一種提高柔性航天器控制精度的分布式控制方法技術

本發明專利技術涉及一種提高柔性航天器控制精度的分布式控制方法，屬于柔性航天器控制領域。包含以下步驟：在柔性航天器上n個任意位置共位安裝執行機構和敏感器，建立其動力學模型并進行線性化，得到系統的線性時不變動力學方程和運動學方程，作為控制器設計模型；基于Lyapunov理論設計彈性轉角速度和CMGs框架角反饋控制律，或將Lyapunov理論與直接自適應控制結合，設計期望參考模型和直接自適應反饋控制律。本發明專利技術給出的控制方案基于分布式安裝的執行機構實現了柔性航天器振動抑制，能夠使系統振動由發散狀態變為穩定狀態，提高了柔性航天器控制精度；其中直接自適應控制器設計無需估計系統參數，并且具有較強的魯棒性，進一步提高了柔性航天器控制精度。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術設及，特別設及一種W控 制力矩巧螺等角動量交換裝置分布式安裝后作為執行機構的、可有效抑制姿態機動過程中 柔性振動的控制方法，屬于柔性航天器控制領域。
技術介紹
柔性結構的分布式控制是指利用離散分布在柔性結構上的角動量交換裝置，例如 飛輪化ly怖eels,FWs)和控制力矩巧螺(ControlMomentGyroscopes,CMGs)等，作為執行 機構對柔性系統進行控制。當柔性結構上帶有此類角動量裝置時，將展現出很多不同的動 力學特性，控制問題也因為引入了新的自由度而發生很大的改變，因此對于柔性航天器的 分布式控制成為新的研究方向。 最早的設及利用CMGs等角動量交換裝置進行柔性體姿態控制的研究，主要是在執 行機構分布固定的前提下，定義某控制指標，尋求執行機構的控制輸入(轉子轉速加速度或 框架角速度），W使指標函數最小。對安裝了角動量交換裝置的柔性板進行的數值仿真表 明，在柔體上的角動量裝置可W有效地提供姿態和形狀控制力矩，同時發現即使在不施加 主動控制的情況下，分布式角動量也能在一定程度上增加結構阻尼、抑制外部干擾。后續有 學者分別研究了兩種有工程應用意義的帶有CMGs的柔性結構。Yang等人在空間巧架上安裝 了一對剪刀構型的CMGs,并分別設計開環巧架機動控制律和閉環振動抑制控制律，在巧架 大范圍機動的同時能夠抑制其彈性振動。Shi和Damaren在一端固支柔性板的末端安裝了單 個CMG，并基于Lyapunov方法設計了框架角的控制律，增加了結構阻尼W快速衰減振動。 在設計柔性航天器姿態控制和振動抑制的控制算法時，目前的主要困難來源于柔 性結構的建模誤差W及系統剛柔禪合引入的非線性。最初的解決方案是將系統非線性的動 力學模型在某個狀態附近線性化，然后設計線性控制器;但當柔性航天器做大角度機動時， 線性控制器將失效。將柔性航天器視為非線性系統進行控制器設計時，反饋線性化能夠將 系統轉化為線性系統進而實現精確的控制，但是反饋線性化對未建模的動態特性、外部干 擾的魯棒性較差。此外，由于模態截斷等原因，對柔性結構的建模必定會與實際系統有偏 差，所W不依賴系統參數的自適應控制引起人們關注。自適應控制分為直接自適應控制和 間接方法。間接法通過設計獨立的參數估計器，在線估計系統參數W更新控制器參數。而直 接自適應控制（Simpleadaptivecontrol，SAC)則僅需更新控制器參數，完全不需要估計 系統參數，它的控制量由實際模型的輸出量、參考模型的狀態量與輸出量組成，通過自適應 地調節控制器參數，可使得實際模型與參考模型的輸出誤差趨于零。對于某特定系統，使用 SAC的關鍵性前提是系統的正實性（Strictlypositivereal，SPR)或近似嚴格正實性 (Almoststrictlypositivereal，ASPR)。由于該特性能夠保證閉環系統的穩定性，所W 大量研究都集中在建立系統的SH?或ASPR條件。對于空間柔性結構的控制，一些學者已經證 明當執行機構和敏感器共位安裝時，若W安裝點速度加上滿足特定不等式關系的比例位移 作為系統輸出，則系統具有ASPR特性，因而能夠對其應用SAC。 應該指出，對于柔性航天器分布式控制的研究和應用W及有關CMGs等角動量交換 裝置在柔性航天器控制領域應用的研究相對較少，很多先進的控制算法尚未被應用。本發 明將給出WCMGs分布式安裝后作為執行機構的柔性航天器分布式控制方法W及直接自適 應控制方法在該類分布式控制中的應用。
技術實現思路
