專利名稱：一種欠驅(qū)動(dòng)柔性航天器姿態(tài)穩(wěn)定的控制方法
一種欠驅(qū)動(dòng)柔性航天器姿態(tài)穩(wěn)定的控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種欠驅(qū)動(dòng)柔性航天器姿態(tài)穩(wěn)定的控制方法，一種在只有兩軸控制力矩輸出的情況下，實(shí)現(xiàn)帶柔性附件航天器的三軸姿態(tài)穩(wěn)定的控制方法，屬于欠驅(qū)動(dòng)柔性航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制的應(yīng)用技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
航天器在軌運(yùn)行時(shí)，各種各樣的故障是影響航天器工作壽命的主要因素，其中執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障尤為常見。由執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障引起的獨(dú)立控制輸入個(gè)數(shù)少于自由度個(gè)數(shù)的航天器稱為欠驅(qū)動(dòng)航天器。對(duì)于欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的研究，為完整驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)提供一個(gè)應(yīng)急控制手段，即如果完整驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)遭遇故障不能正常運(yùn)行時(shí)，可采用欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的控制策略，利用剩下的仍能正常工作的控制力矩對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行有效控制，以降低由于某些控制輸入發(fā)生故障導(dǎo)致整體系統(tǒng)癱瘓而帶來(lái)的損失。另外，小型航天器由于體積、質(zhì)量和經(jīng)濟(jì)成本的限制，往往不可能像大型航天器一樣為提高可靠性而配置冗余的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，此時(shí)，在保證姿態(tài)控制任務(wù)順利實(shí)現(xiàn)的前提下最小化執(zhí)行機(jī)構(gòu)顯得特別有價(jià)值。因此，研究欠驅(qū)動(dòng)航天器的姿態(tài)控制不僅為大型航天器的姿態(tài)控制系統(tǒng)提供一種故障預(yù)案，而且對(duì)小衛(wèi)星和深空探測(cè)器等對(duì)質(zhì)量、體積和經(jīng)濟(jì)成本有特別限制的航天器更具有特殊意義。隨著航天技術(shù)的發(fā)展，目前航天器往往帶有大型柔性帆板或其它柔性附件。在這種航天器的飛行和控制過程中，作用在航天器上的控制力矩不僅會(huì)引起航天器姿態(tài)的改變，而且可能會(huì)激起柔性附件的彈性振動(dòng)，這些附件的振動(dòng)進(jìn)而又會(huì)影響航天器的運(yùn)動(dòng)和控制。當(dāng)這類航天器的執(zhí)行機(jī)構(gòu)出現(xiàn)故障導(dǎo)致控制輸入個(gè)數(shù)少于航天器自由度個(gè)數(shù)時(shí)，稱為欠驅(qū)動(dòng)柔性航天器。由于在軌運(yùn)行中的航天器大都帶有柔性附件，因此相比于欠驅(qū)動(dòng)剛體航天器，研究欠驅(qū)動(dòng)柔性航天器的姿態(tài)控制問題更符合工程實(shí)際需求，并且對(duì)控制方法的設(shè)計(jì)也提出了更高的要求。針對(duì)這類應(yīng)用需求，本發(fā)明提出一種僅利用兩個(gè)推力器的帶柔性附件航天器的三軸姿態(tài)控制方法，既為柔性航天器的在軌運(yùn)行控制提供一種故障預(yù)案，提高系統(tǒng)的可靠性，又能為小型柔性航天器應(yīng)用兩個(gè)推力器進(jìn)行姿態(tài)控制的系統(tǒng)提供一種解決方案。

發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明的目的是:針對(duì)帶柔性附件的航天器，在基于兩個(gè)推力器為有效控制力矩的情況下，提供了一種欠驅(qū)動(dòng)柔性航天器姿態(tài)穩(wěn)定的控制方法。本發(fā)明既可用于推力器執(zhí)行機(jī)構(gòu)中的部分推力器失效后的兩軸控制力矩的欠驅(qū)動(dòng)柔性航天器姿態(tài)控制，又適用于僅安裝有兩個(gè)推力器的微小型衛(wèi)星的姿態(tài)控制。本發(fā)明首先建立柔性航天器的動(dòng)力學(xué)模型，并用(w，z)參數(shù)描述了其姿態(tài)運(yùn)動(dòng)。然后在欠驅(qū)動(dòng)軸角速度和模態(tài)坐標(biāo)不為零的情況下，由于欠驅(qū)動(dòng)軸沒有控制力矩驅(qū)動(dòng)，但驅(qū)動(dòng)軸角速度會(huì)對(duì)欠驅(qū)動(dòng)軸角速度產(chǎn)生耦合影響，因此設(shè)計(jì)穩(wěn)定動(dòng)力學(xué)方程的中間控制律ωε1, ω ，使得欠驅(qū)動(dòng)軸穩(wěn)定。