一種無角速度測量對地定向空間站的角動量管理方法
【專利摘要】一種無角速度測量對地定向空間站的角動量管理方法，基于自抗擾思想設(shè)計一個可以在空間站測量系統(tǒng)的角速率陀螺失效情況下仍能正常運行的控制方案。首先離線根據(jù)極點配置的線性二次型調(diào)節(jié)器設(shè)計系統(tǒng)的基本控制器，然后在本體系三軸分別設(shè)計一個3階線性擴(kuò)張狀態(tài)觀測器以觀測角速度和外擾，同時離線預(yù)調(diào)得到各觀測器的相關(guān)參數(shù)。隨后將設(shè)計的基本控制器和觀測器參數(shù)上傳到星載計算機(jī)，由星載計算機(jī)姿態(tài)控制單元根據(jù)設(shè)計的基本觀測器在線實時估計無法由測量系統(tǒng)提供的姿態(tài)角速度和氣動力矩，同時在線辨識氣動力矩參數(shù)，最后根據(jù)設(shè)計的控制律和補償算法，對氣動力矩進(jìn)行合理的補償，實現(xiàn)對地定向空間站在無角速度測量情況下的姿態(tài)控制和角動量管理。
【專利說明】
_種無角速度測量對地定向空間站的角動量管理方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明屬于航天器姿態(tài)控制領(lǐng)域，涉及一種空間站的姿態(tài)控制和角動量管理方 法。
【背景技術(shù)】
[0002] 空間站作為大型復(fù)雜的航天器，其質(zhì)量很大，受到的氣動力矩強達(dá)10Nm，由此使得 空間站的執(zhí)行機(jī)構(gòu)一一控制力矩陀螺因快速飽和而需要頻繁卸載。如果采用磁力矩器進(jìn)行 卸載，那么需要設(shè)計7KW的磁力矩器，而這在工程上還無法實現(xiàn)。因此只能采用噴氣卸載的 方式，該方式會導(dǎo)致燃料的頻繁消耗，影響空間站的在軌壽命。長壽命的設(shè)計要求使得空間 站需要在姿態(tài)控制的同時進(jìn)行角動量的管理。
[0003] NASA在研制國際空間站期間，提出了基于內(nèi)模原理的實時角動量管理方案，實現(xiàn) 了對地定向空間站本體系和軌道系下的姿態(tài)控制和角動量管理。北京控制工程研究所在我 國空間站預(yù)研期間也提出了基于內(nèi)模原理的慣性系中的角動量管理方法。對于對地定向空 間站，采用內(nèi)模原理進(jìn)行角動量管理需要將系統(tǒng)擴(kuò)到24維，并設(shè)計一個3X24維的控制器， 并且無法實現(xiàn)在測量系統(tǒng)角速率陀螺失效情況下空間站的姿態(tài)控制和角動量管理。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種對地定向模式下空 間站在本體系下的姿態(tài)控制和角動量管理方法，可以在實現(xiàn)控制目標(biāo)的同時維持控制力矩 陀螺角動量不積累，并保證空間站在無角速度測量的情況下也可以繼續(xù)正常工作。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種無角速度測量對地定向空間站的角動量管理方 法，包括如下步驟：
[0006] (1)運用基于極點配置的線性二次型調(diào)節(jié)器設(shè)計空間站無干擾情況下姿態(tài)控制和 角動量管理的基本控制器K;
[0007] (2)在空間站三軸姿態(tài)控制通道設(shè)計一個3階的線性擴(kuò)張狀態(tài)觀測器，并通過調(diào)試 得到三軸各觀測器的設(shè)計參數(shù)βη，私2，隊3，i = X，y，z，其中X為滾動軸，y為俯仰軸，z為偏航 軸；
