本發(fā)明涉及一種基于內(nèi)模原理的大型組合體姿態(tài)控制方法，屬于航天器控制領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

如圖1所示，普通航天器質(zhì)量最多只有幾噸，發(fā)射入軌后，帆板展開，利用噴氣系統(tǒng)或角動量執(zhí)行機(jī)構(gòu)，如控制力矩陀螺、飛輪進(jìn)行姿態(tài)控制?？臻g環(huán)境力矩導(dǎo)致角動量執(zhí)行機(jī)構(gòu)的角動量積累后，利用磁力矩器或噴氣進(jìn)行角動量卸載。

大型組合體航天器質(zhì)量達(dá)到百噸至千噸噸量級，通過多次發(fā)射入軌，在軌對接形成完整的航天器，尺寸達(dá)到數(shù)公里至數(shù)十公里，相對普通航天器，大型組合體轉(zhuǎn)動慣量高出幾個數(shù)量級，這導(dǎo)致其受到的環(huán)境干擾遠(yuǎn)大于普通航天器。普通航天器在進(jìn)行姿態(tài)控制時，采用磁力矩器對角動量執(zhí)行機(jī)構(gòu)的角動量卸載，而工程上不存在與大型組合體干擾相匹配的磁力矩器，因此如何對其姿態(tài)控制的角動量執(zhí)行機(jī)構(gòu)進(jìn)行卸載，是必須解決的問題。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的上述不足，提供一種基于內(nèi)模原理的大型組合體姿態(tài)控制方法，利用內(nèi)模原理，對環(huán)境力矩的各頻率成份幅值進(jìn)行辨識，利用LQR方法設(shè)計狀態(tài)空間系統(tǒng)的反饋控制器，實現(xiàn)了利用重力梯度力矩、氣動力矩的大型組合體的姿態(tài)控制。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種基于內(nèi)模原理的大型組合體姿態(tài)控制方法，包括以下步驟：

(1)定義軌道坐標(biāo)系XYZ，設(shè)原點位于航天器質(zhì)心，Z軸指向地心，X軸指向飛行方向，Y軸與X、Z軸形成直角坐標(biāo)系；本體坐標(biāo)系X₀Y₀Z₀，原點位于組合體的質(zhì)心，X₀軸、Y₀軸、Z₀軸分別對應(yīng)與X軸、Y軸、Z軸平行；航天器的角動量為：

其中，上標(biāo)n表示在軌道系內(nèi)表示的變量，為標(biāo)稱角動量，表示為：

其中，Jⁿ為星體轉(zhuǎn)動慣量，設(shè)在組合體本體坐標(biāo)系內(nèi)的轉(zhuǎn)動慣量為J，從軌道坐標(biāo)系到組合體本體坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣為A_bn，則：

ω₀為軌道角速度的大?。粸橛捎趯嶋H存在星體姿態(tài)角速度而引起的波動角動量；

對角動量方程求導(dǎo)，得軌道系內(nèi)星體的姿態(tài)動力學(xué)方程：

其中，Tⁿ為重力梯度力矩氣動力矩控制力矩組成的外作用力矩；

(2)對重力梯度力矩和氣動力矩進(jìn)行建模,在姿態(tài)小角度假設(shè)下，重力梯度力矩表示為：

為三軸姿態(tài)；

對氣動力矩建模，具有如下形式：

其中，r_aero＝[r_x r_y r_z]^T為氣動力壓心到星體質(zhì)心的距離，f_aero＝[f_x f_y f_z]^T為氣動力；

(3)系統(tǒng)姿態(tài)運動學(xué)方程表示為

右上標(biāo)×代表三維列陣的斜對角陣，下標(biāo)nb代表本體坐標(biāo)系相對軌道坐標(biāo)系的變量；

(4)控制力矩陀螺的角動量動力學(xué)方程為：

其中，上標(biāo)n表示變量在軌道系內(nèi)表示，下標(biāo)in代表軌道系相對慣性系的角速度，

(5)由于航天器在軌運動時，干擾力矩由常值和軌道角速度的倍頻成分構(gòu)成，在已知其頻率情況下，采用如下形式的內(nèi)模原理對干擾力矩建模：

f是基于內(nèi)模原理的濾波變量；令u＝θ_x,θ_y,θ_z或u＝h_cx,h_cy,h_cz，即分別對θ_x,θ_y,θ_z,h_cx,h_cy,h_cz的相應(yīng)頻率成份完成建模；

