一种带柔性附件航天器的姿态机动同时抑制振动的方法.pdf

一种带柔性附件航天器的姿态机动同时抑制振动的方法，它涉及一种带柔性附件航天器的控制方法。解决了现有姿态机动控制方法存在的浪费喷气资源且无法抑制振动的问题，它的姿态机动同时抑制振动的方法为：一、测量航天器柔性结构的振动模态信息；二、产生四种喷气开关序列；三、设定开关序列的最小作用时间；四、获取航天器姿态角度及角速度；五、设定姿态机动的期望角度值，根据姿态角度及角速度，产生航天器姿态机动控制力矩连续量；六、按喷气控制逻辑执行四种喷气开关序列，产生非线性开关指令作用到航天器喷气推力器上；七、带柔性附件航天器姿态机动至期望角度值。本发明适用于带柔性附件航天器的控制领域。

1.  一种带柔性附件航天器的姿态机动同时抑制振动的方法，其特征在于它是基于带柔性附件航天器机动控制系统实现的，所述带柔性附件航天器机动控制系统包括姿态反馈控制器(1)、喷气控制逻辑器(2)、带柔性附件航天器(3)和航天器喷气推力器(4)，带柔性附件航天器(3)的姿态信号输出端与姿态反馈控制器(1)的姿态信号输入端相连，姿态反馈控制器(1)的控制力矩信号输出端与喷气控制逻辑器(2)的控制力矩信号输入端相连，喷气控制逻辑器(2)的喷气开关指令信号输出端与航天器喷气推力器(4)的喷气开关指令信号输入端相连，航天器喷气推力器(4)的喷气推力信号输出端与带柔性附件航天器(3)的喷气推力信号输入端相连，在每一个控制周期内的姿态机动同时抑制振动的方法的具体过程如下：
步骤一：姿态反馈控制器(1)测量带柔性附件航天器(3)的振动模态信息；所述振动模态信息为柔性航天器(3)的振动模态频率或振动模态周期；
步骤二：姿态反馈控制器(1)根据步骤一中获得的振动模态信息产生四种喷气开关序列；
步骤三：姿态反馈控制器(1)根据航天器喷气推力器(4)的硬件响应时间，设定步骤二中开关序列的最小作用时间为t_min；
步骤四：姿态反馈控制器(1)获取带柔性附件航天器(3)的姿态角度和角速度；
步骤五：姿态反馈控制器(1)设定带柔性附件航天器(3)姿态机动的期望角度值，根据步骤四中姿态角度及角速度，产生航天器姿态机动控制力矩连续量T_t(t)；并将该航天器姿态机动控制力矩连续量T_t(t)发送给喷气控制逻辑器(2)；
步骤六：喷气控制逻辑器(2)根据接收到的控制力矩连续量T_t(t)，按喷气控制逻辑执行四种喷气开关序列，产生非线性开关指令，作用到航天器喷气推力器(4)上；
步骤七：航天器喷气推力器(4)根据非线性开关指令调整带柔性附件航天器(3)的姿态机动至期望角度值。

2.  根据权利要求1所述的一种带柔性附件航天器的姿态机动同时抑制振动的方法，其特征在于步骤二中所述的四种喷气开关序列为正开序列、正关序列、负开序列、负关序列。

3.  根据权利要求1所述的一种带柔性附件航天器的姿态机动同时抑制振动的方法，其特征在于步骤三中开关序列的最小作用时间t_min=T/3+T_h，其中T_h为喷气推力器硬件响应时间，T为带柔性附件航天器(3)第一阶模态振动周期。

4.  根据权利要求1所述的一种带柔性附件航天器的姿态机动同时抑制振动的方法，其特征在于步骤五中产生航天器姿态机动控制力矩连续量T_t(t)的方式为PID控制方式。

5.  根据权利要求4所述的一种带柔性附件航天器的姿态机动同时抑制振动的方法，其特征在于PID控制方式的姿态反馈控制方程为：
取姿态反馈控制器为

其中，、为跟踪姿态角度和角速度，、为航天当前姿态角度和角速度输出，K_p、K_d为大于零的比例系数，根据实际系统参数和跟踪效果选取。

6.  根据权利要求2所述的一种带柔性附件航天器的姿态机动同时抑制振动的方法，其特征在于步骤六中，喷气控制逻辑器(2)根据接收到的控制力矩连续量T_t(t)，按喷气控制逻辑执行四种喷气开关序列，产生非线性开关指令，作用到航天器喷气推力器(4)上的具体过程如下：
如果T_t(t)>a，并且t－t_act>t_min，并且上一次喷气控制命令序列不是“正开序列”，那么触发执行一次“正开序列”；
如果T_t(t)<－a，并且t－t_act>t_min，并且上一次喷气控制命令序列不是“负开序列”，那么触发执行一次“负开序列”；
如果－a≤T_t(t)≤a，并且t－t_act>t_min，并且上一次喷气控制命令序列不是“正关序列”，那么触发执行一次“正关序列”；
如果－a≤T_t(t)≤a，并且t－t_act>t_min，并且上一次喷气控制命令序列不是“负关序列”，那么触发执行一次“负关序列”；
如果触发了新的控制命令序列，则更新上一次喷气控制命令序列及t_act，否则喷气维持原状态；
其中，a为大于零的常值；t_act为上一次喷气控制命令的开始作用时刻，t为当前运行时间，且t－t_act>t_min。

