一种抑制不期望柔性振动的航天器姿态控制系统的制作方法与工艺

本发明属于航天器控制技术研究领域，涉及具有固有柔性振动运动的结构体的航天器的姿态控制系统设计技术，尤其涉及具有严格的姿态指向精度要求、严格的姿态指向动态特性要求以及严格的结构体柔性运动动态特性要求的航天器的姿态控制系统设计技术。

背景技术：
自二十世纪七十年代起，新兴的航天技术开始进入并迅速扩展到人类生活的许多方面，人造地球卫星、空间探测飞船、空间望远镜、载人航天器等多种多样的航天器进入太空，执行通信中继、气象观测、地球环境观测、空间科学探测等多种任务，极大地拓展了人类认识、探索、开发、利用和破坏自然的能力。总体来看，随着航天技术应用的日益广泛，对航天器系统的要求也越来越高。姿态控制系统是航天器系统的核心组成部分之一，通常归入制导、导航与控制(GNC)分系统之中，主要原因在于姿态控制系统是制导系统与导航系统的执行者或执行者之一。姿态控制系统性能的高低直接影响整个航天器飞行任务的完成质量甚至成败。具有固有柔性振动运动的航天器的控制是航天器姿态控制技术研究领域的持久热点与难点之一。其主要原因在于大多数航天器都需要大面积太阳电池阵列提供持久能源供应、复杂结构的天线提供通讯能力，这些结构不可避免的将不可忽略的柔性运动引入航天器系统。李果等人2008年在《空间控制技术与应用》上发表的题为《航天器控制若干技术问题的新进展》的论文中指出，具有固有柔性振动运动的航天器的姿态控制问题具有姿态动力学特性甚为复杂、姿态控制指标要求甚高、且要求姿态控制规律和姿态控制系统组成尽可能简单这三大特点。这些特点使得具有固有柔性振动运动的航天器的姿态控制问题至今未能得到很好的解决，需要继续探索能保持较高姿态指向精度和较高姿态稳定度的低阶控制器的设计方法。解决具有固有柔性振动运动的航天器的姿态控制问题的途径很多。其中一种是直接在姿态控制规律设计时使用考虑了需要抑制的柔性振动运动的航天器姿态运动模型，其结果是姿态控制规律非常复杂且不利于实际应用。另外一种是利用不考虑柔性振动运动的航天器姿态运动模型设计刚体姿态控制规律，同时为需要抑制的柔性振动运动设计控制规律，并在设计过程中考虑或者不考虑上述两个控制规律的相互影响并加以改进。根据第二种解决途径所得结果往往具有较为简单的控制规律，但与第一种解决途径一样通常难以实现预期的控制性能要求。在上述第二种解决途径中，为需要抑制的柔性振动运动设计控制规律的技术一般称为振动控制技术，并分为被动振动控制技术和主动振动控制技术两大类。由于可以在不改变柔性结构特性的条件下实现振动控制，主动振动控制技术中的一种得到了广泛专注。这种控制技术通过将一个预定控制指令按预定方案分解为两个或多个指令并在按预定方案确定的时刻分别施加到系统中进行控制，减弱了控制作用对系统中柔性振动运动的激励作用。哈尔滨工业大学的刘暾等人于1987年在国际学术会议PISSTA上发表的论文《Onoptimalstrategyofmaneuverofsatelliteswithflexibleappendages》公开了这种技术，并在随后的研究中命名为分力合成(componentsynthesis)技术。麻省理工学院的Singer等人于1988年9月12日申请、1990年4月10日获得授权的专利号4916635的美国专利《Shapingcommandinputstominimizeunwanteddynamics》公开了这种技术，并将其称为输入成形(inputshaping)技术。因为利用这种技术时需要向控制系统中主动引入时滞环节，所以又可称之为时滞滤波(timedelayflitting)技术。据称，输入成形技术已广泛应用于以起重机为代表的多种需要振动控制的产品中。在具有固有柔性振动运动的航天器的控制系统中应用上述分力合成或称输入成形技术的研究已有许多公开的成果。这些研究大多面向航天器姿态控制性能的提高，特别是姿态控制稳定精度的提高，因此，多数只为航天器系统中需要抑制的柔性模态进行振动控制。特殊地，哈尔滨工业大学的原劲鹏等人于2005年在《东南大学学报(自然科学版)》上的论文《输入成型在卫星喷气姿态机动控制中的应用》公开了一种为航天器姿态控制的主运动模态设计输入成形的方法；佐治亚理工学院的Huey于2006年在其博士学位论文《TheintelligentcombinationofinputshapingandPIDfeedbackcontrol》中，哈尔滨工业大学的张建英等人于2008年在中国控制会议上发表的论文《分力合成主动振动抑制方法和闭环反馈控制的同时设计》中，分别公开了分力合成控制器/输入成形器与反馈控制联合设计的方法，且后者指出抑制航天器上的柔性振动需要同时为与航天器姿态运动和有关柔性振动运动相关的两个振动设计分力合成控制器。