一種零動量輪摩擦抑制與抵消驗證系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】一種零動量輪摩擦抑制與抵消驗證系統(tǒng)，包括零動量輪、電源、臺載無線傳輸單元、氣浮臺、光纖陀螺儀、實時仿真目標(biāo)機、遙測遙控終端、可剪裁式控制模塊以及姿態(tài)確定模塊；其中可剪裁式控制模塊由摩擦觀測器和反饋控制器構(gòu)成；本系統(tǒng)包含一個含有真實零動量輪執(zhí)行機構(gòu)的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)半物理仿真回路，并能對可剪裁式控制模塊進(jìn)行驗證，其中可剪裁式控制模塊中的反饋控制器并不固定，可以根據(jù)實際系統(tǒng)按需選擇；本發(fā)明具有結(jié)構(gòu)簡單、通訊便捷及操作高效的優(yōu)點，能夠?qū)Χ喾N航天器姿態(tài)控制方法進(jìn)行綜合對比分析，為航空航天領(lǐng)域中的高精度對地觀測、高精度太空望遠(yuǎn)鏡等任務(wù)提供地面測試及驗證。
【專利說明】一種零動量輪摩擦抑制與抵消驗證系統(tǒng)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種零動量輪摩擦抑制與抵消驗證系統(tǒng)，該系統(tǒng)可在地面模擬帶零動 量輪執(zhí)行機構(gòu)的航天器在軌時的姿態(tài)控制過程，適用于驗證使用零動量輪的航天器姿態(tài)控 制系統(tǒng)中姿態(tài)控制算法有效性。

【背景技術(shù)】
[0002] 隨著航天事業(yè)的不斷發(fā)展，航天器姿態(tài)控制的精度和穩(wěn)定度的需求越來越高，尤 其是在高分辨率對地觀測，高精度太空望遠(yuǎn)鏡等任務(wù)中。從20世紀(jì)60年代以來，零動量輪 以其結(jié)構(gòu)簡單、工作穩(wěn)定的特點已經(jīng)作為航天器主要執(zhí)行機構(gòu)來完成航天器的姿態(tài)控制。 但是，零動量輪由于其自身的固有特性存在摩擦擾動的影響，尤其是在低速情況及轉(zhuǎn)速過 零情況下尤其嚴(yán)重，容易引起航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的失衡，因此對于零動量輪所引起的摩 擦擾動問題已經(jīng)是目前航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計時所需要考慮的主要問題之一。
[0003] 此外航天工程由于具有高風(fēng)險、高復(fù)雜性以及高投入的特點，在設(shè)計過程中必須 考慮到投入以及風(fēng)險。目前主要存在全數(shù)字仿真、半物理仿真以及全物理仿真，但是全數(shù)字 仿真存在航天器系統(tǒng)所有子模塊全部是數(shù)學(xué)模型，相對真實器件會存在一定偏差，而全物 理仿真所有的器件均完全按照航天器系統(tǒng)在軌真實環(huán)境進(jìn)行搭建，成本高且試驗難度大， 因此通過連接部分真實實物的半物理仿真成為最佳選擇。另外目前已有的研究零動量輪摩 擦的半物理仿真系統(tǒng)，部分并沒有使用氣浮臺，僅使用數(shù)字模型代替氣浮臺，在精度上無法 完全模擬真實情況；另一類則是每一次試驗都是針對單一控制參數(shù)，單一控制方法，無法在 線調(diào)參，也無法實時切換不同控制方法進(jìn)行效果對比，每次驗證后均需要重新停機，修改參 數(shù)或者控制算法后再重新啟動，非常繁瑣，浪費大量的經(jīng)濟成本與時間成本。