專利名稱：一種適用于衛星姿態角速度阻尼的欠驅動控制方法
技術領域：
本發明涉及一種衛星姿態控制方法，特別是適用于衛星姿態角速度阻尼的欠驅動控制方法。
背景技術：
在軌衛星一般具有噴氣控制和基于角動量管理裝置(如飛輪/動量輪、控制力矩陀螺等)控制兩種方式。基于角動量管理裝置的控制由于受限角動量約束，一般僅用于正常情況下的姿態控制。噴氣控制具有力矩大且無角動量的約束，對于大的星體初始姿態角速度均可有效地阻尼下來，因此常常用于衛星入軌階段、系統異常下的對日安全應急等模式、以及安全模式轉正常對地等場合。對于具有Y軸方向角動量偏置的航天器，在三軸均具有控制能力下的動力學方程 可表不為Ιχ χ + IxyCby + Ιχζ ζ + Ιχζωχωγ - Ιχγωχωζ (la)
_5] + (-Iy + Iz) coycoz + Iyz [ω]-ω]) + Ηγ0ωζ = TjxIxyMx + IyCby + Ιγ2 2 + Iyzo)xcoy (lb)+(Ix -Ι:)ωχωζ +IxyO^co: + Ιγζ(~ω2χ + ω2ζ) = Τ^Ιζ ζ + IxzCbx + IyzCby + Ιγζωχωζ - Ιχζωγω2 (lc)
_9] +(-Ixy)(^ -ω2χ) + (-/ +/7)ωχωγ -Ηγ0ωχ = Tjz其中，ωχ、COy和ωζ分別為滾動、俯仰和偏航角速度，Ιχ、Iy和Iz為航天器的主慣量，Ixy, Iyz和Ixz為航天器的慣量積，Hy0為在星體Y軸方向的偏置角動量，Tjx, Tjy和Tjz為航天器的三軸控制力矩。航天器姿態角速度阻尼的目標是通過一定控制規律給出合適的三軸控制力矩Tlx、Tly和Tlz，使得三軸角速度ωζ幅值控制到角速度偏置量附近。在上述情況下，衛星的被控量(三軸姿態角速度ωχ、COy和ωζ)的自由度與控制量(三軸控制量Tlx、Tjy和Tlz)的自由度相等且為3，因此航天器角速度阻尼控制為全驅動控制問題。在全驅動控制方式下，可通過三軸解耦控制方法比較容易地實現航天器的三軸速率阻尼控制，因此目前在軌航天器在三軸上均配置噴氣推力器等執行機構。航天器在軌運行過程中，一旦因某種故障導致某一星體軸的噴氣推力器無法正常工作時，則控制量的自由度變為2，少于被控量的自由度3，在該情況下航天器角速度阻尼控制變為一個欠驅動控制問題。若仍采用全驅動控制下的常規方法則無法實現三軸阻尼控制，從而危及航天器的安全。國內外針對航天器開展了一些欠驅動下的系統可控性分析及控制方法的理論研究。針對具有可控性的欠驅動系統，相關研究文獻主要基于Lyapunov穩定性理論進行控制器設計，并且得到了較為復雜的欠驅動控制律；相關文獻有[l]Ramin E，Paul K C. ALyapunov-based fail-safe controller for anunderactuated rigid-body spacecraft，AIAA-2001-4212 ；[2]劉海穎等.基于(w，z)參數化的微小衛星噴氣欠驅動控制，北京航空航天大學，34卷(2)，2008 :229-233。相關理論研究注重控制系統的穩定性及收斂性，但很難兼顧控制系統的動態過程，而后者恰恰是影響工程實際應用成功與否的關鍵因素之一。如實際在軌運行衛星受到姿態測量量程和執行機構輸出能力的約束，一般的欠驅動控制方法其動態性能可能難以適應實際工程應用的要求。到目前為止，通過實際工程應用的航天器欠驅動控制方法尚未見文獻報道。衛星測量角速度的陀螺都具有一定量程，即當星體角速度超過一定值后陀螺輸出飽和而無法敏感實際的星體姿態角速度。在不考慮工程實際約束下，即使設計的欠驅動控制律在理論上能保證系統穩定性和狀態收斂性，但在控制動態過程中星體角速度超過陀螺測量量程后，有可能無法獲取到正確的星體角速度而導致系統失穩。