但是，张建英等人给出的设计方法需要求解一个一元四次方程，这个一元四次方程的系数由航天器系统动力学参数以及柔性结构体的质量和柔性运动特性确定。显然，在实际工程中，由于航天器系统动力学参数、柔性结构体的质量特性以及柔性运动特性难以足够准确地确定，上述设计方法不便于实际应用。还需指出的是，多数研究未考虑施加控制时振动运动的初始条件的影响，而Veciana等人于2013年在《InternationalJournalofPrecisionEngineeringandManufacturing》发表的论文《Minimizingresidualvibrationsfornon-zeroinitialstates:Applicationtoanemergencystopofacrane》指出振动运动的初始条件严重影响输入成形技术的应用效果。在理想实验中，如果不考虑输入成形作用开始时刻振动运动的初始条件，且振动运动并非处于停止状态(即零初始条件)，该输入成形仅能完成对驱动该输入成形的输入信号的振动激励作用的抑制，而不能对系统中原有的振动运动产生减小振幅的有益效果。

技术实现要素：
针对上述现有技术存在的不足，本发明提出一种抑制不期望柔性振动的航天器姿态控制系统。为了解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：针对常见的具有一个或多个柔性结构体(如：提供能源的太阳电池帆板、提供通讯或观测功能的大尺寸天线面)的航天器，构造姿态控制系统以形成姿态参数闭环负反馈控制，在进行姿态控制操作的同时，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TMIN的1/4的力矩冲量Tc；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θj(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θj(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θdji(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{θdj}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tji(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{θdj}中的第i个分量θdji；用于根据上述航天器姿态指向参考值序列{θdj}中的航天器姿态指向参考值分量θdji和航天器姿态指向参数值分量θj的差eθj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{θdj}和由姿态指向参考值更新时刻tji组成的姿态指向参考值更新时刻序列{tj}(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{θdj}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θj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{θdj}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TMIN；根据与航天器姿态指向参数分量θj对应的给定的航天器惯性张量分量参考值Jj、上述加权系数kej和预定的m个柔性振动模态运动的振动频率ωr和振动阻尼比ξr(其中，r＝1,2,……,m)，航天器姿态指向参考值序列{θdj}和姿态指向参考值更新时刻序列{tj}按下述方法确定：根据振动频率(kej/Jj)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sg个分量成分构成的第1个输入成形器；根据振动频率ωr和振动阻尼比ξr，以及由主计算机提供的对应的振动运动初始条件ηr0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ni＝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{Mj}和输入成形指令时滞序列{dj}；根据主计算机的指令，设定航天器姿态指向参考值序列{θdj}所有分量的和为θdj，所得输入成形指令幅值序列{Mj}中每一个分量与θdj相乘，得到航天器姿态指向参考值序列{θdj}＝θdj·{Mj}；根据主计算机的指令，设定航天器姿态指向参考值序列{θdj}中第一个分量θdj1的更新时刻为τ0，所得输入成形指令时滞序列{dj}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{tj}＝{dj}+τ0。