一种带柔性附件航天器的姿态机动同时抑制振动的方法
技术领域
本发明涉及一种带柔性附件航天器的喷气控制方法。具体涉及一种利用喷气推力器实现对航天器的大角度姿态机动同时有效抑制柔性附件振动的方法。
背景技术
随着航天技术的发展，现代航天器往往带有太阳能帆板、天线等大型柔性附件。这类带柔性附件航天器的中心刚体和柔性附件之间存在着强烈的刚柔耦合作用。航天器在轨运行时，特别是当使用喷气推力器进行快速姿态机动时，非线性的开关控制容易激起柔性附件的持续振动，对姿态机动的平稳以及精度造成影响，甚至可能损害相关设备。
通常将航天器喷气推力器作为执行机构进行大角度机动时，非线性的喷气开关命令都是来自于对控制力矩连续量的进行各种调制，如PWM、PWPF等。但是这种非线性的调试方式，还是容易激发航天器柔性结构的振动，同时容易出现频繁喷气现象浪费资源，同时降低喷气开关使用寿命。
发明内容
本发明为了解决现有的姿态机动控制方法存在的浪费喷气资源、无法抑制振动的问题，提出一种带柔性附件航天器的姿态机动同时抑制振动的方法。
一种带柔性附件航天器的姿态机动同时抑制振动的方法，它是基于带柔性附件航天器机动控制系统实现的，所述带柔性附件航天器机动控制系统包括姿态反馈控制器、喷气控制逻辑器、带柔性附件航天器和航天器喷气推力器，带柔性附件航天器的姿态信号输出端与姿态反馈控制器的姿态信号输入端相连，姿态反馈控制器的控制力矩信号输出端与喷气控制逻辑器的控制力矩信号输入端相连，喷气控制逻辑器的喷气开关指令信号输出端与航天器喷气推力器的喷气开关指令信号输入端相连，航天器喷气推力器的喷气推力信号输出端与带柔性附件航天器的喷气推力信号输入端相连，在每一个控制周期内的姿态机动同时抑制振动的方法的具体过程如下：
步骤一：姿态反馈控制器测量带柔性附件航天器的振动模态信息；所述振动模态信息为柔性航天器的振动模态频率或振动模态周期；
步骤二：姿态反馈控制器根据步骤一中获得的振动模态信息产生四种喷气开关序列；
步骤三：姿态反馈控制器根据航天器喷气推力器的硬件响应时间，设定步骤二中开关序列的最小作用时间为t_min；
步骤四：姿态反馈控制器获取带柔性附件航天器的姿态角度和角速度；
步骤五：姿态反馈控制器设定带柔性附件航天器姿态机动的期望角度值，根据步骤四中姿态角度及角速度，产生航天器姿态机动控制力矩连续量T_t(t)；并将该航天器姿态机动控制力矩连续量T_t(t)发送给喷气控制逻辑器；
步骤六：喷气控制逻辑器根据接收到的控制力矩连续量T_t(t)，按喷气控制逻辑执行四种喷气开关序列，产生非线性开关指令，作用到航天器喷气推力器上；
步骤七：航天器喷气推力器根据非线性开关指令调整带柔性附件航天器的姿态机动至期望角度值。
 
