一种航天器粗精分层快慢结合主被一体多级复合控制方法与流程

本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种实现航天器的星体-载荷-快反镜三级姿态控制系统以及控制方法。

背景技术

目前，航天器普遍采用飞轮、控制力矩陀螺等含有高速转子的部件作为姿态控制系统的执行机构。这些高速转动部件不可避免地会产生高频抖动以及微振动，直接影响载荷的工作性能。这无法满足天文观测、极高分辨率对地观测等这类具有光学载荷高性能控制要求的航天任务需求。而航天器多级复合控制系统正是瞄准这类光学载荷高精度姿态控制需求应运而生。航天器多级复合控制系统是指具有“超高精度指向”、“超高稳定度控制”、“超敏捷控制”等三超控制性能的航天器平台。

在现有航天器控制系统中，星体和载荷刚性连接，星体中的抖动和微振动直接传递到载荷，影响光学载荷高品质成像性能。而目前的姿态控制方法首先于姿态敏感器等测量精度和测量带宽限制，无法实现对高频抖动的隔离抑制。目前的控制系统存在以下不足：

1、无法实现星体的高频微振动的隔离抑制

在目前航天器的姿态控制系统中，载荷和星体采用刚性连接。航天器星体中存在的挠性振动和高频微振动直接传递到载荷，造成光学载荷无法进一步提高成像质量。而传统的航天器姿态系统，受限于控制器带宽和执行机构的精度无法实现对挠性振动和高频微振动的主动控制，进一步提高星体的控制精度和稳定度受到限制。

2、难以实现载荷光轴超高精度指向和超高稳定度控制

在目前的航天器控制系统仿真模型中只有星体一级模型，不包含主动指向超静平台以及快反镜数学模型。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和稳定度。在包含主动指向超静平台以及快反镜的卫星控制系统模型中，需要设计航天器三级复合指向控制方案，在星体平台“粗”指向和“粗”稳定控制的基础上，设计载荷二级控制算法，快反镜三级姿态控制方法，实现载荷、快反镜的超高精度指向和超高稳定控制。

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，提供了一种航天器粗精分层快慢结合主被一体多级复合控制方法，能够实现航天器的光学载荷高精度指向控制高稳定度控制，为未来航天器光学载荷超高精度指向、超高稳定度控制、高品质成像提供技术基础。

本发明的技术解决方案是：一种航天器粗精分层快慢结合主被一体多级复合控制方法，航天器多级复合控制系统包括星体、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、快反镜；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)建立航天器多级复合控制系统动力学模型；

(2)建立航天器多级复合控制系统的姿态控制器；

(3)进行航天器多级复合控制系统载荷视线、载荷、星体姿态估计；

(4)进行航天器多级复合控制系统载荷视线、载荷、星体姿态控制。

航天器多级复合控制系统动力学模型表示为：

其中，

fbb≡0为星体控制力，τbb为星体控制力矩；mp＝diag(mp,mp,mp,ipx,ipy,ipz)，mp为载荷质量，ib＝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，ip＝diag(ipx,ipy,ipz)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；ifx＝diag(ifx,ify,)，ifx,ify,分别为快反镜x轴、y轴惯量在快反镜质心本体系下的表达；kf0＝diag(kf1,kf2,kf3,kf4,)为快反镜作动器刚度阵，kf1,…,kf4为快反镜作动器四个作动器的刚度系数；cf0＝diag(cf1,cf2,cf3,cf4,)为快反镜作动器阻尼度阵，cf1,…,cf4为快反镜四个作动器的阻尼系数；jff为快反镜作动器雅克比矩阵；kp0＝diag(kp1,…,kp6,)为主动指向超静平台作动器刚度阵，kp1,…,kp6为主动指向超静平台六个作动器的刚度系数；cp0＝diag(cp01,…,cf06)为主动指向超静平台作动器阻尼度阵，cp1,…,cp6为主动指向超静平台六个作动器的阻尼系数；jp为载荷雅克比矩阵；jb为星体雅克比矩阵。

所述航天器多级复合控制系统的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、快反镜三级姿态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；ksatp、ksati、ksatd为星体一级姿态pid控制器参数；δθbeer、δωbeer分别为星体姿态误差角和误差角速度；ωbr为星体目标角速度；