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種具有結(jié)構(gòu)簡單、控制模 塊可剪裁、測試便捷以及傳輸方便的零動量輪摩擦抑制與抵消驗證系統(tǒng)，利用該系統(tǒng)可以 為使用零動量輪作為執(zhí)行機構(gòu)的航天器提供高精度、高可靠性的姿態(tài)控制算法地面驗證與 測試。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種零動量輪摩擦抑制與抵消驗證系統(tǒng)，其特征在于 包括：氣浮臺、電源、臺載無線傳輸單元、零動量輪、實時仿真目標(biāo)機、光纖陀螺、遙測遙控終 端、可剪裁式控制模塊、姿態(tài)確定模塊，其中可剪裁式控制模塊由摩擦觀測器和反饋控制器 構(gòu)成；所述氣浮臺用于模擬航天器的動力學(xué)與運動學(xué)；所述電源用于為氣浮臺搭載的零動 量輪、實時仿真目標(biāo)機以及光纖陀螺提供正常工作的電壓；所述臺載無線傳輸單元用于接 收遙測遙控終端的控制指令，用于調(diào)整實時仿真目標(biāo)機中運行的可剪裁式控制模塊的摩擦 觀測器和反饋控制器參數(shù)以及切換不同類型反饋控制器，便于進(jìn)行不同控制算法控制效果 對比，同時也將實時仿真目標(biāo)機中的航天器姿態(tài)數(shù)據(jù)發(fā)送到遙測遙控終端用于數(shù)據(jù)記錄及 顯示；所述零動量輪用于實時執(zhí)行力矩指令；所述實時仿真目標(biāo)機用于可剪裁式控制模塊 和姿態(tài)確定模塊的實時仿真；所述光纖陀螺用于測定當(dāng)前時刻氣浮臺的姿態(tài)角以及姿態(tài)角 速度；光纖陀螺實時感知氣浮臺當(dāng)前的姿態(tài)角與姿態(tài)角速度，獲取航天器的姿態(tài)信息，將姿 態(tài)信息傳遞給實時仿真目標(biāo)機中的姿態(tài)確定模塊，并與期望姿態(tài)進(jìn)行比較，繼而將偏差信 息傳遞給實時仿真目標(biāo)機中可剪裁式控制模塊，可剪裁式控制模塊進(jìn)行解算，此后將解算 產(chǎn)生的控制力矩傳遞給零動量輪，零動量輪運轉(zhuǎn)并驅(qū)動氣浮臺進(jìn)行相應(yīng)運動，最后氣浮臺 姿態(tài)又被光纖陀螺進(jìn)行感知，完成一次完整的信息傳遞，構(gòu)成了完整的航天器姿態(tài)控制回 路；所述的遙測遙控終端包括遙測遙控計算機和遠(yuǎn)端無線傳輸單元，用于遠(yuǎn)程控制實時仿 真目標(biāo)機中的可剪裁式控制模塊，用于可剪裁式控制模塊中摩擦觀測器和反饋控制器參數(shù) 的修改以及不同類別反饋控制器的切換，并接收和處理實時仿真目標(biāo)機回傳的姿態(tài)信息；
[0006] 所述的姿態(tài)確定模塊運行在實時仿真目標(biāo)機中，用于接收當(dāng)前的氣浮臺姿態(tài)信息 并進(jìn)行解算，并與期望的姿態(tài)信息進(jìn)行對比，生成姿態(tài)偏差信息并將其傳遞至實時仿真目 標(biāo)機中的可剪裁式控制模塊；
[0007] 所述可剪裁式控制模塊運行在實時仿真目標(biāo)機中，用于接收實時仿真目標(biāo)機中姿 態(tài)確定模塊傳遞的姿態(tài)偏差信息，經(jīng)過可剪裁式控制模塊計算后，生成控制指令，并將控制 指令傳遞至零動量輪，控制零動量輪進(jìn)行運轉(zhuǎn)，完成航天器系統(tǒng)姿態(tài)控制；
[0008] 所述可剪裁式控制模塊由摩擦觀測器和反饋控制器組成，摩擦觀測器對零動量輪 的摩擦干擾進(jìn)行估計并補償，反饋控制器完成系統(tǒng)鎮(zhèn)定以及對系統(tǒng)存在的不確定性干擾進(jìn) 4丁抑制；