[0008] (3)利用星敏感器實時測量得到空間站本體相對軌道的姿態(tài)角θχθγθ ζ，從空間站的 三軸控制力矩陀螺實時獲取其角動量hx hy hz;
[0009] (4)根據(jù)步驟(2)設(shè)計的線性擴(kuò)張狀態(tài)觀測器以及步驟(3)獲取的不同時刻的空間 站姿態(tài)信息，估計得到空間站三軸各自所受的外擾參數(shù)，并根據(jù)所述外擾參數(shù)計算得到各 軸需補償?shù)母蓴_分量Δ uxd Δ Uyd Δ uzd，以及角動量管理通道需抵消的角動量分量Δ hx Δ hy Δ hz；
[0010] (5)利用如下控制器計算得到空間站三軸對應(yīng)的控制力矩ux uy uz;
[0011] 控制器如下：
[0012] Ux=-kxii9x-kxi2zx2-kxi3( Jhx+J" Δ hx)_kxi4(hx+Δ hx)
[0013] -kzii0z_kzi2Zz2_kzi3(/hz+/ Δ hz)_kzi4(hz+ Δ hz)_(_zxb)
[001 4] Uy = _kyl9y-ky2Zy2_ky3(Jhy+J Δ hy)_ky4(hy+ Δ hy)_(_Zyc)
[0015] Uz = -kx2i0x-kx22Zx2-kx23(/hx+/ a hx)-kx24(hx+ Δ hx)
[0016] -kz210z_kz22Zz2_kz23(/hz+/ Δ hz)_kz24(hz+ Δ hz)_(_Zzb)
[0017]
>Ky=[kyl ky2 ky3 ky4]為俯仰軸基本控制器的參數(shù)，
為滾動軸和偏航軸基本控制器的參數(shù)。
[0018] 所述步驟(1)中基本控制器K的設(shè)計方法如下：
[0019] (11)輸入系統(tǒng)矩陣A，輸入矩陣B，獲得矩陣A的維數(shù)η，獲得矩陣B的列數(shù) m ;對于俯仰軸，A = A y，B = B y ;對于滾動軸和偏航軸，A = A x z，B = Β χ ζ ;其中

ω。為空間站的軌道角速率，Ιχ Iy Ιζ分別為空間站滾動軸、俯仰軸和偏航軸的主慣量；
[0022] (12)判斷Α是否滿足相對穩(wěn)定度：/、=U···"，其中Re(Ak(A))表示 系統(tǒng)矩陣A的各特征根的實部；
[0023] 如果滿足，則給Riccati方程的變量賦初值γ 〇= 1，j = 1，Aj=A，PQ = 0n，QQ = 0n;
[0024] 如果不滿足，則令Q〇 = On，R=Idm，其中0n為η階零陣，Idm為m階的單位陣，求解如下 的Riccati方程得到P〇;
[0026] 然后令γ 〇=1，j = l，Α」=Α-γ 〇BR-^Ρο,其中他為打階的單位陣；
[0027] (13)求解如下的Riccati方程得到Qj
[0028] QjBr1BTQj-Qj(-Aj2)-(-Aj 2)TQj = On；
[0029] (14)令c = 0.5trace(BR-4?)，trace為求解矩陣的跡；
[0030]若c = 0則轉(zhuǎn)入步驟（15);
[0031]否則求解下式得到Pj
[0032] PjBR-1BTPj-PjA-ATPj-Qj = On
[0033] 然后令8 = ，b = trace(BR-^TPjAj)， Aj+1=Aj- γ jBR-VPj，j = j+1，回至lj步驟（13);
[0035] 如果滿足，貝|J令pj+1 = 〇, γ j+1 = 〇;
[0036] 如果不滿足，則求解如下Riccati方程得到Pj+1，
[0038] 然后令 γ j+1 = i，Aj+1=Aj_ γ j+iBR-VPj+i;
[0039]
對于俯仰軸對應(yīng)計算得到Ky，對于滾動軸和偏航 軸，對應(yīng)計算得到Kxz。
