ー挠性航天器系统模型分析与构建 闭环控制系统采用负反馈的控制结构，输出量是航天器的姿态角度；所设计的闭环控制系统包括控制器环节和系统模型这两个部分； 挠性航天器系统模型描述如下
全文摘要
一种基于ZVDD和PWM混合输入成型器的挠性航天器控制方法，它有五大步骤步骤一挠性航天器系统模型分析与构建；步骤二挠性航天器的PD控制器设计及稳定性分析；步骤三ZVDD和PWM混合输入成型器设计；步骤四跟踪性能检验；步骤五设计结束。本发明针对大挠性航天器系统，而给出的一种基于ZVDD和PWM混合输入成型器的挠性航天器PD控制方法，用于控制挠性航天器的姿态角度，它在航天航空自动控制技术领域里具有较好的实用价值和广阔的应用前景。
文档编号G05B13/04GK102654773SQ20121015098
公开日2012年9月5日 申请日期2012年5月15日 优先权日2012年5月15日
发明者刘金琨, 王明钊 申请人:北京航空航天大学