一种伪速率喷气控制系统参数确定方法与流程

本发明涉及一种喷气控制系统参数确定方法，属于航天器姿态控制领域。

背景技术：

航天器在轨时利用喷气系统进行姿态控制，由于喷气发动机只有开与关两种状态，两种状态的切换使航天器受到冲击载荷，容易引起航天器上挠性附件的振动，这些挠性附件包括帆板、大型天线等，这些挠性附件是弱阻尼部件，一旦受到激励，其振动时间将持续达数百秒，引起航天器平台姿态的振动，进而影响星上载荷的工作，比如相机成像变得模糊，天线指向不准等。因此在采用喷气控制时，在保证系统指标实现的同时，如何使挠性附件的振动得到抑制，是喷气控制系统设计时需要重点解决的问题。

目前喷气控制系统设计时，主要有相平面法、伪速率控制两种方法，其中，前者设计参数多，后者相对前者设计参数少一些。但两种方法的参数设计过程均是先给出一组参数，再进行数学仿真或稳定性分析，如果不满足要求，再调整参数，再进行仿真和分析，如此反复迭代，直到参数满足要求。这种参数设计方法严重依靠设计师的经验，反复迭代，工作量大，并且最终设计参数缺乏理论依据，是试凑出来的结果。

因此，如何确定控制参数，给出一套理论的设计依据，减少设计过程中参数的迭代试验，提高设计效率，是航天器喷气控制系统设计中急需解决的问题。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：针对目前航天器喷气控制系统参数设计无系统理论方法的现状，提出一种伪速率喷气控制系统参数确定方法，保证系统的性能指标与稳定性，同时为控制参数设计提供理论设计依据。采用本方法， 一次即可完成控制参数的设计，避免反复迭代的过程，可极大减少设计师工作量，并为控制系统配置提供理论依据。

本发明的技术方案是：一种伪速率喷气控制系统参数确定方法，包括以下步骤：

(1)由卫星帆板基频确定喷气控制系统带宽ω_CtrlBand，形式上为卫星所在轨道角速度的倍频，即ω_CtrlBand＝k₂×ω₀，ω₀为轨道角速度；

(2)由确定T_M，T_M为伪速率控制器反馈惯性环节的时间常数，决定了反馈环节的带宽；其中ω_CtrlBand为喷气控制系统控制带宽，k₁为伪速率控制器反馈回路截止频率1/T_M与喷气控制系统带宽ω_CtrlBand的频程距离；

(3)根据如下关系式：

$\mathrm{\θ}=\frac{k_1}{k_2}\×\frac{{\mathrm{Ton}}_{min}}{{\mathrm{\ω}}_0}\×a_{jet};$

式中，θ为喷气控制系统可达到的姿态控制精度，Ton_min为发动机最小喷气脉宽，a_jet为发动机产生的姿态角加速度；

a)当给定了喷气控制系统的特性，即确定了a_jet、Ton_min，则得到出该喷气控制系统在保证系统稳定时的姿态控制精度θ；

b)当给定了喷气控制精度θ，且已知喷气发动机的最小喷气脉宽Ton_min，则根据星体转动惯量，得到发动机大小，即确定a_jet；

c)当给定喷气控制精度θ，且发动机已经配置完成，即已知了a_jet，则得到发动机最小喷气脉宽Ton_min。

k₁选取为8～10。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)给出了一套喷气控制系统控制参数的理论设计方法，避免了传统喷气控制系统参数设计无理论依据，主要通过仿真及设计师经验进行反复迭代的过程，采用这套方法，控制参数的设计基本上一次完成，极大提高了设计效率；

(2)从系统挠性附件的基频出发，在保证系统稳定性的情况下，根据不同 的设计任务，能确定系统的其它参数，完成控制系统参数的确定，保证控制参数的匹配；

(3)本发明方法能应用于任意喷气控制系统。

附图说明

图1为伪速率调制器原始框图；

图2为本方法中进行变换后的伪速率调制器框图；

图3为采用伪速率控制器的姿态控制回路。

具体实施方式

(1)本专利的基本思路是基于伪速率调制器形式的喷气控制系统。伪速度控制器的原始形式见图1。该图中，K_M和b是正常的常数，为串联关系，从物理意义上，本专利将b定义为发动机的控制力矩，r为控制器的输出，该图可以进行等效变换，得到图形式：