上述方案中，对力矩冲量发生装置力矩输出特性的限制，是执行所述输入成形指令的需要。典型的，当仅需考虑一个柔性振动运动模态的抑制，且假设姿态控制运动和该柔性振动运动均为无阻尼振荡运动时，按上述方法设计的最简单的输入成形指令由4个幅值相同的指令组成，执行这一指令需要力矩冲量发生装置能够在指定时刻或时间段输出幅值不大于预定力矩冲量TMIN的1/4的力矩冲量Tc。上述方案中，航天器姿态指向参数值θ可以使用某种欧拉角、姿态四元数、罗德里格斯参数、修正罗德里格斯参数等姿态表示法之一来构造。上述方案中，用于根据上述航天器姿态指向参考值序列{θdj}中的航天器姿态指向参考值分量θdji和航天器姿态指向参数值分量θj的差eθj以及所述差的变化率的加权和可视为航天器姿态控制系统中常用的比例-微分(PD)姿态反馈控制律，或者以姿态角和姿态角速度为反馈信号的常增益反馈控制律。上述方案中，主计算机用于对控制系统的状态和操作进行管理，且为了生成所需指令而对所得到的控制系统的各种信息进行运算、分析等操作。上述方案中，限定航天器姿态指向参考值序列{θdj}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θj的允许最大值的绝对值，可以保证为振动抑制所做的努力不会使航天器姿态指向超出精度要求范围，进而保证航天器飞行任务的正常执行。上述方案中，振动运动初始条件ηr0和的提供，以及航天器姿态指向参考值序列{θdj}中第一个分量θdj1的更新时刻τ0的设定，为设计非零初始条件下的输入成形提供了条件。典型的，在上述方案中，与航天器姿态指向参数分量θj对应的给定的航天器惯性张量分量参考值Jj是不包括所述一个或多个柔性结构体惯性张量在内的航天器惯性张量分量。当所述航天器惯性张量分量参考值Jj是不包括全部柔性结构体惯性张量在内的航天器惯性张量分量，其就是被视为刚体的航天器中心体的惯性张量分量。典型的，在上述方案中，柔性振动模态运动的振动频率ωr和振动阻尼比ξr是相应的柔性结构体在其与航天器连接端被固定在惯性坐标系中时的柔性振动运动模态的振动频率和振动阻尼比，即许多文献中所述约束模态的振动频率和振动阻尼比。本发明还提供了上述航天器姿态控制系统一种的操作方法，其在主计算机的控制下执行以下步骤：步骤1：根据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考值序列{θdj}，对航天器上的柔性振动强度进行评估；当柔性振动强度超出预定值时，执行步骤2，否则返回步骤1；步骤2：根据预定规律确定各柔性振动运动初始条件ηr0和以及航天器姿态指向参考值序列{θdj}中第一个分量θdj1的更新时刻τ0，按权利要求1所述方法确定航天器姿态指向参考值序列{θdj}和姿态指向参考值更新时刻序列{tj}，并执行所述控制操作。根据这一操作方法，本发明提供了通过对柔性振动运动初始条件ηr0和的猜测，改进输入成形指令，通过多次尝试完成柔性振动运动抑制的方法。本发明的一个有益效果是：可以在不能确知初始条件时为航天器柔性附件的振动抑制提供非零初始条件的输入成形指令。这一有益效果主要依靠振动运动初始条件ηr0和以及航天器姿态指向参考值序列{θdj}中第一个分量θdj1的更新时刻τ0提供。注意到航天器在轨运行时将持续受到环境中广泛存在的各种扰动影响，姿态运动和柔性运动不会处于静止状态，导致在考虑向系统中施加振动抑制动作时，姿态运动和柔性运动总是非零初始状态的。而众所周知，航天器的动力学参数不可避免的含有足够强的未知和不确知因素，这为根据物理原理准确确定运动状态带来难以逾越的困难。而在本发明的上述技术方案中，振动运动初始条件ηr0和以及航天器姿态指向参考值序列{θdj}中第一个分量θdj1的更新时刻τ0可以由系统根据已知信息或预定方法设定，这些信息的引入将导致输入成形指令序列的变化，进而实现在振动抑制中对非零初始条件的考虑。