[0009] 所述摩擦觀測器對零動量輪的摩擦干擾進(jìn)行估計并補償，具體實施步驟如下：
[0010] 第一步，建立通用的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)狀態(tài)空間模型
[0011] 針對一般航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)，其狀態(tài)空間具體表征為：
[0012]

【權(quán)利要求】
1. 一種零動量輪摩擦抑制與抵消驗證系統(tǒng)，其特征在于包括：氣浮臺、電源、臺載無線 傳輸單元、零動量輪、實時仿真目標(biāo)機、光纖陀螺、遙測遙控終端、可剪裁式控制模塊、姿態(tài) 確定模塊，其中可剪裁式控制模塊由摩擦觀測器和反饋控制器構(gòu)成；所述氣浮臺用于模擬 航天器的動力學(xué)與運動學(xué)；所述電源用于為氣浮臺搭載的零動量輪、實時仿真目標(biāo)機以及 光纖陀螺提供正常工作的電壓；所述臺載無線傳輸單元用于接收遙測遙控終端的控制指 令，用于調(diào)整實時仿真目標(biāo)機中運行的可剪裁式控制模塊的摩擦觀測器和反饋控制器參數(shù) 以及切換不同類型反饋控制器，便于進(jìn)行不同控制算法控制效果對比，同時也將實時仿真 目標(biāo)機中的航天器姿態(tài)數(shù)據(jù)發(fā)送到遙測遙控終端用于數(shù)據(jù)記錄及顯示；所述零動量輪用于 實時執(zhí)行力矩指令；所述實時仿真目標(biāo)機用于可剪裁式控制模塊和姿態(tài)確定模塊的實時仿 真；所述光纖陀螺用于測定當(dāng)前時刻氣浮臺的姿態(tài)角以及姿態(tài)角速度；光纖陀螺實時感知 氣浮臺當(dāng)前的姿態(tài)角與姿態(tài)角速度，獲取航天器的姿態(tài)信息，將姿態(tài)信息傳遞給實時仿真 目標(biāo)機中的姿態(tài)確定模塊，并與期望姿態(tài)進(jìn)行比較，繼而將偏差信息傳遞給實時仿真目標(biāo) 機中可剪裁式控制模塊，可剪裁式控制模塊進(jìn)行解算，此后將解算產(chǎn)生的控制力矩傳遞給 零動量輪，零動量輪運轉(zhuǎn)并驅(qū)動氣浮臺進(jìn)行相應(yīng)運動，最后氣浮臺姿態(tài)又被光纖陀螺進(jìn)行 感知，完成一次完整的信息傳遞，構(gòu)成了完整的航天器姿態(tài)控制回路；所述的遙測遙控終端 包括遙測遙控計算機和遠(yuǎn)端無線傳輸單元，用于遠(yuǎn)程控制實時仿真目標(biāo)機中的可剪裁式控 制模塊，用于可剪裁式控制模塊中摩擦觀測器和反饋控制器參數(shù)的修改以及不同類別反饋 控制器的切換，并接收和處理實時仿真目標(biāo)機回傳的姿態(tài)信息； 所述的姿態(tài)確定模塊運行在實時仿真目標(biāo)機中，用于接收當(dāng)前的氣浮臺姿態(tài)信息并進(jìn) 行解算，并與期望的姿態(tài)信息進(jìn)行對比，生成姿態(tài)偏差信息并將其傳遞至實時仿真目標(biāo)機 中的可剪裁式控制模塊； 所述可剪裁式控制模塊運行在實時仿真目標(biāo)機中，用于接收實時仿真目標(biāo)機中姿態(tài)確 定模塊傳遞的姿態(tài)偏差信息，經(jīng)過可剪裁式控制模塊計算后，生成控制指令，并將控制指令 傳遞至零動量輪，控制零動量輪進(jìn)行運轉(zhuǎn)，完成航天器系統(tǒng)姿態(tài)控制； 所述可剪裁式控制模塊由摩擦觀測器和反饋控制器組成，摩擦觀測器對零動量輪的摩 擦干擾進(jìn)行估計并補償，反饋控制器完成系統(tǒng)鎮(zhèn)定以及對系統(tǒng)存在的不確定性干擾進(jìn)行抑 制； 所述摩擦觀測器對零動量輪的摩擦干擾進(jìn)行估計并補償，具體實施步驟如下： 第一步，建立通用的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)狀態(tài)空間模型 針對一般航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)，其狀態(tài)空間具體表征為：