本專利技術的目的是給出，該方法通 過在柔性航天器上安裝CMGs從而對航天器進行姿態控制和柔性振動抑制，提高類似太陽 帆、太陽翼、大型機械臂及天線等柔性航天器的控制精度。 本專利技術的目的是通過下述技術解決方案實現的。 -種提高柔性航天器控制精度的分布式控制方法，包含W下步驟： 步驟一、在柔性航天器上任意位置共位安裝CMGs和敏感器（角速度計），使其具有 ASPR特性。W線性化后的時不變系統作為控制器設計模型，得到系統的線性時不變動力學 方程：(1)(2) 可求得柔性航天器的彈性轉角速度魚，作為系統動力學的輸出。 此外，本步驟公式（1)中Eb=I，為忽略了CMGs影響的模態質量陣，I表示單位矩陣； 化為所保留的結構阻尼項;G為CMGs的禪合系數矩陣；Ab為W系統各階模態對應的固有圓頻 率的平方為主元的對角方陣;B為巧螺力矩系數。公式(2)中Rm為由系統轉動模態向量構成 的矩陣。W上各量均決定于系統及CMGs的參數和特性。 步驟二、每次振動抑制任務完成后CMG框架角需要歸零便于下一次任務的開 展），故設計如下彈性轉角速度表和框架角S反饋控制律(3) 其中，彈性轉角速度表為系統動力學的輸出，可由步驟一中的公式（1)和公式(2) 求得，框架角S可由敏感器觀測得到;通過本步驟中反饋控制律公式(3)計算所得的CMGs框 架角速度j，即為步驟一中輸入系統線性時不變動力學方程的控制量;kd=d 化di〉0)和kg=d[kgi，. . .，kgnKkgi〉0)為預先選定的控制參數，η為系統中安裝CMGs的數量。 公式(3)所給出的控制律將彈性轉角速度戌和框架角δ作為誤差進行了反饋，二者 的期望值均為零，因此在該控制律下系統的彈性轉角表與框架角δ最終均可收斂至零。該控 制律一方面直接衰減和抑制了系統的振動，另一方面可使框架角歸零從而便于下一次振動 抑制任務的開展，從而提高了柔性航天器的控制精度。步驟Ξ、根據步驟一所得的線性時不變動力學方程（1)和步驟二所設計的反饋控 制律，基于Lyapunov理論選擇系統的振動能量和運動能量之和作為Lyapunov函數，并驗證 系統穩定性。所選擇的Lyapunov函數為C4) 其中Q=d比gl/kdl，. . .，kgn/kdn]。對Lyapunov函數(4)求時間導數并簡化可得：其中Si為系統中安裝的第i個CMG的框架角；為第i個CMG安裝點處的系統彈性轉 角速度；巧由控制參數決定，在公式（5 )中有由于化為結構阻尼項，二次型片Α?>〇;故由W上分析可知￡含0， 即該系統是LyaΡUη0V穩定的；根據LaSa1 1e不變性原理，系統收斂到不變集 !化,，0',，/),) 11^, = 0，心/戶,+ ,乂.反=化/' =U..W。根據步驟一中的運動學公式（2)，當^ =0， 有公,-0 ;注意到Μi〉0，所W此時有δi= 0。因此系統是漸近穩定的，有可見在振動抑制的同時，框架角能夠趨于零。 本步驟的驗證結果說明，在本方法所給出的控制律下，通過CMGs對柔性航天器進 行控制可W使系統的柔性振動得到抑制，使發散的系統變得穩定，并且在每次執行振動抑 制任務后CMG框架角可W自動歸零，從而提高了柔性航天器的控制精度。將上述方法與直接自適應控制相結合，可W在無需估計系統參數的情況下進一步 提高控制精度，具體步驟如下：步驟一、將系統的線性時不變動力學方程（1)W及運動學方程(2)結合，并改寫為 狀態空間形式：[002引（6)其中J為系統矩陣，玄為控制矩陣，C為輸出矩陣，X為狀態變量，《= 1為輸入變 量，F=表為輸出變量。 步驟二、設計動力學參考模型，依據該參考模型寫出實際系統的狀態量和控制本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種提高柔性航天器控制精度的分布式控制方法，其特征在于：包含以下步驟：步驟一、在柔性航天器上任意位置共位安裝CMGs和敏感器，使其具有ASPR特性；以線性化后的時不變系統作為控制器設計模型，得到系統的線性時不變動力學方程：Ebτ··b+(Db+G)τ·b+Λbτb=BTδ·---(1)]]>該方程中，為輸入系統的控制量，其物理意義為CMGs框架角速度；τb、以及為需要通過該方程進行求解的系統模態坐標矩陣、模態坐標一階導數矩陣和模態坐標二階導數矩陣；通過下述系統振動的運動學公式β·c=Rmτ·b---(2)]]>可求得柔性航天器的彈性轉角速度作為系統動力學的輸出；此外，本步驟公式(1)中Eb＝I，為忽略了CMGs影響的模態質量陣，I表示單位矩陣；Db為所保留的結構阻尼項；G為CMGs的耦合系數矩陣；Λb為以系統各階模態對應的固有圓頻率的平方為主元的對角方陣；B為陀螺力矩系數；公式(2)中Rm為由系統轉動模態向量構成的矩陣；以上各量均決定于系統及CMGs的參數和特性；步驟二、每次振動抑制任務完成后CMG框架角需要歸零(以便于下一次任務的開展)，故設計如下彈性轉角速度和框架角δ反饋控制律δ·=-kdβ·c-kgδ---(3)]]>其中，彈性轉角速度為系統動力學的輸出，可由步驟一中的公式(1)和公式(2)求得，框架角δ可由敏感器觀測得到；通過本步驟中反饋控制律公式(3)計算所得的CMGs框架角速度即為步驟一中輸入系統線性時不變動力學方程的控制量；kd＝d[kd1,...,kdn](kdi>0)和kg＝d[kg1,...,kgn](kgi>0)為預先選定的控制參數，n為系統中安裝CMGs的數量；公式(3)所給出的控制律將彈性轉角速度和框架角δ作為誤差進行了反饋，二者的期望值均為零，因此在該控制律下系統的彈性轉角與框架角δ最終均可收斂至零；該控制律一方面直接衰減和抑制了系統的振動，另一方面可使框架角歸零從而便于下一次振動抑制任務的開展，從而提高了柔性航天器的控制精度。...

【技術特征摘要】

【專利技術屬性】
技術研發人員：張景瑞，潘屹，胡權，張堯，
申請(專利權)人：北京理工大學，中國空間技術研究院，
類型：發明
國別省市：北京;11