[0040] 所述步驟(2)中的線性擴(kuò)張狀態(tài)觀測器為：
[0042]
，系數(shù)隊1，隊2，隊3 保證多項式s3+0iis2+0i2s+0i3是Hurwitz的，空間站三軸控制力矩陀螺輸出的控制力矩為u = [ux uy uz]T,
[0045]所述步驟(4)中估計得到空間站三軸各自的外擾參數(shù)的方法為：
[0046] (41)將各軸的理論外擾總和記為Wit = -biWi，本體系中空間站三軸所受氣動力矩 為W=[WX Wy WZ]T，然后將Wi分解為如下形式表達(dá)，
[0047] wi = ai〇+aiisin( ω 〇t)+ai2sin(2 ω 〇t)
[0048] 其中aiQ為i軸氣動力矩常值分量部分，au，ai2Si軸氣動力矩各軌道頻率諧波分量 部分，定義Z,./,=弋,，心sin(^)十心sin(2叫/);
[0049] (42)利用觀測器在線運行得到以1〇4仏+1)，〖〇^2)時刻對應(yīng)的氣動干擾力矩213 [t(k)]Zl3[t(k+l)]Zl3[t(k+2)]，運用下式得到氣動力矩參數(shù)的估計值，
[0051] (43)采用如下公式計算補償?shù)母蓴_分量，以及角動量管理通道要抵消的角動量分 量，
[0054]本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點在于:本發(fā)明基于自抗擾的思想設(shè)計了空間站的姿 態(tài)控制和角動量管理方案。針對對地定向模式下空間站的滾動與俯仰/偏航解耦的動力學(xué) 模型，設(shè)計了一種無需對系統(tǒng)擴(kuò)維的姿態(tài)控制和角動量管理方法，通過設(shè)計一個在線的3階 擴(kuò)張狀態(tài)觀測器實時獲得空間站的姿態(tài)角速度和所受外部氣動力矩的觀測值，并在控制器 中補償氣動力矩，可以在實現(xiàn)姿態(tài)控制目標(biāo)的同時維持控制力矩陀螺角動量不積累，還可 以提供角速度觀測值作為空間站角速率陀螺故障時的備用控制方案，從而實現(xiàn)無角速率陀 螺空間站的姿態(tài)控制和角動量管理。
【附圖說明】
[0055]圖1為本發(fā)明方法的流程圖。
【具體實施方式】
[0056]本發(fā)明的基本思想是避免采用內(nèi)模原理擴(kuò)充系統(tǒng)維數(shù)，而是基于自抗擾的思想設(shè) 計一個可以在測量系統(tǒng)角速率陀螺失效情況下仍能正常運行的控制方案。首先離線根據(jù)極 點配置的線性二次型調(diào)節(jié)器設(shè)計系統(tǒng)的基本控制器K y和Kxz，然后在本體系三軸分別設(shè)計一 個3階線性擴(kuò)張狀態(tài)觀測器以觀測角速度和外擾，同時離線預(yù)調(diào)得到各觀測器的相關(guān)參數(shù)。 隨后將設(shè)計的基本控制器和觀測器參數(shù)上傳到星載計算機(jī)，由星載計算機(jī)的姿態(tài)控制單元 根據(jù)設(shè)計的基本觀測器在線實時估計無法由測量系統(tǒng)提供的姿態(tài)角速度和氣動力矩，同時 在線辨識氣動力矩參數(shù)，最后根據(jù)設(shè)計的控制律和補償算法，對氣動力矩進(jìn)行合理的補償， 實現(xiàn)對地定向空間站在無角速度測量情況下的姿態(tài)控制和角動量管理。
[0057] 如圖1所示，為本發(fā)明方法的流程框圖，主要包括以下步驟：
[0058] (1)首先定義空間站本體坐標(biāo)系Sb(Oxyz):其原點在空間站的質(zhì)心0，X軸沿空間站 內(nèi)某特征軸的方向，z軸也為空間站內(nèi)某特征軸的方向，y軸與其它兩軸構(gòu)成右手坐標(biāo)系。一 般的，三軸通常取為空間站慣性主軸的方向，即X軸為滾動軸，y軸為俯仰軸，z軸為偏航軸。