(6)構(gòu)建聯(lián)合動力學(xué)方程；將上面的姿態(tài)動力學(xué)、姿態(tài)運動學(xué)、控制力矩陀螺的角動量動力學(xué)方程聯(lián)立，同時根據(jù)內(nèi)模原理，加入可以抑制指定頻率造成干擾的濾波變量，得到如下狀態(tài)空間形式的方程

其中：

I為單位陣；

f0表示可以抑制常值成份的外力矩對或造成干擾的濾波變量，f11、f12表示用于抑制1倍軌道角速度頻率成份的外力矩對或造成干擾的濾波變量；f21、f22表示用于抑制2倍軌道角速度頻率成份的外力矩對或造成干擾的濾波變量；A_0h、A_0θ、A_11h、A_11θ、A_12h、A_12θ、A_21h、A_21θ、A_22h、A_22θ為系數(shù)矩陣；

(7)上面的聯(lián)合動力學(xué)方程式為一個標(biāo)準(zhǔn)的狀態(tài)空間方程，采用LQR方法，設(shè)計相應(yīng)的反饋控制器，執(zhí)行機(jī)構(gòu)執(zhí)行反饋控制器指令，實現(xiàn)姿態(tài)控制。

步驟(7)中所述的反饋控制器形式為：

其中，K_orb是如下Riccati方程的解：

A^TS+SA-SBB^TS+Q＝0

其中，Q為五行五列的正定矩陣，根據(jù)選取的Q計算得到S；

K_orb＝BS^T。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下優(yōu)點：

(1)針對目前大型航天器進(jìn)行執(zhí)行機(jī)構(gòu)角動量卸載時，只能進(jìn)行噴氣的方法，本方法實際上是將環(huán)境力矩納入到系統(tǒng)設(shè)計當(dāng)中，利用了環(huán)境力矩來進(jìn)行角動量卸載，達(dá)到了不需消耗燃料工質(zhì)的目的，極大地降低了航天器在軌運行的成本；

(2)相對于配置磁力矩器的普通航天器，而磁力矩器功率大，需要消耗電能，本發(fā)明中不需要航天器配置磁力矩器，從而使對航天器平臺的功率要求降低，可以配置更小的太陽能帆板，進(jìn)一步降低航天器系統(tǒng)的復(fù)雜程度；

(3)由于本發(fā)明中不需要磁力矩器與噴氣系統(tǒng)進(jìn)行執(zhí)行機(jī)構(gòu)的角動量卸載，因此可作為普通航天器的磁力矩器或噴氣系統(tǒng)出現(xiàn)故障后的一種備份控制方法。

附圖說明

圖1為基于環(huán)境力矩的航天器姿態(tài)控制示意圖；

圖2為本發(fā)明姿態(tài)控制器原理框圖。

具體實施方式

本發(fā)明姿態(tài)控制器原理框圖如圖2所示，具體步驟為：

(1)首先定義軌道坐標(biāo)系，其原點位于航天器質(zhì)心，Z軸指向地心，X軸指向飛行方向，Y軸與X、Z軸形成直角坐標(biāo)系。航天器的角動量可寫成：

其中，上標(biāo)n表示在軌道系內(nèi)表示的變量，是標(biāo)稱角動量，是常值，可表示為：

其中，Jⁿ為星體轉(zhuǎn)動慣量，它可由本體系內(nèi)的轉(zhuǎn)動慣量轉(zhuǎn)換得到，設(shè)在本體系內(nèi)的轉(zhuǎn)動慣量為J，從軌道系到本體系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣為A_bn，則：