發明內容
本發明所要解決的技術問題是針對現有技術的不足，提供了一種算法簡單、動態特性好、且工程可操作性強的適用于衛星姿態角速度阻尼的欠驅動控制方法。本發明包括如下技術方案一種適用于衛星姿態角速度阻尼的欠驅動控制方法，包括如下步驟(I)確定衛星控制失效軸和工作正常的兩個軸，根據工作正常的兩個軸的主慣量的大小關系以及失效軸的實際姿態角速度確定工作正常的兩個軸的角速度偏置量；(2)根據工作正常的兩個軸的實際姿態角速度和角速度偏置量確定角速度偏差，根據角速度偏差獲得工作正常的兩個軸的控制力矩；(3)判斷三軸角速度偏差是否均小于角速度偏差期望幅值,如果均小于角速度偏差期望幅值，則結束；否則返回步驟(I)。當偏航軸控制失效時，根據滾動軸的主慣量Ix和俯仰軸的主慣量Iy的大小關系以及實際的偏航姿態角速度(^確定滾動角速度偏置量ωχ(ι、和俯仰角速度偏置值coy(l。當Ιχ =Iy 時，首先建立偏置角動量，使得俯仰軸方向的偏置角動量Hytl > O ;然后判斷I ωζ|是否大于等于角速度期望值A1;若I ω ζ I彡Λ i，滾動角速度偏置量ω χ0的絕對值取第一滾動角速度偏置值；若I ωζ| < A1，滾動角速度偏置量ωχ(ι的絕對值取第二滾動角速度偏置值，所述第二滾動角速度偏置值比第一滾動角速度偏置值小；滾動角速度偏置量ωχ(ι的符號確定方法如下當ωζ為正數時，ωχ0為負數，當ωζ為負數時，ωχ(ι為正數。當Ix > Iy 時，滾動角速度偏置量ωχ(ι、和俯仰角速度偏置值COytl的絕對值確定方法如下判斷I ωζ|是否大于等于角速度期望值A1;若I ωζ|彡A1，滾動角速度偏置量ωχ(ι的絕對值取第一滾動角速度偏置值，俯仰角速度偏置量Oytl的絕對值取第一俯仰角速度偏置值；若I ωζ| < A1，滾動角速度偏置量ωχ(ι的絕對值取第二滾動角速度偏置值，俯仰角速度偏置量Qytl的絕對值取第二俯仰角速度偏置值；所述第二滾動角速度偏置值比第一滾動角速度偏置值小；所述第二俯仰角速度偏置值比第一俯仰角速度偏置值小；滾動角速度偏置量ωχ(ι、和俯仰角速度偏置值COytl的符號的確定方法如下當ωζ>0時，滿足ωχ。彡O和Coy。彡0，當ωζ<0時滿足ωχ。彡O和coy。彡O。當Ix < Iy 時，滾動角速度偏置量ωχ(ι、和俯仰角速度偏置值COytl的絕對值確定方法如下判斷I ωζ|是否大于等于角速度期望值A1;若I ωζ|彡A1，滾動角速度偏置量ωχ(ι的絕對值取第一滾動角速度偏置值，俯仰角速度偏置量Oytl的絕對值取第一俯仰角速度偏置值；若I ωζ| < A1，滾動角速度偏置量ωχ(ι的絕對值取第二滾動角速度偏置值，俯仰角速度偏置量Oytl的絕對值取第二俯仰角速度偏置值； 滾動角速度偏置量ωχ(ι、和俯仰角速度偏置值COytl的符號的確定方法如下當ωζ>0時滿足ωχ0彡O和COy0彡0，當ωζ<0時滿足ωχ0彡O和oy0彡O。當滾動軸控制失效時，根據俯仰軸的主慣量Iy和偏航軸的主慣量Iz大小關系以及實際的滾動姿態角速度0!￡確定俯仰角速度偏置量COytl、和偏航角速度偏置值ωζ(ι。