[0059] 定義本體系中空間站的主慣量為[Ix Iy Iz]，對應(yīng)三軸控制力矩陀螺的角動量h=[hx hy hz]T，輸出的控制力矩為u=[ux Uy uz]T，設(shè)本體系中空間站三軸所受氣動力矩為w=[wx Wy WZ]T，空間站本體相對軌道的滾動角、俯仰角與偏航角為θ = [θχ θγ θζ]τ，角速度為 空間站的軌道角速率為《。，俯仰軸的狀態(tài)變量七=?~~f 滾動軸的狀態(tài)變量·χν=之武.\ ，偏航軸的狀態(tài)變量&= Α4 .，滾 動/偏航軸狀態(tài)變量
[0060] 在本體系中建立空間站的俯仰軸與滾動/偏航軸解耦的動力學(xué)方程為：
[0066]忽略微小慣量積可得到俯仰軸和滾動/偏航軸解耦的動力學(xué)方程。上述動力學(xué)方 程中
第一行是本體系空間站i軸的姿態(tài)角動力學(xué)表達(dá)，i = x，y，z，第二行是本體系空 間站i軸的姿態(tài)角速度的動力學(xué)表達(dá)，這前兩行組成了空間站的姿態(tài)控制通道，第三行是本 體系空間站i軸控制力矩陀螺的角動量積分動力學(xué)表達(dá)，第四行是本體系空間站i軸控制力 矩陀螺角動量的動力學(xué)方程，這后兩行組成了空間站的角動量管理通道。
[0067] 除此之外，各軸的氣動干擾力矩在本體系中可以分解成常值分量加諧波分量的形 式如下：
[0068] wi = ai〇+aiisin( ω 〇t)+ai2sin(2 ω 〇t)
[0069]其中ai〇為i軸氣動力矩常值分量部分，au，ai2為i軸氣動力矩各軌道頻率諧波分量 部分。
[0070] (2)鑒于以往的空間站姿態(tài)控制和角動量管理都是運用內(nèi)模原理并結(jié)合基于極點 配置的線性二次型調(diào)節(jié)器設(shè)計控制方案，本發(fā)明方法運用基于極點配置的線性二次型調(diào)節(jié) 器設(shè)計空間站無擾情況下的俯仰軸基本控制器Ky=[kyl ky2 ky3 ky4] = {kym}，me{l，2,3， 4}，滾動/偏航軸耦合的基本控制器
pe {11,12,13,14} ,qe {21,22,23,24} 〇
[0071] 對于如下所示的線性時不變系統(tǒng)
[0072] x(〇 -- Ax(/) + Bu(〇
[0073] 其中x(t)為η維列向量，u(t)為m維列向量，A是系統(tǒng)矩陣，B是系統(tǒng)輸入矩陣。
[0074]線性二次型最優(yōu)控制(LQR)即為設(shè)計一個輸入量u(t)使得如下的性能指標(biāo)最小
[0076] 其中Q為ηΧη的非負(fù)陣，R為mXm的正定陣。
[0077] 滿足如上性能指標(biāo)的u(t)的最優(yōu)解為
[0078] u(t) =-Kx(t) =-R_1BTPx(t)
[0079] 其中P為ηΧη的非負(fù)陣，是如下Riccati方程的解：
[0080] ΡΒΚ_1ΒτΡ-ΡΑ-ΑτΡ-Θ = Οη
[0081 ]經(jīng)過反饋控制輸入后的閉環(huán)系統(tǒng)變?yōu)?br>[0082] i(t) = (A - BK)x(t)
[0083] 基于極點配置的線性二次型調(diào)節(jié)器設(shè)計方法詳細(xì)介紹如下。
[0084] Stepl ：
[0085] 輸入系統(tǒng)矩陣A，輸入矩陣b。獲得矩陣A的維數(shù)n，獲得矩陣b的列數(shù)m。判斷A是否滿 足相對穩(wěn)定度
4 = U··· ?，其中Re(Ak(A))表示系統(tǒng)矩陣A的各特征根的實