主动指向超静平台二级姿态pid控制器为：

式中，ipc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角和误差角速度；ωpr为载荷目标角速度；

快反镜三级姿态pid控制器为：

式中，kfpx、kfpy、kfdx、kfdy、kfix、kfiy为快反镜三级姿态pid控制器参数；为快反镜姿态估计值；θfxr、θfyr为快反镜的目标姿态；为快反镜姿态角速度估计值；ωfxr、ωfyr为快反镜的目标角速度；τff＝[τffxτffy]^t为快反镜两轴姿态控制力矩。

进行航天器多级复合控制系统载荷视线、载荷、星体姿态控制具体方法为：

(4.1)判断导星敏感器是否有测量值，若无测量值，进行步骤(4.2)；若有测量值，则进行步骤(4.4)；

(4.2)采用主动指向超静平台二级姿态pid控制器，计算载荷二级姿态控制量，进行载荷二级姿态高精度控制。

(4.3)采用星体一级姿态pid控制器，计算星体一级姿态控制量，进行星体一级姿态高精度控制。

(4.4)采用快反镜三级姿态pid控制器，计算快反镜三级姿态控制量，进行快反镜三级姿态高精度控制，本方法结束；

(4.5)采用主动指向超静平台二级姿态pid控制器，计算载荷二级姿态控制量，进行载荷二级姿态高精度控制。

进行航天器多级复合控制系统载荷视线、载荷、星体姿态估计的方法为：

(3.1)判断导星敏感器有测量值，若无测量值，进行步骤(3.2)；若有测量值，则进行步骤(3.4)；

(3.2)建立载荷姿态估计误差状态方程，采用星敏感器的测量值、测微敏感器测量值估计载荷姿态；

(3.3)建立星体姿态估计误差状态方程，采用星敏感器的测量值、主动指向超静平台涡流测量值、星体陀螺测量值估计星体姿态，进入步骤(4)；

(3.4)采用导星敏感器的测量值估计载荷视线姿态；

(3.5)建立载荷姿态估计误差状态方程，采用导星敏感器的测量值、快反镜涡流测量值、测微敏感器测量值估计载荷姿态；

(3.6)建立星体姿态估计误差状态方程，采用星敏感器的测量值、主动指向超静平台涡流测量值、星体陀螺测量值估计星体姿态，进入步骤(4)。

所述的航天器多级复合控制系统载荷视线、载荷、星体姿态估计方法具体如下：

(a)当导星敏感器无测量值时，姿态估计方法如下：

定义建立载荷姿态确定的误差模型如下，采用载荷星敏感器的测量值、测微敏感器测量值估计载荷姿态；

式中，hp1＝[i3×303×3],up＝[ηωpηbp]，为载荷姿态估计误差四元数，δqpv为δqp的矢量部分；qp为载荷目标姿态四元数，为载荷姿态四元数估计值；为载荷陀螺常漂估计误差，bp为载荷陀螺真值，载荷陀螺常漂估计值；ηωp、ηbp分别为均值为0，方差为σωp、σbp的高斯白噪声；i3×3为3×3的单位阵、03×3为3×3的零矩阵、载荷角速度估计值，ωpm为载荷测微敏感器测量值；ηpp为载荷星敏感器测量噪声，均值为0，方差为σpp的高斯白噪声；载荷姿态误差模型观测量，qpm为载荷星敏感器测量值；k为滤波时刻；

定义建立星体姿态确定的误差模型，具体如下；采用载荷星敏感器的测量值、星体陀螺测量值和主动指向超静平台涡流测量值估计载荷姿态；

式中，hb1＝[i3×303×3],ub＝[ηωbηbb]，为星体姿态估计误差四元数，δqbv为δqb的矢量部分；qb为星体真实姿态四元数，为星体姿态四元数估计值；为星体陀螺常漂估计误差，bb为星体陀螺真值，星体陀螺常漂估计值；ηωb、ηbb分别为均值为0，方差为σωb、σbb的高斯白噪声；i3×3为3×3的单位阵、03×3为3×3的零矩阵、星体角速度估计值，ωbm为星体陀螺测量值；ηbb为载荷星敏感器测量噪声，均值为0，方差为σbb的高斯白噪声；为星体姿态误差模型观测量；qplm为主动指向超静平台涡流敏感器测量值；