當Iz = Iy 時，首先建立偏置角動量，使得俯仰軸方向的偏置角動量Hytl > O ;然后判斷I ωχ|是否大于等于角速度期望值A1;若I ωχ|彡A1，偏航角速度偏置值ωζ(ι的絕對值取第一偏航角速度偏置值；若I ωχ| < A1，偏航角速度偏置值ωζ(ι的絕對值取第二偏航角速度偏置值，所述第二偏航角速度偏置值比第一偏航角速度偏置值小；偏航角速度偏置值ωζ(ι的符號確定方法如下當ωχ為正數時，ω ζ0為正數，當ωχ為負數時，ωζ(ι為負數。當Iz > Iy或Iz < Iy時，偏航角速度偏置值ωζ(ι、和俯仰角速度偏置值coy(l的絕對值確定方法如下判斷I ωχ|是否大于等于角速度期望值A1;若I ωχ|彡A1，偏航角速度偏置值ωζ(ι的絕對值取第一偏航角速度偏置值，俯仰角速度偏置量Oytl的絕對值取第一俯仰角速度偏置值；若I ωχ| < A1，偏航角速度偏置值ωζ(ι的絕對值取第二偏航角速度偏置值，俯仰角速度偏置量Oytl的絕對值取第二俯仰角速度偏置值；當Iz > Iy時，偏航角速度偏置值ωζ(ι、和俯仰角速度偏置值COytl的符號的確定方法如下當ωχ > O時，滿足ωζ。彡0和GJy。彡0，當ωχ < O時滿足ω ζ。彡O和coy。彡O。當Iz < Iy時，偏航角速度偏置值ωζ(ι、和俯仰角速度偏置值COytl的符號的確定方法如下當ωχ>0時，滿足ωζ。彡O和Coy。彡0，當ωχ<0時滿足ω ζ。彡O和Oy。彡O。當俯仰軸控制失效時，根據滾動軸的主慣量Ix和偏航軸的主慣量Iz大小關系以及實際的俯仰姿態角速度Oy確定滾動角速度偏置量ωχ(ι、和偏航角速度偏置值ωζ(ι。滾動角速度偏置量ωχ(ι、和偏航角速度偏置值ωζ(ι的絕對值的確定方法如下判斷I coy|是否大于等于角速度期望值A1,若I ω」彡A1，滾動角速度偏置量ωχ(ι的絕對值取第一滾動角速度偏置值，偏航角速度偏置值ωζ(ι的絕對值取第一偏航角速度偏置值；
若I coy| < A1，滾動角速度偏置量ωχ(ι的絕對值取第二滾動角速度偏置值，偏航角速度偏置值ωζ(ι的絕對值取第二偏航角速度偏置值；滾動角速度偏置量ωχ(ι、和偏航角速度偏置值ωζ(ι的符號的確定方法如下當Ix > Iz 時，當 Oy > O 時滿足 ωχ(ι·ωζ(ι>0，當 Oy < O 時滿足 ωχ(ι·ωζ(ι<0 ;當Ix < Iz 時，當 Qy > O 時滿足 ωχ0 · ω ζ0 < 0，當 ωy < O 時 ωχ0 · ω ζ0 > O。本發明與現有技術相比具有如下優點(I)本方法針對衛星單軸噴氣故障情況，將三軸角速度控制問題轉化為兩軸角速度維持控制問題，僅由簡單邏輯對角速度偏置量進行調整實現了三軸角速度阻尼的目標。本發明算法及邏輯簡單，工程可實現性強；(2)本發明僅對角速度進行維持控制，可實現控制系統具有良好的動態特性，利于 工程實際應用。
圖I為本發明欠驅動控制方法運行流程圖；圖2為由噴氣欠驅動控制轉動量輪控制全過程的星體角速度曲線；圖3為偏置角速度建立階段的星體角速度曲線；圖4為滾動與俯仰偏置角速度穩定運行階段星體角速度曲線；圖5為僅保持俯仰小偏置角速度運行階段的星體角速度曲線；圖6為轉動量輪控制前欠驅動阻尼控制下的星體角速度曲線；圖7為成功轉入動量輪控制下的星體角速度曲線。
具體實施例方式下面就結合附圖對本發明做進一步介紹。本發明針對航天器三軸姿態角速度阻尼控制問題，考慮當某一通道喪失控制能力的欠驅動控制的情況下，基于航天器動力學耦合特性，提出了一種采用其它正常通道噴氣控制完成三軸速率阻尼的欠驅動控制方法，以實現航天器姿態急定的目的。根據星體角速度阻尼要求給出三軸的角速度偏差的期望幅值Λ2(Λ2 > O);對于由噴氣控制轉入角動量管理裝置(如動量輪、控制力矩陀螺等)控制的衛星