部。
[0086] 注:A中所有(η個)特征根的實部 稱為滿足。只要有一個不滿足，則稱為不 滿足。
[0087] 如果滿足，則給Riccati方程的變量賦初值γ 〇= 1，j = 1，Aj=A，PQ = 0n，QQ = 0n。
[0088] 如果不滿足，則令Q〇 = On，R=Idm，其中0n為η階零陣，11為111階的單位陣，IT 1表示R 的逆，求解如下的Riccati方程得到P〇。
[0090] 然后令 γ Q = 1，j = 1，Aj =Α- γ 〇BR-VPo，其中 IdAn階的單位陣。
[0091] Step2：
[0092] 求解如下的Riccati方程得到Qj
[0093] QjBr1BTQj-Qj(-Aj2)-(-Aj 2)TQj = On
[0094] Step3 ：
[0095] 令c = 0.5trace(BR-4?)，trace為求解矩陣的跡。
[0096] 若c = 0則轉(zhuǎn)入Step4;否則求解下式得到Pj
[0097] PjBR-1BTPj-PjA-ATPj_Qj = On
[0098] 然后令8 = 4 = 」Aj)， Aj+i=Aj- γ jBR-化卞」，j = j+1，回到St印2。
[0099] Step4：
[0101]
中所有(n個)特征根的實部都<0,稱為滿足。只要有一個不滿足，則 稱為不滿足。
[0102] 如果滿足，貝|J令pj+1 = 〇, γ j+1 = 〇。
[0103] 如果不滿足，則求解如下Riccati方程得到Pj+1。
[0108] Stepl~Step5,是基于極點配置設(shè)計線性二次型調(diào)節(jié)器(LQR)控制器的算法流程， 之所以設(shè)計LQR控制器作為基本控制器，是因為本發(fā)明采用的自抗擾思想是基于雙通道原 理來設(shè)計控制方案抑制系統(tǒng)擾動，首先可以設(shè)計一個系統(tǒng)無擾表達(dá)的基本控制器LQR控制 器來滿足系統(tǒng)的穩(wěn)定要求，最后通過擴(kuò)張狀態(tài)觀測器來觀測系統(tǒng)所受外擾，并設(shè)計合理的 補償方案，實現(xiàn)擾動抑制的目的。
[0109] 在本步驟中，令A(yù) = Ay，B = By，根據(jù)Stepl~Step5，可計算得到Ky;令Α = ΑχΖ，Β = ΒχΖ， 根據(jù)Stepl~Step5，可計算得到Κχζ。
[0110] (3)根據(jù)步驟(1)建立的空間站動力學(xué)方程，在三軸i = x，y，z姿態(tài)控制通道設(shè)計一 個3階的線性擴(kuò)張狀態(tài)觀測器，并離線調(diào)試得到三軸觀測器的設(shè)計參數(shù)βη，βι2，β ι3。
[0111] 觀測器設(shè)計方法如下：
[0112]在三軸的姿態(tài)控制通道將氣動力矩作為擴(kuò)張狀態(tài)，得到擴(kuò)張狀態(tài)形式的動力學(xué)如 下：
[0116]針對擴(kuò)張狀態(tài)動力學(xué)方程，各軸分別設(shè)計一個如下形式的擴(kuò)張狀態(tài)觀測器得到姿 態(tài)角觀測值Zil，角速度觀測值Zi2以及總和氣動力矩觀測值Zi3 :
[01 18]
，系數(shù)Pil，Pi2，Pi3保證多項式S3+0ilS 2+0i2S+0i3是 Hurwitz 的。
[0119] (4)地面工作人員將步驟(2)和(3)離線設(shè)計得到的空間站控制器Ky，K xz，以及3階 線性擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的參數(shù){^，{^，{^，通過地面控制計算機(jī)上傳給星載計算機(jī)姿態(tài)控制 單元。
