一种挠性敏捷卫星姿态机动滚动优化控制方法

摘要

一种挠性敏捷卫星姿态机动滚动优化控制方法，涉及卫星姿态机动控制方法，解决现有针对挠性卫星姿态进行快速机动时，具有强非线性、受多种约束以及挠性附件易振动的特点，进而导致难以满足控制需求等问题，建立了包含卫星姿态动力学、运动学及挠性附件振动的非线性状态空间方程，用于进行卫星姿态未来信息的准确预测。建立了卫星姿态快速机动及抑制挠性附件振动的加权优化指标，利用非线性模型预测控制方法进行期望控制律的设计，基于输入成形技术，对规划的期望力矩进行成形，采用鲁棒伪逆法设计CMG群的操纵律，以输入成形后的期望控制力矩为输入，规划出每个CMG的框架角速度，实现抑制挠性附件振动的卫星姿态大角度快速机动控制。

主权项

一种挠性敏捷卫星姿态机动滚动优化控制方法，其特征是，该方法由以下步骤实现：步骤一、选择惯性坐标系为参考坐标系，建立以金字塔构型CMG群为执行机构的具有挠性附件的卫星姿态动力学及运动学方程；以挠性附件的模态坐标系为基准，建立挠性附件振动的动力学方程，通过定义新的状态变量，基于建立的三个方程获得用于预测卫星姿态未来信息的非线性状态空间方程；具体过程为：建立的以金字塔构型CMG群为执行机构的具有挠性附件的卫星姿态动力学方程为：$J\stackrel{·}{w}+{\delta }^T\stackrel{··}{\eta }+[w\times ]Jw+[w\times ]{\delta }^T\stackrel{·}{\eta }=-{\stackrel{·}{H}}_{CMG}-[w\times ]H_{CMG}+T_d$式中，J为卫星的转动惯量矩阵，w为星体三轴姿态角速度，δ为挠性附件与星体的刚柔耦合矩阵，η为挠性附件在模态坐标系下的位移，H_CMG为金字塔构型CMG群的三轴角动量，T_d为空间干扰力矩；定义CMG群的控制力矩其中[w×]定义为：$[w\times ]=\left[\begin{array}{ccc}0& -w_z& w_y\\ w_z& 0& -w_x\\ -w_y& w_x& 0\end{array}\right]$式中，w_x，w_y和w_z分别为滚动轴姿态角速度、俯仰轴姿态角速度和偏航轴姿态角速度；在模态坐标系下，挠性附件振动的动力学方程为：$\stackrel{··}{\eta }+2{\zeta }_f{w}_f\stackrel{·}{\eta }+w_f^2\eta +\delta \stackrel{·}{w}=0$式中，ζ_f为挠性附件模态的阻尼比矩阵，w_f为挠性附件模态的振动频率矩阵；融合卫星姿态的动力学方程、运动学方程及挠性附件振动的动力学方程，且定义新的状态变量x＝[θ η w w_η]^T，获得非线性状态空间方程：$\left[\begin{array}{c}\stackrel{·}{\theta }\\ \stackrel{·}{\eta }\\ \stackrel{·}{w}\\ {\stackrel{·}{w}}_{\eta }\end{array}\right]=-{\left[\begin{array}{cccc}I& 0& 0& 0\\ 0& I& 0& 0\\ 0& 0& J& {\delta }^T\\ 0& 0& \delta & I\end{array}\right]}^{-1}\left[\begin{array}{cccc}0& 0& -I& 0\\ 0& 0& 0& -I\\ 0& 0& [w\times ]J& [w\times ]{\delta }^T\\ 0& w_f^2& 0& 2{\zeta }_f{w}_f\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}\theta \\ \eta \\ w\\ w_{\eta }\end{array}\right]+{\left[\begin{array}{cccc}I& 0& 0& 0\\ 0& I& 0& 0\\ 0& 0& J& {\delta }^T\\ 0& 0& \delta & I\end{array}\right]}^{-1}\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ I\\ 0\end{array}\right]T$式中，θ表示卫星姿态角，w_η为挠性附件在模态坐标系下的位移；I为单位矩阵；步骤二、对步骤一建立的非线性状态空间方程进行离散化后，根据当前时刻测量获得的卫星姿态四元数及姿态角速度信息，建立卫星姿态信息的预测输出方程，实现对预测时域内的卫星姿态及角速度信息的预测；步骤三、根据步骤二获得的卫星姿态信息预测输出方程，利用任务规划姿态机动导引律输出的期望四元数和期望角速度信息，建立兼顾卫星姿态机动快速性及挠性附件振动抑制性能的优化控制问题，经过对该优化控制问题的求解，获得期望的非线性模型预测机动控制力矩；根据步骤一建立的挠性附件振动的动力学方程，采用输入成形技术，对所述期望的非线性模型预测机动控制力矩；步骤四、以所述的机动控制力矩作为输入，采用鲁棒违逆方法，建立求取金字塔构型CMG群框架角速度的优化控制问题，通过对优化控制问题求解，获得金字塔构型CMG群的框架角速度操纵律，根据金字塔构型CMG群的角动量在卫星姿态三轴的分解，获得驱动卫星姿态机动的实际控制力矩；步骤五、采用离散控制技术，在每个采样时刻重复步骤二至步骤四，通过逐步更新卫星姿态信息，实现挠性卫星姿态机动的滚动优化控制。