其次把ω” ω2當(dāng)作虛擬控制輸入，設(shè)計(jì)出穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)學(xué)參數(shù)的虛擬控制律《dl，ω 20最后利用退步控制方法設(shè)計(jì)出穩(wěn)定驅(qū)動(dòng)軸角速度和振動(dòng)模態(tài)的控制輸入。本發(fā)明用到的坐標(biāo)系定義如下:慣性標(biāo)系OXiYiZi (Si):為地心赤道慣性坐標(biāo)系，OXi由地球球心指向春分點(diǎn)方向；OZi沿垂直于地球赤道平面并指向北極的方向^yi由右手定則確定。航天器本體坐標(biāo)系obXbybzb (sb):航天器本體坐標(biāo)系三軸分別取為沿其慣性主軸方向，其中ObXb指向飛行前方；obzb是航天器豎軸指向下，即朝向中心天體(地球)球心的方向；obyb由右手定則確定。柔性附件·體坐標(biāo)系ofxfyfzf(sf):原點(diǎn)位于柔性附件與航天器本體的連接點(diǎn)處，OfXf、ofzf、ofyf與柔性附件固連,且構(gòu)成右手定則。本發(fā)明考慮柔性附件相對(duì)于航天器本體無(wú)轉(zhuǎn)動(dòng)的情形，所述本體坐標(biāo)系的定義為obxbybzb (Sb)。一種欠驅(qū)動(dòng)柔性航天器姿態(tài)穩(wěn)定的控制方法,基于推力器實(shí)現(xiàn),步驟如下:步驟一，建立系統(tǒng)模型。假設(shè)柔性航天器的撓性變形很小，對(duì)變量做一階線性化處理，運(yùn)用動(dòng)量矩定理建立柔性航天器的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)模型；運(yùn)用變分原理建立柔性附件的振動(dòng)運(yùn)動(dòng)模型；考慮柔性附件相對(duì)于航天器本體無(wú)轉(zhuǎn)動(dòng)的情形，假設(shè)ObZb軸的推力器發(fā)生了故障，建立欠驅(qū)動(dòng)柔性航天器的動(dòng)力學(xué)模型為:
權(quán)利要求
1.一種欠驅(qū)動(dòng)柔性航天器姿態(tài)穩(wěn)定的控制方法，其特征在于:其步驟如下: 步驟一，建立系統(tǒng)模型； 假設(shè)柔性航天器的撓性變形很小，對(duì)變量做一階線性化處理，運(yùn)用動(dòng)量矩定理建立柔性航天器的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)模型；運(yùn)用變分原理建立柔性附件的振動(dòng)運(yùn)動(dòng)模型；考慮柔性附件相對(duì)于航天器本體無(wú)轉(zhuǎn)動(dòng)的情形，假設(shè)ObZb軸的推力器發(fā)生了故障，建立欠驅(qū)動(dòng)柔性航天器的動(dòng)力學(xué)模型為:
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種欠驅(qū)動(dòng)航天器三軸姿態(tài)穩(wěn)定控制方法，其特征在于:在步驟一所述的柔性航天器的動(dòng)力學(xué)模型，包括柔性航天器的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)模型和柔性附件的振動(dòng)運(yùn)動(dòng)模型。
全文摘要
本發(fā)明一種欠驅(qū)動(dòng)柔性航天器姿態(tài)穩(wěn)定的控制方法，考慮柔性附件相對(duì)于航天器本體無(wú)轉(zhuǎn)動(dòng)的情形。首先建立欠驅(qū)動(dòng)柔性航天器的動(dòng)力學(xué)模型，并用(w，z)參數(shù)描述了其姿態(tài)運(yùn)動(dòng)。然后在欠驅(qū)動(dòng)軸角速度和模態(tài)坐標(biāo)不為零的情況下，由于欠驅(qū)動(dòng)軸沒有控制力矩驅(qū)動(dòng)，但驅(qū)動(dòng)軸角速度會(huì)對(duì)欠驅(qū)動(dòng)軸角速度產(chǎn)生耦合影響，因此設(shè)計(jì)中間控制律ωc1,ωc2使得欠驅(qū)動(dòng)軸穩(wěn)定。其次把ω1,ω2當(dāng)作虛擬控制輸入，設(shè)計(jì)出穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)學(xué)參數(shù)的虛擬控制律ωd1,ωd2。最后利用退步控制方法設(shè)計(jì)出穩(wěn)定驅(qū)動(dòng)軸角速度和振動(dòng)模態(tài)的控制輸入。該方法既為柔性航天器的在軌運(yùn)行提供一種故障預(yù)案，提高系統(tǒng)的可靠性，又能為小型柔性航天器應(yīng)用兩個(gè)推力器進(jìn)行姿態(tài)控制的系統(tǒng)提供一種解決方案。
文檔編號(hào)G05D1/08GK103076807SQ20121058039
公開日2013年5月1日 申請(qǐng)日期2012年12月27日 優(yōu)先權(quán)日2012年12月27日
發(fā)明者王冬霞, 張軍, 徐世杰, 邢琰, 金磊, 唐強(qiáng) 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)