[0120] (5)空間站運行時，其測量系統(tǒng)的星敏感器可實時測量得到空間站本體相對軌道 的姿態(tài)角θ χ 9y θζ傳輸給星載計算機(jī)。
[0121] (6)星載計算機(jī)姿態(tài)控制單元根據(jù)步驟(3)設(shè)計的觀測器以及上傳的觀測器參數(shù)， 在線估計得到各軸的總和外擾Zx3 Zy3 ΖΖ3。
[0122] 星載計算機(jī)姿態(tài)控制單元在線迭代辨識得到各軸外擾的參數(shù)，并分析計算得到各 軸需補償?shù)母蓴_分量Διω Auyd Auzd，以及角動量管理通道需抵消的角動量分量Ahx Δ hy Δ hz 〇
[0123] 詳細(xì)的設(shè)計算法如下：
[0124] Stepl:辨識總外擾參數(shù)。
[0125] 假設(shè)各軸的理論外擾總和可記為Wlt = -blWl(詳見動力學(xué)方程），需要說明的是，zl3 是用于估計wlt。也即wlt是各軸真實所受外擾之和的模型表達(dá)，是無法測量獲得的，z l3是通 過設(shè)計觀測器得到的wlt的估計值。
[0126] 根據(jù)擴(kuò)張狀態(tài)觀測器輸出的總外擾觀測值Zl3,運用迭代算法可辨識得到a^au， ai2相應(yīng)的估計值4ΛΑ。定義％ =4。，4 + ，則有zi3 = -bi(Zib+ Zic) 〇
[0127] 觀測器在線運行時可得到^1〇4仏+1)，〖（1^2)時刻對應(yīng)的氣動干擾力矩^3[七 (k)]Zl3[t(k+l)]Zl3[t(k+2)]，鑒于氣動力矩的諧波分量是已知頻率的正弦函數(shù)組合，運用 下面的算法可得到氣動力矩參數(shù)的估計值。
[0129] 隨著空間站的在軌運行，Zi3[t(k)] Zi3[t(k+1)] Zi3[t(k+2)]隨著t(k)，t(k+l)，t (k+2)的推進(jìn)也逐漸更新。
[0130] Step2:計算補償?shù)母蓴_分量，以及角動量管理通道要抵消的角動量分量。
[0131] 姿態(tài)控制通道和角動量管理通道通過控制力矩u=[ux uy uz]T耦合在一起，在控 制量中補償姿態(tài)通道(角速度動力學(xué)方程中）的外擾就會在角動量管理通道(控制力矩陀螺 動力學(xué)方程中）引入不必要的補償，因此角動量管理通道需要抵消過補償。
[0132] 俯仰方向上氣動力矩的常值分量會隨時間積累，如果常值分量在俯仰軸的角動量 管理通道中被引入抵消，相當(dāng)于在角動量管理通道中重新引入一個干擾積累項，因此只有 在角動量管理通道中抵消不積累的干擾項(干擾的諧波分量），才不會引起角動量的重新積 累。通過迭代計算辨識出總干擾項中的諧波分量系數(shù)從而得到俯仰軸上的諧波 干擾總和 3叫啦)+ 以及對應(yīng)的補償控制分量Δ ^ = _zy。。然后在俯仰軸 的角動量管理通道中抵消這些不引起角動量積累的干擾項以保證控制精度和角動量的均 衡。而滾動/偏航方向不引起角動量積累的部分為常值項，辨識出滾動/偏航軸總干擾項中 的常值干擾部分2* =A〇，zj> =毛〇并得到對應(yīng)的補償控制量Δ Uxd = -zxb, Δ uzd = -zzb。最后在 滾動/偏航的角動量管理通道抵消這些不引起角動量積累的干擾項以保證控制精度和角動 量的均衡。即有：
[0134]而角動量管理通道需要抵消的分量為
[0136] (7)空間站在軌運行時的控制力矩陀螺可實時傳輸其角動量hx hy hz給星載計算 機(jī)。
[0137] (8)星載計算機(jī)根據(jù)設(shè)計的控制器計算得到滾動軸、俯仰軸以及偏航軸對應(yīng)的控 制力矩u x uy uz，并將其以指令形式傳送給控制力矩陀螺?？刂屏赝勇萁邮盏娇刂浦噶詈?解算輸出相應(yīng)的控制力矩，從而保證空間站的正常在軌飛行。