不失一般性，假设控制指令r由PD控制给出，设该轴的星体转动惯量为I，即ω_CtrlBand为系统控制带宽，θ为姿态控制精度，为角速度控制精度，ξ为控制器阻尼，则系统回路可表示为如图3形式所示。

(2)由伪速度调制器的特点，存在如下关系：

Ton_min＝T_M(H_E-H_A) (3)

其中h_E和h_A为伪速度控制器开关机阈值，Ton_min为喷管最小开机脉

宽，T_M为伪速度控制器反馈环节时间常值。由(3)式可得以

$H_E=\frac{{\mathrm{Ton}}_{min}}{T_M}+H_A---\left(4\right)$

根据图3，与PD姿态控制器构成内环与外环的关系，的时间常数不应比姿态控制回路的时间常数ω_CtrlBand小，如果要不影响外环的频率特性，1/T_M应比带宽高10倍频程左右，设

$\frac{1}{T_M}=k_1{\mathrm{\ω}}_{CtrlBand}---\left(5\right)$

即k₁约为10左右。

所以(4)式可进一步写为

H_E＝Ton_mink₁ω_CtrlBand+H_A，(H_A>0)

H_E的最小值为令H_A为0时，即

H_E＝Ton_mink₁ω_CtrlBand (6)

由图3框图，根据触发喷气的条件可见：

$H_{E}b=I(2{\mathrm{\ξ\ω}}_{CtrlBand}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}+{\mathrm{\ω}}_{CtrlBand}^2\mathrm{\θ})---\left(7\right)$

其中，b为发动机推力大小。一般认为，在最大姿态误差时，角速度为零，上式就可写成

$\mathrm{\θ}=\frac{b}{I}\×\frac{H_E}{{\mathrm{\ω}}_{CtrlBand}^2}=a_{jet}\×\frac{H_E}{{\mathrm{\ω}}_{CtrlBand}^2}---\left(8\right)$

其中，为该轴发动机产生的喷气加速度；ω_CtrlBand为控制系统理论带宽，主要由挠性频率决定，一般与挠性帆板基频隔开5-10个频程，可表示成航天器所处轨道的轨道角速度的倍频形式，即

ω_CtrlBand＝k₂ω₀ (9)

ω₀为轨道角速度。

将(6)式代入(8)式可得

$\mathrm{\θ}=a_{jet}\×\frac{{\mathrm{Ton}}_{min}{k}_1}{{\mathrm{\ω}}_{CtrlBand}}---\left(10\right)$

将(9)式代入(10)式可得

$\mathrm{\θ}=\frac{k_1}{k_2}\×\frac{{\mathrm{Ton}}_{min}}{{\mathrm{\ω}}_0}\×a_{jet}---\left(11\right)$

上式中，k₁和k₂的取值能保证系统根据挠性附件的基频，确定系统的控制带宽，保证系统的稳定性，同时给出了喷气系统控制精度θ，发动机最小喷气脉宽Ton_min，发动机产生角加速度大小a_jet的关系。上式说明，三者间 存在定量关系，只要确定了其中两个，即可确定第三个变量的值，也就是说，三者间存在定量约束关系，任何一个喷气控制系统，只有确定了其中任何两个变量，即可确定另外的第三个变量。

该等式有三种使用方法：

(1)如果已经确定了喷气系统的特性，即确定了a_jet、Ton_min，则能确定出该喷气系统在保证系统稳定时的姿态控制精度θ；

(2)如果给定喷气控制精度θ，且已知喷气发动机的最小喷气脉宽Ton_min，则可根据星体转动惯量，确定发动机大小，也就是确定a_jet；

(3)如果给定喷气控制精度θ，且发动机已经配置完成，则可确定发动机最小喷气脉宽Ton_min。

本发明给出了一套伪速率喷气控制系统参数设确定方法，该方法根据挠性附件的基频，给出k₁和k₂的值，在此基础上，给出了喷气系统控制精度θ，发动机最小喷气脉宽Ton_min，发动机产生角加速度大小a_jet的关系。根据这些关系，可以根据不同的系统任务要求，在已经确定的部分配置基础上，确定出其它参数，完成系统的参数确定。避免了以往喷气控制系统参数没有系统的理论设计方法，参数设计主要依靠设计师经验，反复迭代的过程。利用本方法，基本上一次即可完全参数设计，特别是给出了各参数的理论设计依据，为参数的鲁棒性、可靠性提供了依据。

本发明中涉及的计算量不大，所需要的参数都可以获取，我国空间站采用了本发明中的方法，使设计工作量至少减小了一个数量级。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。