一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法与流程

文档序号:19904143发布日期:2020-02-11 14:15
一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法与流程

本发明提出了一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法,适用于配置有星敏的航天器喷气控制。



背景技术:

航天器控制系统一般用星敏感器获取航天器的惯性姿态信息,用陀螺获取姿态角速度信息,姿态信息和角速度信息用于姿态控制系统进行姿态机动和保持控制。当陀螺发生故障不能提供姿态角速度时,姿态控制系统就会失效,造成航天器失控无法使用。为避免陀螺故障产生的恶劣后果,一般采取多配置陀螺的方式,保证即便有部分陀螺失效,仍可使用备份陀螺进行正常工作。这种方法,增加系统需要配置的陀螺个数,造成系统复杂度增大、重量增加。

采用星敏的姿态测量信息进行角速度估计,是在系统缺少陀螺的直接角速度测量时的一种可选用方法。由于星敏不能够在航天器姿态角速度过大时稳定工作,这种方法的应用具有很大的局限性。当航天器控制系统中存在较大干扰时(如轨控发动机安装偏斜造成轨控时的姿态扰动),如果不能迅速消除干扰对姿态的扰动,航天器角速度在干扰作用下快速增大,星敏就无法正常输出姿态数据。一般来说,星敏可正常工作的单轴角速度需要保持在0.1~0.3度/秒以下。没有陀螺数据又失去星敏的姿态测量数据,航天器就会进入失控状态。因此,解决好干扰情况下的姿态控制方法,是仅应用星敏进行欠测量姿态控制的关键。特别是,在航天器执行轨道控制操作时。



技术实现要素:

本发明解决的技术问题是:克服现有技术的不足,提供了一种仅使用星敏测量数据进行喷气姿态控制的方法,解决了航天器没有陀螺测量数据,且存在较大姿控干扰力矩时,姿态角速度过大星敏不能正常输出测量数据,从而导致姿态控制失效的问题。

本发明的技术方案:一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法,步骤如下:

(1)星敏感器接收控制计算机发出的同步信号,使得星敏测量数据的测量时刻与控制计算机的控制周期同步;

(2)如果当前控制周期有新的星敏测量数据发送回来,则执行3a-3h;如果当前控制周期没有新的星敏测量数据发送回来,则执行4a-4c;

(3a)采用星敏测量的姿态四元素数据直接计算出航天器当前时刻t1的惯性姿态θi;

(3b)采用当前时刻t1的星敏测量的姿态四元素数据q1和当前时刻t1前的某一时刻t2的星敏测量的姿态四元素数据q2,计算当前姿态平均角速度ω1,并记

(3c)采用t2时刻的星敏测量的姿态四元素数据q2和t2时刻前的某一时刻t3的星敏测量的姿态四元素数据q3,计算次时刻t2的姿态角速度ω2;

(3d)计算t1时刻至t3时刻间的平均角速度ω;

(3e)计算t1时刻至t3时刻间的星体受到的力矩冲量dt;

(3f)计算t1时刻至t3时刻间的星体受到的干扰力矩冲量dmd;

(3g)计算得到干扰力矩md;

(3h)采用α-β滤波对干扰力矩计算值进行滤波估计,获得当前时刻干扰力矩估计值md,i;并转到步骤(5);

(4a)根据运动学方程,采用外推方法计算出航天器当前时刻t1惯性姿态角θi;

(4b)假设干扰力矩不变,得到当前时刻干扰力矩,即

md,i=md,i-1

其中md,i-1是上一拍的干扰力矩估计值,md,0=0;

(4c)根据动力学方程,采用外推方法计算出航天器当前惯性姿态角速度并转到步骤(5);

(5)计算控制器的输出,得到控制力矩,完成航天器的姿态控制。

所述步骤(3b)中计算当前姿态平均角速度ω1的具体过程为:

计算得到姿态四元素数据q1和姿态四元素数据q2的误差四元数qe:

qe(1)=-q2(1)*q1(4)-q2(2)*q1(3)+q2(3)*q1(2)+q2(4)*q1(1)

qe(2)=q2(1)*q1(3)-q2(2)*q1(4)-q2(3)*q1(1)+q2(1)*q1(2)

qe(3)=-q2(1)*q1(2)+q2(2)*q1(1)-q2(3)*q1(4)+q2(4)*q1(3)

qe(4)=q2(1)*q1(1)+q2(2)*q1(2)+q2(3)*q1(3)+q2(4)*q1(4)

其中q(i),i=1,2,3,4,为四元素q的第i个元素,所述四元素q包括q1、q2和qe,则当前姿态平均角速度ω1

所述步骤(3c)中计算次时刻t2的姿态角速度ω2的具体方法为:

计算姿态四元素数据q2和姿态四元素数据q3的误差四元数qe1:

qe1(1)=-q3(1)*q2(4)-q3(2)*q2(3)+q3(3)*q2(2)+q3(4)*q2(1)

qe1(2)=q3(1)*q2(3)-q3(2)*q2(4)-q3(3)*q2(1)+q3(1)*q2(2)

qe1(3)=-q3(1)*q2(2)+q3(2)*q2(1)-q3(3)*q2(4)+q3(4)*q2(3)

qe1(4)=q3(1)*q2(1)+q3(2)*q2(2)+q3(3)*q2(3)+q3(4)*q2(4)