[0138] 設(shè)計的控制器如下：
[0139] Ux=-kxii9x-kxi2Zx2-kxi3(Jhx+i' Δ hx)-kxi4(hx+Δ hx)
[0140] -kzii9z-kzi2Zz2_kzi3( Jhz+i" Δ hz)_kzi4(hz+Δ hz)_(_Zxb)
[0141] Uy = _kyl9y-ky2Zy2_ky3(Jhy+J Δ hy)_ky4(hy+ Δ hy)_(_Zyc)
[0142] uz = -kx2i9x-kx22Zx2-kx23(Jhx+i' Δ hx)-kx24(hx+Δ hx)
[0143] -kz210z_kz22Zz2_kz23(/hz+/ Δ hz)_kz24(hz+ Δ hz)_(_Zzb)
[0144] 其中Δ hO，是為了在i軸的角動量通道抵消不引起控制力 矩陀螺角動量增長的干擾分量，S，1是上述三個控制器中第i控制器參數(shù)中（Jlu+J Δ hi)，（hi + Δ比)對應(yīng)項編號：
是在控制器中對干擾進(jìn)行必要的補償。
[0145] 在后續(xù)的計算過程中，重復(fù)步驟(5)~(8)，在設(shè)計上傳的控制器參數(shù)Ky，K xz和設(shè)計 的3階擴(kuò)張狀態(tài)觀測器下，空間站既能穩(wěn)定飛行保正設(shè)定的控制精度要求，同時維持控制力 矩陀螺的角動量h x hy 112保持不變，實現(xiàn)角動量管理。
[0146] 本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬本領(lǐng)域技術(shù)人員的公知技術(shù)。
【主權(quán)項】
1. 一種無角速度測量對地定向空間站的角動量管理方法，其特征在于包括如下步驟： (1) 運用基于極點配置的線性二次型調(diào)節(jié)器設(shè)計空間站無干擾情況下姿態(tài)控制和角動 量管理的基本控制器K; (2) 在空間站Ξ軸姿態(tài)控制通道設(shè)計一個3階的線性擴(kuò)張狀態(tài)觀測器，并通過調(diào)試得到 Ξ軸各觀測器的設(shè)計參數(shù)βll，βl2，βl3，i = x，y，z，其中x為滾動軸，y為俯仰軸，z為偏航軸； (3) 利用星敏感器實時測量得到空間站本體相對軌道的姿態(tài)角θχ θγ θζ，從空間站的Ξ 軸控制力矩巧螺實時獲取其角動量hx hy hz; (4) 根據(jù)步驟(2)設(shè)計的線性擴(kuò)張狀態(tài)觀測器W及步驟(3)獲取的不同時刻的空間站姿 態(tài)信息，估計得到空間站Ξ軸各自所受的外擾參數(shù)，并根據(jù)所述外擾參數(shù)計算得到各軸需 補償?shù)母蓴_分量Auxd Auyd Auzd，W及角動量管理通道需抵消的角動量分量Ahx Ahy Δ hz； (5) 利用如下控制器計算得到空間站Ξ軸對應(yīng)的控制力矩Ux Uy山； 控制器如下：其中為俯仰軸基本控制器的參數(shù)，為滾動軸和偏航軸基本控制器的參數(shù)。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種無角速度測量對地定向空間站的角動量管理方法，其特 征在于:所述步驟(1)中基本控制器K的設(shè)計方法如下： (11)輸入系統(tǒng)矩陣A，輸入矩陣B，獲得矩陣A的維數(shù)η，獲得矩陣B的列數(shù)m; 對于俯仰軸，A = Ay，B = By ;對于滾動軸和偏航軸，A = Axz，B = Bxz ;其中站的軌道角速率，Ix k Iz分別為空間站滾動軸、俯仰軸和偏航軸的主慣量； (12) 