一种航天器姿态快速机动及稳定控制方法

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1、48中国空间科学技术2010年10月ChineseSpaceScienceandTechnology第5期一种航天器姿态快速机动及稳定控制方法雷拥军1’2谈树萍1’2刘一武h2(1北京控制工程研究所，北京100190)(2空间智能控制技术国家级重点实验室，北京100190)摘要针对具有挠性太阳翼板和包括测量噪声、力矩噪声等系统噪声在内的复杂卫星对象，基于特征模型的自适应控制方法，结合多变量跟踪维持控制、逻辑积分控制、逻辑微分控制，设计卫星快速机动快速稳定控制器；进行了实例仿真，仿真结果表明提出的控制方法能够保证卫星高精度的快速机动和稳定控制能力。关键词姿态控制自适应控制快速机动特征模型挠性

2、卫星1引言为了增加成像幅宽、对突发事件地区实现即时观测或立体成像时，要求卫星经常性的侧摆机动与俯仰机动。三轴姿态机动问题本质上是一个非线性控制问题，首先是大角度机动使得卫星姿态动力学非线性问题变得更加严重，此外星体的挠性附件和液体燃料、星上部件的实际特性对大角度快速机动及快速稳定产生严重的影响。Scrivener和Thompson从挠性影响、姿态动力学、模型开发与控制和数学算法求解等方面，对近30年来时间最短大角度姿态机动问题的研究成果进行了总结，指出其理论研究和实际应用未能得到很好地解决，仍然需要从挠性影响、飞行器的具体配置和刚性飞行器三轴最优机动控制律设计三方面进行深入研究[1]。一些

3、学者尝试将自适应控制、最优控制和鲁棒控制等理论应用到大角度机动控制律的设计当中。文献[2]基于二次型性能指标的最优控制理论，设计了一种LQ控制律。Vadali，Dywer应用变结构控制理论，给出了等价控制(连续力矩)加开关控制的闭环控制律[3_4]。文献[-5-1针对挠性航天器带有执行机构饱和的姿态控制问题，提出一种结合了自适应变结构和智能控制的智能鲁棒控制方法，并应用于挠性航天器的姿态机动控制。对于复杂卫星，其非线性特性在快速机动时表现的尤其突出，很难构建与之相适应的固定参数控制器，迫切需要开展智能自适应控制方法的研究[6]。除此之外，复杂卫星控制精度还要受到本身部件的测量噪声和执行机构

4、的力矩噪声方面的影响[7]。因此，为了满足复杂卫星实际控制系统的需要，控制方法不仅要具有适应复杂动力学特性的能力及其动力学特性变化时的适应能力，还要对噪声具有鲁棒性。基于上述两点考虑，本文采用基于特征模型的自适应控制方法，针对挠性卫星进行相应的控制器设计，以使得复杂卫星的控制系统在测量及执行机构噪声的情况下仍能保持高精度快速的机动和稳定控制能力。国家自然科学基金(60804016)收稿日期：2009—10-09。收修改稿日期，2010-05-112010年10月中国空间科学技术492挠性卫星的动力学方程及特征模型分析具有挠性附件三轴稳定航天器的动力学模型可以描述为呻]届+Fs面+矿胁一五I

5、(1)而+2雒而+A2t，+F}南=oJ式中国∈Ke为航天器的角速度在本体坐标系下的描述；．，∈帮X3为航天器的转动惯量；t，∈舻为挠性附件模态向量；Fs∈硭“为挠性模态与航天器中心刚体的耦合系数矩阵；拿为挠性附件的阻尼系数，工程上一般取0．005；A=diag{眠l⋯‰}为挠性模态频率向量，A2=diag{cc，：1⋯∞乞}；五∈足3为作用于卫星的外力矩，包括控制力矩U和环境于扰力矩d；国。为卫星角速度的反对称阵。对于式(1)，将F。面项当作扰动处理，于是系统方程可以看作为J面+∞。。肠=五(2)式中五=五一F。面。为了控制器设计方便，在不考虑扰动的情况卫星的动力学方程可写成如式(3)形

6、式。，品+∞。．肪=口(3)由于卫星在轨运行时滚动轴与俯仰轴可能会出现大角度姿态机动，因此运动学采用1-3—2转序，定义卫星三轴欧拉姿态角x一[9口妒]T，其中驴、疗和妒分别为航天器的滚动、俯仰和偏航角。于是有运动学关系∞=SX+C132国o(4)式中国。为轨道坐标系相对空间惯性坐标系的角速率，假定为常量；Ct。：为姿态的方向余弦阵；S一1=0sinosec驴]1si毗a砷I，对Ttl'Ca度情况s可以近似为单位阵。0cos0对式(4)两边同时关于时间求导得南=sx+SX+C132mo将式(5)代入式(3)且两边左乘sT，并记M=STJSN=STJS—ST(JSX)xS+ST(C132∞o

7、)xJS—JsT(JCl32∞o)“SG=ST。，C132∞o—ST(JCl32∞o)×C132∞o可得MX+NX+G—STH式中M为正定阵。根据特征建模机理，在系统采样时间丁。情况下可对式(6)建立相应离散形式的特征模型X(k+1)一，-(忌)X(志)+，2(五)X(愚一1)+g。H(愚)+do式中系数矩阵，t(是)、，2(五)和go(南)∈科”。对式(7)采用如下离散化方法来近似分析各参数特性i=茎垡!Lu_二二_垫