(b)当导星敏感器有测量值时，姿态估计方法如下：

定义建立载荷姿态确定的误差模型如下，采用载荷星敏感器的测量值、测微敏感器测量值估计载荷姿态；

式中，hp1＝[i3×303×3],up＝[ηωpηbp]，为载荷姿态估计误差四元数，δqpv为δqp的矢量部分；qp为载荷目标姿态四元数，为载荷姿态四元数估计值；为载荷陀螺常漂估计误差，bp为载荷陀螺真值，载荷陀螺常漂估计值；ηωp、ηbp分别为均值为0，方差为σωp、σbp的高斯白噪声；i3×3为3×3的单位阵、03×3为3×3的零矩阵、载荷角速度估计值，ωpm为载荷测微敏感器测量值；ηpp为载荷星敏感器测量噪声，均值为0，方差为σpp的高斯白噪声；载荷姿态误差模型观测量，qfm为导星敏感器测量值，qflm为快反镜作动器涡流测量值；k为滤波时刻；

定义建立星体姿态确定的误差模型，具体如下；采用载荷星敏感器的测量值、星体陀螺测量值和主动指向超静平台涡流测量值估计载荷姿态；

式中，hb1＝[i3×303×3],ub＝[ηωbηbb]，为星体姿态估计误差四元数，δqbv为δqb的矢量部分；qb为星体真实姿态四元数，为星体姿态四元数估计值；为星体陀螺常漂估计误差，bb为星体陀螺真值，星体陀螺常漂估计值；ηωb、ηbb分别为均值为0，方差为σωb、σbb的高斯白噪声；i3×3为3×3的单位阵、03×3为3×3的零矩阵、星体角速度估计值，ωbm为星体陀螺测量值；ηbb为载荷星敏感器测量噪声，均值为0，方差为σbb的高斯白噪声；为星体姿态误差模型观测量；qplm为主动指向超静平台涡流敏感器测量值。

本发明与现有技术相比的优点在于：

1、实现星体平台微振动隔离抑制提高载荷稳定度指标。

目前的航天器姿态控制系统只有星体一级姿态控制。载荷和星体刚性连接，星体平台的中高频微振动直接传递在载荷，严重降低了载荷的稳定度指标。本法明设计的航天器多级复合控制系统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。通过主动指向超静平台主动控制，进一步实现星体平台中低频扰动(<10hz)10db的衰减。通过快反镜被动环节，实现星体平台低频微振动(<0.1hz)和载荷中低扰动20db的衰减。通过两级被动环节实现星体平台微振动隔离抑制，提高载荷稳定度。

2、能够实现载荷指向精度至少两个数量的提升

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。其指向精度在几个角秒。本法明设计的航天器的星体-载荷-快反镜三级姿态复合控制方法，通过星体执行机构实现整星的指向控制，实现载荷指向精度优于1″。通过主动指向超静平台作动器控制实现载荷二级姿态控制，实现载荷指向精度优于0.1″；通过快反镜作动器控制，实现快反镜三级姿态复合控制，实现载荷光轴指向精度优于0.005″；通过航天器的三级系统复合控制，实现光轴载荷指向精度和稳定度指标跨越式提升。

附图说明

图1为本发明方法的流程图；

图2为航天器三级系统中载荷和星体指向控制误差；

图3为航天器三级系统中快反镜指向控制误差。

具体实施方式

本发明采用图1所示流程完成一种航天器粗精分层快慢结合主被一体多级复合控制方法：具体方法如下：

(1)航天器多级复合控制系统主要包括星体平台、主动指向超静平台、载荷、快反镜等部分。星体平台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平台之间。载荷为光学系统，用于对目标天体高质量成像；快反镜安装在载荷内部，用于调节载荷光轴指向方法。航天器多级复合控制系统中敏感器包括：星体陀螺、载荷测微敏感器、载荷星敏感器、主动指向超静平台涡流、导星敏感器、快反镜涡流敏感器。航天器多级复合控制系统中执行机构包括：星体控制力矩陀螺、主动指向超静平台作动器、快反镜作动器。

(2)建立主动指向超静平台位移约束和力约束模型为主动指向超静平台和快反镜位移约束模型为：

主动指向超静平台力约束模型为：

flp为主动指向超静平台输出的主被动合力，计算如下：

式中：flpa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。flpp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。kp1＝kp2＝…＝kp6＝25000(n/m),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：

