一种抑制不期望柔性振动的航天器姿态控制系统

摘要

本发明公开了一种抑制不期望柔性振动的航天器姿态控制系统，属于航天器姿态控制技术领域，特别是针对具有振动抑制需要的航天器的姿态控制技术领域。所公开的姿态控制系统包括姿态指向参考值发生装置、姿态控制指令发生装置、力矩冲量发生装置、姿态测量与估计装置、主计算机等部件。其中，姿态指向参考值发生装置能够根据振动抑制需求为所有姿态控制回路生成并按给定规律输出4个或4个以上姿态指向参考值序列，姿态控制指令发生装置根据由测量与估计装置提供的航天器姿态测量值与姿态指向参考值发生装置提供的姿态指向参考值按比例‑微分形式提供姿态控制指令。所公开的姿态控制系统可以实现对任意初始条件下的振动的有效抑制。

主权项

一种用于具有一个或多个柔性结构体的航天器姿态控制系统，其构成姿态参数闭环负反馈控制，能够抑制所述柔性结构体中的一个或多个的一个或多个给定的柔性振动模态运动，所述航天器姿态控制系统包括具有下述特征的组成部分：用于提供航天器姿态运动控制作用、固连在航天器上的力矩冲量发生装置，其能够根据姿态控制指令在指定时刻或时间段输出幅值不大于预定力矩冲量T_MIN的1/4的力矩冲量T_c；用于确定给定时刻的航天器姿态指向参数的测量与估计装置，其能够以给定精度测出由上述力矩冲量发生装置输出的最小力矩冲量引起的航天器姿态指向参数的变化，和根据下述主计算机的指令在给定时刻或按预定周期定期输出给定时刻的航天器姿态指向参数值θ，其中航天器姿态指向参数值θ具有三个独立分量θ_j(j＝1，2，3)；用于为所给定的航天器姿态指向参数值θ的每一个独立分量θ_j(j＝1，2，3)提供由4个或多于4个航天器姿态指向分量参考值分量θ_dji(其中，j＝1，2，3，i＝1,2,3,……,N，N≥4)组成的航天器姿态指向参考值序列{θ_dj}的姿态指向参考值发生装置，其能够根据下述主计算机的指令，在预定的姿态指向参考值更新时刻t_ji(其中，j＝1，2，3，i＝1,2,3,……,N，N≥4)将当前航天器姿态指向参考值变更为所提供的航天器姿态指向参考值序列{θ_dj}中的第i个分量θ_dji；用于根据上述航天器姿态指向参考值序列{θ_dj}中的航天器姿态指向参考值分量θ_dji和航天器姿态指向参数值分量θ_j的差e_θj以及所述差的变化率的加权和或者下述主计算机的指令生成姿态控制指令的姿态控制指令发生装置；用于对控制系统中各组成部分进行管理和发出指令的主计算机；其中，航天器姿态指向参考值序列{θ_dj}和由姿态指向参考值更新时刻t_ji组成的姿态指向参考值更新时刻序列{t_j}(其中，j＝1，2，3，i＝1,2,3,……,N，N≥4)具有以下特性：航天器姿态指向参考值序列{θ_dj}所有分量的和的绝对值不大于给定的航天器姿态指向参数分量θ_j的允许最大值的绝对值；根据基于航天器姿态指向参考值序列{θ_dj}中绝对值最大的分量所生成的姿态控制指令，力矩冲量发生装置输出的力矩冲量幅值不大于预定力矩冲量T_MIN；根据与航天器姿态指向参数分量θ_j对应的给定的航天器惯性张量分量参考值J_j、上述加权系数k_ej和预定的m个柔性振动模态运动的振动频率ω_r和振动阻尼比ξ_r(其中，r＝1,2,……,m)，航天器姿态指向参考值序列{θ_dj}和姿态指向参考值更新时刻序列{t_j}按下述方法确定：根据振动频率(k_ej/J_j)^0.5和振动阻尼比以及由主计算机从用于确定给定时刻的航天器姿态指向参数的测量与估计装置所提供的航天器姿态指向参数值θ中提取的姿态指向参数初始信息和姿态指向参数变化率初始信息，利用输入成形技术设计由s_g个分量成分构成的第1个输入成形器；根据振动频率ω_r和振动阻尼比ξ_r，以及由主计算机提供的对应的振动运动初始条件η_r0和利用输入成形技术设计分别由个分量成分构成的第2到第m+1个输入成形器，其中n_i＝1,2,…,m；将所得m+1个输入成形器串联，得到具有个分量的输入成形指令幅值序列{M_j}和输入成形指令时滞序列{d_j}；根据主计算机的指令，设定航天器姿态指向参考值序列{θ_dj}所有分量的和为θ_dj，所得输入成形指令幅值序列{M_j}中每一个分量与θ_dj相乘，得到航天器姿态指向参考值序列{θ_dj}＝θ_dj·{M_j}；根据主计算机的指令，设定航天器姿态指向参考值序列{θ_dj}中第一个分量θ_dj1的更新时刻为τ₀，所得输入成形指令时滞序列{d_j}中每一个分量与τ₀相加，得到姿态指向参考值更新时刻序列{t_j}＝{d_j}+τ₀。