其中，X(t)為航天器系統(tǒng)的狀態(tài)，A為航天器系統(tǒng)矩陣，B陣為航天器系統(tǒng)的輸入矩 陣，C陣為航天器系統(tǒng)的輸出矩陣，u(t)為可剪裁式控制模塊輸出，d(t)為姿態(tài)控制系統(tǒng)中 存在的無模型的零動量輪摩擦干擾，y(t)為系統(tǒng)的輸出；式中對于無模型的零動量輪摩擦 d(t)表征為：
第二步，設(shè)計摩擦觀測器 對于上述無模型零動量輪摩擦干擾，設(shè)計摩擦觀測器，對摩擦干擾的估計表征為：
式中L為摩擦觀測器增益，J⑴為零動量輪摩擦干擾的估計值，由于航天器系統(tǒng)的部分 狀態(tài)的導(dǎo)數(shù)在真實物理系統(tǒng)中是不可測定，無法獲取，因此將上式轉(zhuǎn)化為：
定義摩擦觀測器的輔助變量z (t)和p (X)，有：
得到摩擦觀測器，表征如下：
第三步，選取反饋控制器及對應(yīng)的控制律 在完成干擾估計基礎(chǔ)上，再根據(jù)實際對象選取一種反饋控制器，同時選取對應(yīng)的控制 律為：
其中，^ (t)為所選定的反饋控制器的輸出，從而完成航天器系統(tǒng)的姿態(tài)控制。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種零動量輪摩擦抑制與抵消驗證系統(tǒng)，其特征在于：所述 遙測遙控模塊包括遙測遙控計算機與遠(yuǎn)端無線傳輸單元，遙測遙控計算機用于實時求取可 剪裁式控制模塊中反饋控制器與摩擦觀測器的增益，并通過遠(yuǎn)端無線傳輸單元與臺載無線 傳輸單元實時完成所求控制器增益的傳遞，達(dá)到實時修改實時仿真目標(biāo)機中運行的可剪裁 式控制模塊中反饋控制器與摩擦觀測器增益的目的；此外還可以通過無線傳輸?shù)姆绞?，遠(yuǎn) 程遙控實時仿真目標(biāo)機中運行的可剪裁式控制模塊中不同反饋控制器的切換，能夠在不進(jìn) 行硬件回路更改，系統(tǒng)不重啟的基礎(chǔ)上，實現(xiàn)多組不同控制算法的驗證分析與對比；此外遙 測遙控計算機還用于接收遠(yuǎn)端無線傳輸單元傳遞的姿態(tài)數(shù)據(jù)，并完成數(shù)據(jù)的存儲及處理； 所述的遠(yuǎn)端無線傳輸單元用于完成與臺載無線傳輸單元的無線通訊，完成遙測遙控計算機 發(fā)送的調(diào)參與切換控制指令，同時也用于從臺載無線傳輸單元接收實時仿真目標(biāo)機中解算 的航天器姿態(tài)數(shù)據(jù)，并傳遞給遙測遙控計算機。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種零動量輪摩擦抑制與抵消驗證系統(tǒng)，其特征在于：所述 的反饋控制器并不固定，可以根據(jù)實際任務(wù)需求選取反饋控制器，搭配摩擦觀測器構(gòu)成整 體的可剪裁式控制模塊完成對航天器系統(tǒng)的姿態(tài)控制。
【文檔編號】G05B23/02GK104155969SQ201410363901
【公開日】2014年11月19日 申請日期:2014年7月28日 優(yōu)先權(quán)日:2014年7月28日
【發(fā)明者】郭雷, 張培喜, 喬建忠, 李文碩, 徐建偉 申請人:北京航空航天大學(xué)