快反镜力约束模型为：

flf为快反镜输出的主被动合力，计算如下：

式中：flpa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。flpp为主动指向超静平台输出的被动力；kf0＝diag(kf1,…,kf4)，kf1,…,kf4为快反镜四个作动器的刚度系数。cf0＝diag(cf1,…,cf4)，cf1,…,cf4为快反镜四个作动器的阻尼系数。kf1＝kf2＝…＝kf4＝5(nm/rad),cf1＝cf2＝…＝cf4＝0.001(nm/(rad/s))。

快反镜作动器对快反镜质心雅克比矩阵与对载荷质心的雅克比矩阵为：

(3)建立航天器星体-载荷-快反镜三级系统动力学模型为：

其中，fbb≡0为星体控制力，τbb为星体控制力矩。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。ifx＝diag(ifx,ify,)，ifx,ify,分别为快反镜x轴、y轴惯量在快反镜质心本体系下的表达。

其中，mb＝3500kg,mp＝100kg,ib＝diag(10000,10000,8000)kgm²,ip＝diag(140,140,130)kgm²,if＝diag(0.001,0.001)kgm²。

(4)设计星体一级姿态pid控制器为：

其中，ksatp＝10³×diag(4.07,4.07,2.42)、ksati＝diag(0.02,0.02,0.02)、ksatd＝10³×diag(9.08,9.08,5.41)为星体一级姿态pid控制器参数

(5)设计载荷二级姿态pid控制器为：

其中，kpp＝10⁴×diag(4.13,4.13,3.628)、kpi＝10⁵×diag(1.34,1.34,1.823)、kpd＝diag(5923,5923,3222)为载荷控制器参数。

主动指向超静平台主动控制力计算为：

(6)设计快反镜三级姿态pid控制器为：

式中，kfpx＝kfpy＝51.26、kfdx＝kfdy＝0.1362、kfix＝kfiy＝0为快反镜三级姿态pid控制器参数；快反镜作动器主动控制力为：

(7)航天器多级复合控制系统各级姿态估计方法具体如下：

1)当导星敏感器无测量值时，姿态估计方法如下：

定义建立载荷姿态确定的误差模型如下，采用载荷星敏感器的测量值、测微敏感器测量值估计载荷姿态。

式中，hp1＝[i3×303×3],up＝[ηωpηbp]，为载荷姿态估计误差四元数，δqpv为δqp的矢量部分；qp为载荷目标姿态四元数，为载荷姿态四元数估计值。为载荷陀螺常漂估计误差，bp为载荷陀螺真值，载荷陀螺常漂估计值。ηωp、ηbp分别为均值为0，方差为σωp、σbp的高斯白噪声。i3×3为3×3的单位阵、03×3为3×3的零矩阵、载荷角速度估计值，ωpm为载荷测微敏感器测量值。ηpp为载荷星敏感器测量噪声，均值为0，方差为σpp的高斯白噪声。载荷姿态误差模型观测量，qpm为载荷星敏感器测量值。k为滤波时刻。

定义建立星体姿态确定的误差模型，具体如下。采用载荷星敏感器的测量值、星体陀螺测量值和主动指向超静平台涡流测量值估计载荷姿态。

式中，hb1＝[i3×303×3],ub＝[ηωbηbb]，为星体姿态估计误差四元数，δqbv为δqb的矢量部分；qb为星体真实姿态四元数，为星体姿态四元数估计值。为星体陀螺常漂估计误差，bb为星体陀螺真值，星体陀螺常漂估计值。ηωb、ηbb分别为均值为0，方差为σωb、σbb的高斯白噪声。i3×3为3×3的单位阵、03×3为3×3的零矩阵、星体角速度估计值，ωbm为星体陀螺测量值。ηbb为载荷星敏感器测量噪声，均值为0，方差为σbb的高斯白噪声。为星体姿态误差模型观测量；qplm为主动指向超静平台涡流敏感器测量值。