判斷A是否滿足相對穩(wěn)定度：Rc化('^)^-^^' = 1，2'''"，其中36^1^^))表示系統(tǒng) 矩陣A的各特征根的實部； 如果滿足，則給化ccat i方程的變量賦初值丫日=1，j = 1，Aj = A，Po = On，斯=On; 如果不滿足，則令Qo = 〇n，R=Idm，其中On為n階零陣，Idm為m階的單位陣，求解如下的 Riccati方程得到Po;然后令丫 0 = 1，j = 1，Aj = A- 丫 oBR-i腫0,其中Idn為η階的單位陣； (13) 求解如下的化ccati方程得到Qj QjBR-i 護(hù)Q廠Qj(-Aj2)-(-Aj2)TQj = 〇n; (14) 令 c = 0.5trace(BR-iBTQj)，trace 為求解矩陣的跡； 若c = 0則轉(zhuǎn)入步驟(15); 否則求解下式得到Pj PjBR-iBTp 廠 PjA-ATp 廠Qj = On 然后令a=trace(BR-iBTpj) ，b=trace(BR-iBTpjAj)，記i陽=A廣/j'BR-iBTPj '，j = j+1，回至ij步驟（13); (15) 判斷1}如',;(Ai +~*^化；)）<化乂':二 1，'2.'.巧， 如果細(xì)足，則令Pj+i = 〇, 丫 j+i = 〇; 如果不滿足，則求解如下化ccati方程得到Pj+i，然后令丫 j+i = 1，Aj+i=A廠丫 j+iBR-iBTpj+i; (16) 計算得菌對于俯仰軸對應(yīng)計算得到Ky，對于滾動軸和偏航軸，對 應(yīng)計算得到Κχζ。3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種無角速度測量對地定向空間站的角動量管理方法，其特 征在于:所述步驟(2)中的線性擴(kuò)張狀態(tài)觀測器為：其牛系數(shù)βι1,βι2,βι3保證 多項式s3+0iis2+0i2s+0i3是化rwitz的，空間站；軸控制力矩巧螺輸出的控制力矩為u= [Ux Uy Uz]T，4.根據(jù)權(quán)利要求2或3所述的一種無角速度測量對地定向空間站的角動量管理方法，其 特征在于:所述步驟(4)中估計得到空間站Ξ軸各自的外擾參數(shù)的方法為： (41) 將各軸的理論外擾總和記為Wit 二-biWi，本體系中空間站Ξ軸所受氣動力矩為w = [Wx Wy Wz]T，然后將Wi分解為如下形式表達(dá)， Wi = ai〇+aiisin( ω 〇t)+ai2sin(2 ω ot) 其中aio為i軸氣動力矩常值分量部分，an, ai2為i軸氣動力矩各軌道頻率諧波分量部 分，定義％ =如,，'嗔=為sin(似./) + ?;,:加口巧,0 ; (42) 利用觀測器在線運行得到t(k)，t(k+l)，t(k+2)時刻對應(yīng)的氣動干擾力矩Zl3[t 化)]Zi3[t化+1)] Zi3[t化+2)]，運用下式得到氣動力矩參數(shù)的估計值，(43) 采用如下公式計算補償?shù)母蓴_分量，W及角動量管理通道要抵消的角動量分量，
【文檔編號】G05D1/08GK106094848SQ201610416287
【公開日】2016年11月9日
【申請日】2016年6月14日 公開號201610416287.5, CN 106094848 A, CN 106094848A, CN 201610416287, CN-A-106094848, CN106094848 A, CN106094848A, CN201610416287, CN201610416287.5
【發(fā)明人】劉萍, 孫振東
【申請人】中國科學(xué)院數(shù)學(xué)與系統(tǒng)科學(xué)研究院