系統，需滿足斗并留有一定工程余量，其中Hexc為衛星所配置角動量管理裝置的角
max
動量包絡值，Imax為星體三軸的最大轉動慣量。一般情況下，A2的取值范圍為Λ2< I. 2° /
So根據三軸的角速度偏差的期望幅值A2確定單軸阻尼的角速度期望值A1，其中Δ J < Δ2。對于滾動或偏航失效情況，在俯仰軸的負向建立偏置角動量Hytl，其中當正常兩軸主慣量相等時需取Hytl > 0，不相等時可取Hytl ^ O。結合整星偏置角動量建立手段，使得本發明可適應于動力學不耦合或弱耦合的衛星系統。如圖I所示，本發明的欠驅動控制方法包括如下步驟I)判斷X軸控制是否失效，如果X軸控制失效，則轉入步驟2);如果X軸控制沒有失效則轉入步驟3)；2)根據主慣量Iy和Iz的大小關系和實際角速度ω χ確定角速度偏置量ω y(l、ω ζ0 ；根據角速度實際值和角速度偏置量確定角速度偏差，然后根據角速度偏差確定出控制力矩Tjy和Ty通過控制力矩I^x和對滾動和俯仰角速度進行控制；然后轉入步驟7)；3)判斷Y軸控制是否失效，如果Y軸控制失效，則轉入步驟4);如果Y軸控制沒有失效則轉入步驟5)；4)根據Ix和Iz的大小關系和角速度Qy確定角速度偏置量ωχ(ι、ω ζ0 ;根據實際角速度和角速度偏置量確定角速度偏差，然后根據角速度偏差給出控制力矩Tlx和Tlz ;通過控制力矩Th和Th對滾動和偏航角速度進行控制；然后轉入步驟7)；5)判斷Z軸控制是否失效，如果Z軸控制失效，則轉入步驟6);如果Z軸控制沒有失效則轉入步驟8)；6)根據!^和Iy的大小關系和ωζ確定角速度偏置量ωχ(ι、ω y0 ;然后根據實際角·速度和角速度偏置量確定角速度偏差，根據角速度偏差確定出控制力矩Tlx和Tly ;通過控制力矩和I^y對滾動和俯仰角速度進行控制；然后轉入步驟7)；7)判斷三軸角速度偏差是否均小于期望幅值A2，其中失效軸的角速度偏差即為失效軸的實際姿態角速度；工作正常的兩個軸的角速度偏差根據實際姿態角速度與角速度偏置量進行求差確定。當三軸角速度均小于A2時，轉入步驟8);否則，返回步驟I)；8)結束。對于航天器某一通道的控制失效情況可分為滾動、俯仰和偏航三種情況。I)偏航軸控制失效情況當偏航軸(Z軸)失去控制能力，動力學方程(Ic)描述為
權利要求
1.一種適用于衛星姿態角速度阻尼的欠驅動控制方法，其特征在于，包括如下步驟 (1)確定衛星控制失效軸和工作正常的兩個軸，根據工作正常的兩個軸的主慣量的大小關系以及失效軸的實際姿態角速度確定工作正常的兩個軸的角速度偏置量； (2)根據工作正常的兩個軸的實際姿態角速度和角速度偏置量確定角速度偏差，根據角速度偏差獲得工作正常的兩個軸的控制力矩； (3)判斷三軸角速度偏差是否均小于角速度偏差期望幅值，如果均小于角速度偏差期望幅值，則結束；否則返回步驟(I)。
2.如權利要求I所述的方法，其特征在于當偏航軸控制失效時，根據滾動軸的主慣量Ix和俯仰軸的主慣量Iy的大小關系以及實際的偏航姿態角速度《,確定滾動角速度偏置量ωχ(ι、和俯仰角速度偏置值coy(l。
3.如權利要求2所述的方法,其特征在于當Ix= Iy時， 首先建立偏置角動量，使得俯仰軸方向的偏置角動量Hytl > O ； 然后判斷I ωζ|是否大于等于角速度期望值A1 ; 若I ωζ| ^ A1，滾動角速度偏置量ωχ(ι的絕對值取第一滾動角速度偏置值； 若I ωζ| < A1，滾動角速度偏置量ωχ(ι的絕對值取第二滾動角速度偏置值，所述第二滾動角速度偏置值比第一滾動角速度偏置值小； 滾動角速度偏置量ωχ(ι的符號確定方法如下當ωζ為正數時，ωχ(ι為負數，當ωζ為負數時，ωχ(ι為正數。