本发明提供了一种简单有效的喷气控制方法，能够利用喷气推力器在对航天器大角度机动时避免激发柔性结构振动的方法。具有节省燃料、易于在轨实时计算、工程可行性高的优点。本发明适用于带柔性附件航天器的控制领域。
附图说明
图1为带柔性附件航天器机动控制系统的结构示意图。图2为正开喷气开关命令序列的时序图。图3为正关喷气开关命令序列的时序图。图4为负开喷气开关命令序列的时序图。图5为负关喷气开关命令序列的时序图。图6为带柔性附件航天器的姿态机动同时抑制振动的方法的流程图。 
具体实施方式
具体实施方式一、结合图1和图6说明本实施方式，一种带柔性附件航天器的姿态机动同时抑制振动的方法，它是基于带柔性附件航天器机动控制系统实现的，所述带柔性附件航天器机动控制系统包括姿态反馈控制器1、喷气控制逻辑器2、带柔性附件航天器3和航天器喷气推力器4，带柔性附件航天器3的姿态信号输出端与姿态反馈控制器1的姿态信号输入端相连，姿态反馈控制器1的控制力矩信号输出端与喷气控制逻辑器2的控制力矩信号输入端相连，喷气控制逻辑器2的喷气开关指令信号输出端与航天器喷气推力器4的喷气开关指令信号输入端相连，航天器喷气推力器4的喷气推力信号输出端与带柔性附件航天器3的喷气推力信号输入端相连，在每一个控制周期内的姿态机动同时抑制振动的方法的具体过程如下：
步骤一：姿态反馈控制器1测量带柔性附件航天器3的振动模态信息；所述振动模态信息为柔性航天器3的振动模态频率或振动模态周期；
步骤二：姿态反馈控制器1根据步骤一中获得的振动模态信息产生四种喷气开关序列；
步骤三：姿态反馈控制器1根据航天器喷气推力器4的硬件响应时间，设定步骤二中开关序列的最小作用时间为t_min；
步骤四：姿态反馈控制器1获取带柔性附件航天器3的姿态角度和角速度；
步骤五：姿态反馈控制器1设定带柔性附件航天器3姿态机动的期望角度值，根据步骤四中姿态角度及角速度，产生航天器姿态机动控制力矩连续量T_t(t)；并将该航天器姿态机动控制力矩连续量T_t(t)发送给喷气控制逻辑器2；
步骤六：喷气控制逻辑器2根据接收到的控制力矩连续量T_t(t)，按喷气控制逻辑执行四种喷气开关序列，产生非线性开关指令，作用到航天器喷气推力器4上；
步骤七：航天器喷气推力器4根据非线性开关指令调整带柔性附件航天器3的姿态机动至期望角度值。
有益效果：
本发明中利用航天器喷气推力器4实现带柔性附件航天器3的快速大角度姿态机动，同时避免激发对航天器影响较大的柔性第一阶模态的振动，保持姿态机动的平稳性。
具体实施方式二、结合图2至图5说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式一的进一步说明，步骤二中所述的四种喷气开关序列为正开序列、正关序列、负开序列、负关序列。
图2至图5中T为步骤一中带柔性附件航天器3第一阶模态振动周期。如图2至图5所示，本发明的四种开关命令序列示意图，分别为“正开序列”、“正关序列”、“负开序列”、“负关序列”，依次实现喷气的正向打开、正向关闭、反向打开、反向关闭的指令输出，将单次的开关命令变为多次输出，经过这样的处理可以避免喷气推力器输出力矩和停止输出力矩时激发柔性附件的振动。只有达到喷气开关序列最小作用时间t_min时，这四种开关命令才能切换，以保证对柔性附件振动抑制的效果。当第一阶模态振动周期为2s，喷气延迟为0.1s时，t_min可以取为0.77s。
具体实施方式三、本实施方式是对具体实施方式一的进一步说明，步骤三中开关序列的最小作用时间t_min=T/3+T_h，其中T_h为喷气推力器硬件响应时间，T为带柔性附件航天器3第一阶模态振动周期。
具体实施方式四、本实施方式是对具体实施方式一的进一步说明，步骤五中产生航天器姿态机动控制力矩连续量T_t(t)的方式为PID控制方式。
具体实施方式五、本实施方式是对具体实施方式四的进一步说明，PID控制方式的姿态反馈控制方程为：
取姿态反馈控制器为

其中，、为跟踪姿态角度和角速度，、为航天当前姿态角度和角速度输出，K_p、K_d为大于零的比例系数，根据实际系统参数和跟踪效果选取。
具体实施方式六、本实施方式是对具体实施方式一或二的进一步说明，步骤六中，喷气控制逻辑器2根据接收到的控制力矩连续量T_t(t)，按喷气控制逻辑执行四种喷气开关序列，产生非线性开关指令，作用到航天器喷气推力器4上的具体过程如下：
如果T_t(t)>a，并且t－t_act>t_min，并且上一次喷气控制命令序列不是“正开序列”，那么触发执行一次“正开序列”；
如果T_t(t)<－a，并且t－t_act>t_min，并且上一次喷气控制命令序列不是“负开序列”，那么触发执行一次“负开序列”；
如果－a≤T_t(t)≤a，并且t－t_act>t_min，并且上一次喷气控制命令序列不是“正关序列”，那么触发执行一次“正关序列”；
如果－a≤T_t(t)≤a，并且t－t_act>t_min，并且上一次喷气控制命令序列不是“负关序列”，那么触发执行一次“负关序列”；
如果触发了新的控制命令序列，则更新上一次喷气控制命令序列及t_act，否则喷气维持原状态；
其中，a为大于零的常值，用于对航天器姿态机动控制力矩连续量T_t(t)的过零检测，并产生喷气的控制死区；t_act为上一次喷气控制命令的开始作用时刻，t为当前运行时间，t－t_act>t_min用于保证每个命令序列能达到最小作用时间。
关于a的选取，主要考虑姿态控制精度的要求，姿态精度要求高时，a取小一点，姿态精度要求低时a取大一点，a太小在姿态稳定阶段容易出现频繁喷气现象，造成资源浪费。