2)当导星敏感器有测量值时，姿态估计方法如下：

快反镜姿态估计值如下：

其中，为快反镜姿态估计值；qm为导星敏感器测量值。

定义建立载荷姿态确定的误差模型如下，采用载荷星敏感器的测量值、测微敏感器测量值估计载荷姿态。

式中，hp1＝[i3×303×3],up＝[ηωpηbp]，为载荷姿态估计误差四元数，δqpv为δqp的矢量部分；qp为载荷目标姿态四元数，为载荷姿态四元数估计值。为载荷陀螺常漂估计误差，bp为载荷陀螺真值，载荷陀螺常漂估计值。ηωp、ηbp分别为均值为0，方差为σωp、σbp的高斯白噪声。i3×3为3×3的单位阵、03×3为3×3的零矩阵、载荷角速度估计值，ωpm为载荷测微敏感器测量值。ηpp为载荷星敏感器测量噪声，均值为0，方差为σpp的高斯白噪声。载荷姿态误差模型观测量，qfm为导星敏感器测量值，qflm为快反镜作动器涡流测量值。k为滤波时刻。

定义建立星体姿态确定的误差模型，具体如下。采用载荷星敏感器的测量值、星体陀螺测量值和主动指向超静平台涡流测量值估计载荷姿态。

式中，hb1＝[i3×303×3],ub＝[ηωbηbb]，为星体姿态估计误差四元数，δqbv为δqb的矢量部分；qb为星体真实姿态四元数，为星体姿态四元数估计值。为星体陀螺常漂估计误差，bb为星体陀螺真值，星体陀螺常漂估计值。ηωb、ηbb分别为均值为0，方差为σωb、σbb的高斯白噪声。i3×3为3×3的单位阵、03×3为3×3的零矩阵、星体角速度估计值，ωbm为星体陀螺测量值。ηbb为载荷星敏感器测量噪声，均值为0，方差为σbb的高斯白噪声。为星体姿态误差模型观测量；qplm为主动指向超静平台涡流敏感器测量值。

(8)判断导星敏感器有测量值？若无测量值，进行步骤(9)；若有测量值，则进行步骤(13)。

(9)建立载荷姿态估计误差状态方程，采用星敏感器的测量值、测微敏感器测量值估计载荷姿态。

(10)采用主动指向超静平台二级姿态pid控制器，计算载荷二级姿态控制量，进行载荷二级姿态高精度控制。

(11)建立星体姿态估计误差状态方程，采用星敏感器的测量值、星体陀螺测量值和主动指向超静平台涡流测量值估计星体姿态。

(12)采用星体一级姿态pid控制器，计算星体一级姿态控制量，进行星体一级姿态高精度控制。

(13)采用导星敏感器的测量值估计载荷视线姿态；

(14)采用快反镜三级姿态pid控制器，计算快反镜三级姿态控制量，进行快反镜三级姿态高精度控制。

(15)建立载荷姿态估计误差状态方程，采用导星敏感器的测量值、测微敏感器的测量值、快反镜涡流敏感器测量值估计载荷视线姿态；

(16)采用主动指向超静平台二级姿态pid控制器，计算载荷二级姿态控制量，进行载荷二级姿态高精度控制。

(17)建立星体姿态估计误差状态方程，采用星敏感器的测量值、星体陀螺测量值和主动指向超静平台涡流测量值估计星体姿态。

(18)采用星体一级姿态pid控制器，计算星体一级姿态控制量，进行星体一级姿态高精度控制。

(19)航天器三级系统稳态控制性能校核

采用星体控制器、载荷控制器、快反镜控制器进行航天器多级复合控制系统姿态稳态控制，考核星体、载荷和快反镜稳态指向控制指标。进行60s姿态仿真，当t＝30s时，引入导星敏感器测量值进行快反镜姿态控制。同时采用导星敏感器测量值修正载荷和星体平台陀螺，进行载荷和星体稳态控制。图2给出了在整个0～60s内的载荷和星体平台姿态控制结果。经过统计，载荷在0～30s内三轴指向精度为[0.0468,0.0372,0.0672]″；载荷在30s～60s内三轴指向精度为[0.0390,0.0367,0.0499]″。即引入fgs后，载荷指向精度有小幅提升。图3给出了在稳态控制模式下，引入导星敏感器进行快反镜姿态控制结果图。在0～30s内fsm不进行姿态控制，fsm与载荷刚性连接，此时fsm光轴指向与载荷指向保持一致。在30s～60s后，fsm进行姿态控制，其光轴指向精度优于0.005″。

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。