其中q(i),i=1,2,3,4,为四元素q的第i个元素,所述四元素q包括q3、q4和qe1

则姿态角速度ω2表示为

所述步骤(3d)中计算t1时刻至t3时刻间的平均角速度ω=(ω1×(t1-t2)+ω2×(t2-t3))/(t1-t3)。

所述步骤(3e)中计算t1时刻至t3时刻间的星体受到的力矩冲量其中j为星体转动惯量,为平均角速度ω的反对称矩阵。

所述步骤(3f)中计算t1时刻至t3时刻间的星体受到的干扰力矩冲量其中t是控制周期,n是t1时刻至t3时刻间的整周期数,mci是t1时刻至t3时刻间每周期的控制力矩。

所述步骤(3g)中干扰力矩md=dmd/n/t。

所述步骤(3h)中获得当前时刻干扰力矩估计值md,i=md+(1-α)md,i-1;其中α为滤波系数,md,i-1是上一拍的干扰力矩估计值,md,0=0。

所述步骤(5)中控制力矩公式为:

其中:kp、ki、kd是pid控制器的控制参数;θc,i是姿态角偏差,是姿态角速度偏差,是姿态角偏差积分;具体计算公式:

θc,i=θt-θi,

θt是目标姿态角,是目标姿态角速度;表示姿态角速度。

本发明的有益效果:

(1)本发明采用星敏数据直接计算的方法进行干扰力矩估计,显著提高了干扰估计的快速性。

(2)本发明采用前馈补偿的方法,快速消除干扰对航天器姿态角速度的负面影响,保证姿态平稳,从而为星敏正常工作提供保障条件,保证了星敏数据的连续性。

(3)实现了在缺少陀螺数据的欠测量条件下,仅使用星敏的测量数据进行姿态控制的目的。从而提高了航天器控制系统的可靠性,降低研制成本。

附图说明

图1为本发明的方法计算流程框图;

具体实施方式

如图1所示,本发明一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法,步骤如下:

(1)星敏感器接收控制计算机发出的同步信号,使得星敏测量数据的测量时刻与控制计算机的控制周期同步。

(2)如果当前控制周期有新的星敏测量数据发送回来,则执行3a-3h。如果当前控制周期没有新的星敏测量数据发送回来,则执行4a-4c。

(3a)采用星敏测量的姿态四元素数据直接计算出航天器当前时刻t1的惯性姿态θi;

(3b)采用当前时刻t1的星敏测量的姿态四元素数据q1和当前时刻t1前的某一时刻t2的星敏测量的姿态四元素数据q2,计算当前姿态平均角速度ω1,并记

计算得到姿态四元素数据q1和姿态四元素数据q2的误差四元数qe:

qe(1)=-q2(1)*q1(4)-q2(2)*q1(3)+q2(3)*q1(2)+q2(4)*q1(1)

qe(2)=q2(1)*q1(3)-q2(2)*q1(4)-q2(3)*q1(1)+q2(1)*q1(2)

qe(3)=-q2(1)*q1(2)+q2(2)*q1(1)-q2(3)*q1(4)+q2(4)*q1(3)

qe(4)=q2(1)*q1(1)+q2(2)*q1(2)+q2(3)*q1(3)+q2(4)*q1(4)

其中q(i),i=1,2,3,4,为四元素q的第i个元素,所述四元素q包括q1、q2和qe,则当前姿态平均角速度ω1

(3c)采用t2时刻的星敏测量的姿态四元素数据q2和t2时刻前的某一时刻t3的星敏测量的姿态四元素数据q3,计算次时刻t2的姿态角速度ω2。

计算姿态四元素数据q2和姿态四元素数据q3的误差四元数qe1:

qe1(1)=-q3(1)*q2(4)-q3(2)*q2(3)+q3(3)*q2(2)+q3(4)*q2(1)

qe1(2)=q3(1)*q2(3)-q3(2)*q2(4)-q3(3)*q2(1)+q3(1)*q2(2)

qe1(3)=-q3(1)*q2(2)+q3(2)*q2(1)-q3(3)*q2(4)+q3(4)*q2(3)

qe1(4)=q3(1)*q2(1)+q3(2)*q2(2)+q3(3)*q2(3)+q3(4)*q2(4)

其中q(i),i=1,2,3,4,为四元素q的第i个元素,所述四元素q包括q3、q4和qe1

则姿态角速度ω2表示为

(3d)计算t1时刻至t3时刻间的平均角速度ω。公式为:ω=(ω1×(t1-t2)+ω2×(t2-t3))/(t1-t3)。

(3e)计算t1时刻至t3时刻间的星体受到的力矩冲量dt。公式为:

其中j为星体转动惯量,为矩阵

其中ω(1)、ω(2)、ω(3)分别为平均角速度ω中的三个元素。

(3f)计算t1时刻至t3时刻间的星体受到的干扰力矩冲量dmd。公式为:

其中t是控制周期,n是t1时刻至t3时刻间的整周期数,mci是t1时刻至t3时刻间每周期的控制力矩。

(3g)计算干扰力矩,md=dmd/n/t。

(3h)采用α-β滤波对干扰力矩计算值进行滤波估计,获得当前时刻干扰力矩估计值。公式为:md,i=md+(1-α)md,i-1,α为滤波系数,md,i-1是上一拍的干扰力矩估计值,md,0=0;并转到步骤(5)

(4a)根据运动学方程

采用外推方法计算出航天器当前时刻t1惯性姿态角θi。

(4b)假设干扰力矩不变,得到当前时刻干扰力矩,即

md,i=md,i-1

(4c)根据动力学方程

采用外推方法计算出航天器当前惯性姿态角速度

(5)计算控制器的输出,得到控制力矩,完成航天器的姿态控制,控制力矩公式为:

其中:kp、ki、kd是pid控制器的控制参数。θc,i是姿态角偏差,是姿态角速度偏差,是姿态角偏差积分。具体计算公式:

θc,i=θt-θi,

θt是目标姿态角,是目标姿态角速度。表示姿态角速度。

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