典型的，根据本发明所提供的操作方法，在反复尝试后，将可达成振动抑制的目的。本发明的另一个有益效果是：简化了考虑同时抑制多个柔性运动模态时输入成形指令的设计。根据已公开文献，上述输入成形指令的设计需要通过求解四次以上高次方程来实现。而在考虑非零初始条件时，这一求解过程需要航天器自行完成。典型的，这一求解过程需要在本发明所述的主计算机中进行。这将为航天器有限的计算资源带来挑战。本发明公开的姿态控制系统不需要进行这一求解，而是根据输入成形指令的独有特征，直接计算所需输入成形指令，简化了设计过程，方便了系统的实现。本发明的又一个有益效果是：在所有姿态指向控制回路中同时执行振动抑制控制操作，实现了对柔性振动运动的有效抑制。实际在轨运行的航天器上，任何一个柔性运动模态都会同时影响航天器的所有姿态指向参数，任何一个姿态指向参数的受控或受迫运动都会激励任何一个柔性运动模态。本发明公开的方案总是在所有三个姿态指向控制回路中同时进行振动抑制控制操作，保证了振动抑制效果。附图说明为了更好的理解本发明，下面结合附图对本发明的具体实施方式做进一步的说明。图1是根据本发明的姿态控制系统的结构框图。图2是根据本发明的一个实施例的期望姿态指向参考指令的时间历程。图3是根据本发明的一个实施例的航天器姿态指向参数的时间历程。图4是根据本发明的一个实施例的初始条件猜测具有较小误差时航天器柔性振动模态坐标的时间历程。图5是根据本发明的一个实施例的初始条件猜测具有较大误差时航天器柔性振动模态坐标的时间历程。具体实施方式下面结合附图与具体实施例对本发明做进一步的详细描述。以一颗具有一对对称太阳帆板的、中心体可视为刚体的人造地球卫星为例，在其上按上述方案设计如图1所示姿态和振动控制系统。其中，测量与估计装置观测并根据主计算机的指令按给定周期以3-1-2欧拉角形式输出航天器的姿态指向信息；姿态指向参考值发生装置根据主计算机的指令生成并按预定规律更新姿态指向参考值；姿态控制指令发生装置根据主计算机的指令根据测量与估计装置提供的航天器姿态指向信息和姿态指向参考值发生装置提供的姿态指向参考值生成姿态控制指令信号；力矩冲量发生装置根据姿态控制指令发生装置提供的指令输出姿态控制力矩，改变卫星姿态，同时实现对柔性振动运动的抑制。假设沿航天器体坐标系各轴分别配置具有可输出最小10mN大小的力矩的力矩冲量发生装置和姿态敏感器。卫星整星惯量及PD控制器参数为帆板的前3阶约束模态频率为0.51Hz、2.41Hz、3.15Hz，阻尼比为0.005。假设该卫星进行三轴稳定控制，初始姿态角、初始姿态角速度、期望姿态角分别为[φ0θ0ψ0]T＝[543](°)，[φdθdψd]T＝[000](°)。以对第1阶模态的运动的抑制为例展示本发明的效果。猜测初始时刻的第1阶柔性模态坐标及模态坐标导数为η1(0)＝0.010，使用已有的非零初始条件下的ZV输入成形设计方法为姿态运动和第1阶模态运动分别设计输入成形器，并设定航天器姿态指向参考值序列{θdj}中第一个分量θdj1的更新时刻为0s，结果生成如下形式的输入成形指令序列：在上述姿态控制系统作用下，期望姿态指向参考指令的时间历程如图2所示，航天器姿态指向参数(欧拉角)的时间历程如图3所示，航天器柔性振动模态坐标的时间历程如图4所示。由图2可见，期望姿态指向参考指令分别按照上述输入成形指令序列更新，形成了姿态指向参考信号。由图4可见，在姿态控制的初始阶段，柔性振动模态坐标的最大振幅约为0.05，但经过15秒左右，当姿态控制任务基本完成时，柔性振动模态坐标的振幅就已迅速衰减到0.001以下，展示了本发明所述技术方案的效力。图5提供了在初始条件猜测具有较大误差的一种情况下，航天器柔性振动模态坐标的时间历程。与图4相比可见，其振动抑制效果较差，振幅衰减慢，该模态表现出明显的周期振动。由此，通过对比进一步展示了本发明所述技术方案的效力。注意到输入成形技术的一个典型特性，即向系统中施加没有完全正确设计的输入成形指令序列，不会导致系统中出现比不使用输入成形技术时具有更大振幅的振动运动，上述初始条件猜测过程可以安全的反复进行，直至实现了对所述振动运动的满意的抑制效果。上述实施例是在给定的非零初始条件下使用ZV输入成形技术的例子。这一特征仅仅是为了具体实施方式展示和本发明有益效果展示的方便。各种已公开的、零初始条件下或者非零初始条件下的、目的是得到在有限个预定时刻按预定规律更新指令值为新的恒定值的输入成形技术、分力合成技术、时滞滤波技术等都可用于生成本发明中所需的输入成形指令序列。本领域专业技术人员都明晰，上一句所述情况也属于本发明的范围。