ω₀為軌道角速度的大小。為由于實際存在星體姿態(tài)角速度而引起的波動角動量。

對(1)式求導(dǎo)，可得軌道系內(nèi)星體的姿態(tài)動力學(xué)方程：

其中，Tⁿ為重力梯度力矩氣動力矩控制力矩組成的外作用力矩。

(2)對重力梯度力矩和氣動力矩進(jìn)行建模,在姿態(tài)小角度假設(shè)下，重力梯度力矩可表示為：

對氣動力矩建模，具有如下形式：

其中，r_aero＝[r_x r_y r_z]^T為氣動力壓心到星體質(zhì)心的距離，f_aero＝[f_x f_y f_z]^T為氣動力，可以通過大氣密度、迎流面積計算得到，氣動力矩可寫成兩部分，一部分是T_ax0、T_ay0、T_az0，是與姿態(tài)無關(guān)的常值部分，另一部分是與姿態(tài)相關(guān)的變量部分，r_ax、r_ay、r_az為氣動力在星體上的平均作用力矩，當(dāng)姿態(tài)偏差為0時，該部分為0，為三軸姿態(tài)。

(3)系統(tǒng)姿態(tài)運動學(xué)方程可表示為

右上標(biāo)×代表三維列陣的斜對角陣，如表示的斜對角矩陣，即

下標(biāo)nb代表本體系相對軌道系的變量。

(4)控制力矩陀螺的角動量動力學(xué)方程為：

其中，上標(biāo)n表示變量在軌道系內(nèi)表示，下標(biāo)in代表軌道系相對慣性系的角速度上，

(5)由于航天器在軌運動時，干擾力矩由常值和軌道角速度的倍頻成分構(gòu)成，在已知其頻率情況下，采用如下形式的內(nèi)模原理對其建模，

f是基于內(nèi)模原理的濾波變量；令u＝θ_x,θ_y,θ_z或u＝h_cx,h_cy,h_cz，即分別對θ_x,θ_y,θ_z,h_cx,h_cy,h_cz的相應(yīng)頻率成份完成建模；

(6)將上面的姿態(tài)動力學(xué)、姿態(tài)運動學(xué)、控制力矩陀螺的角動量動力學(xué)方程聯(lián)立，同時根據(jù)內(nèi)模原理，加入可以抑制指定頻率造成干擾的濾波變量，考慮到3ω₀頻率成份一般幅值比較小，且不會導(dǎo)致執(zhí)行機(jī)構(gòu)的角動量積累，組建聯(lián)合方程時，暫不將該頻率成份建模到系統(tǒng)中，得到如下狀態(tài)空間形式的方程

$\stackrel{\·}{X}=AX+{\mathrm{BT}}_c^n+D$

其中：

f0表示可以抑制常值成份的外力矩對或造成干擾的濾波變量，f11、f12表示用于抑制1倍軌道角速度頻率成份的外力矩對或造成干擾的濾波變量、f21、f22表示用于抑制2倍軌道角速度頻率成份的外力矩對或造成干擾的濾波變量；具體可通過A_0h、A_0θ、A_11h、A_11θ、A_12h、A_12θ、A_21h、A_21θ、A_22h、A_22θ設(shè)置，本專利中，采用如下設(shè)置，以保證抑制指定頻率對的影響：

(7)上面的聯(lián)合動力學(xué)方程式是一個標(biāo)準(zhǔn)的狀態(tài)空間方程，采用LQR方法，設(shè)計相應(yīng)的反饋控制器，執(zhí)行機(jī)構(gòu)執(zhí)行反饋控制器指令，實現(xiàn)姿態(tài)控制；反饋控制器形式為：

K_orb是如下Riccati方程的解：

A^TS+SA-SBB^TS+Q＝0

其中，Q為五行五列的正定矩陣，根據(jù)選取的Q計算得到S。

K_prb＝BS^T

本方法將航天器的重力梯度力矩、氣動力矩同時進(jìn)行建模，將執(zhí)行機(jī)構(gòu)的角動量方程與傳統(tǒng)的姿態(tài)動力學(xué)方程進(jìn)行聯(lián)立，同時實現(xiàn)航天器三軸姿態(tài)與角動量控制。

解決了沒有配置磁力矩器的大型組合體航天器在軌控制的可行性問題，可以應(yīng)用于沒有配置磁力矩器的航天器，包括未來我國計劃發(fā)展的太陽能電站、空間電梯等，也可以作為普通航天器在磁力矩器故障情況下的解決方案。

本發(fā)明中涉及的計算量不大，所需要的參數(shù)都可以獲取，控制器形狀態(tài)緊湊，均可以在軌實現(xiàn)。

本發(fā)明未詳細(xì)說明部分屬本領(lǐng)域技術(shù)人員公知常識。