4.如權利要求2所述的方法，其特征在于當Ix> Iy時， 滾動角速度偏置量ωχ(ι、和俯仰角速度偏置值COytl的絕對值確定方法如下 判斷I ωζ|是否大于等于角速度期望值A1 ； 若I ωζ| ^ A1，滾動角速度偏置量ωχ(ι的絕對值取第一滾動角速度偏置值，俯仰角速度偏置量oy(l的絕對值取第一俯仰角速度偏置值； 若I ωζ| < A1，滾動角速度偏置量ωχ(ι的絕對值取第二滾動角速度偏置值，俯仰角速度偏置量Qytl的絕對值取第二俯仰角速度偏置值；所述第二滾動角速度偏置值比第一滾動角速度偏置值小；所述第二俯仰角速度偏置值比第一俯仰角速度偏置值小； 滾動角速度偏置量ωχ(ι、和俯仰角速度偏置值COytl的符號的確定方法如下當ωζ > O時，滿足ωχ0彡O和(Oy0彡0，當ωζ<0時滿足ωχ(ι彡O和Oytl彡O。
5.如權利要求2所述的方法，其特征在于當Ix< Iy時， 滾動角速度偏置量ωχ(ι、和俯仰角速度偏置值COytl的絕對值確定方法如下 判斷I ωζ|是否大于等于角速度期望值A1 ； 若I ωζ| ^ A1，滾動角速度偏置量ωχ(ι的絕對值取第一滾動角速度偏置值，俯仰角速度偏置量oy(l的絕對值取第一俯仰角速度偏置值； 若I ωζ| < A1，滾動角速度偏置量ωχ(ι的絕對值取第二滾動角速度偏置值，俯仰角速度偏置量oy(l的絕對值取第二俯仰角速度偏置值； 滾動角速度偏置量ωχ(ι、和俯仰角速度偏置值COytl的符號的確定方法如下當ωζ > O時滿足ωχ0彡O和(Oy0彡0，當ωζ<0時滿足ωχ(ι彡O和Oytl彡O。
6.如權利要求I所述的方法，其特征在于當滾動軸控制失效時，根據俯仰軸的主慣量Iy和偏航軸的主慣量Iz大小關系以及實際的滾動姿態角速度ωχ確定俯仰角速度偏置量ω (ι、和偏航角速度偏置值ωζ(ι。
7.如權利要求6所述的方法,其特征在于當Iz= Iy時， 首先建立偏置角動量，使得俯仰軸方向的偏置角動量Hytl > O ； 然后判斷I ωχ|是否大于等于角速度期望值A1 ; 若I ωχ| ^ A1，偏航角速度偏置值ωζ(ι的絕對值取第一偏航角速度偏置值； 若I ωχ| < A1，偏航角速度偏置值ωζ(ι的絕對值取第二偏航角速度偏置值，所述第二偏航角速度偏置值比第一偏航角速度偏置值小； 偏航角速度偏置值ωζ(ι的符號確定方法如下當ωχ為正數時，ωζ(ι為正數，當ωχ為負數時，ωζ(ι為負數。
8.如權利要求6所述的方法，其特征在于 當Iz > Iy或Iz < Iy時，偏航角速度偏置值ωζ(ι、和俯仰角速度偏置值COytl的絕對值確定方法如下 判斷I ωχ|是否大于等于角速度期望值A1 ； 若I ωχ| ^ A1，偏航角速度偏置值ωζ(ι的絕對值取第一偏航角速度偏置值，俯仰角速度偏置量oy(l的絕對值取第一俯仰角速度偏置值； 若I ωχ| < A1，偏航角速度偏置值ωζ(ι的絕對值取第二偏航角速度偏置值，俯仰角速度偏置量oy(l的絕對值取第二俯仰角速度偏置值； 當Iz > Iy時，偏航角速度偏置值ωζ(ι、和俯仰角速度偏置值GJytl的符號的確定方法如下當ωχ>0時，滿足ωζ0彡O和(Oy0彡0，當ωχ<0時滿足ω ζ(ι彡O和Oytl彡O。
當Iz < Iy時，偏航角速度偏置值ωζ(ι、和俯仰角速度偏置值GJytl的符號的確定方法如下當ωχ>0時，滿足ωζ0彡O和(Oy0彡0，當ωχ<0時滿足ω ζ(ι彡O和Oytl彡O。
9.如權利要求I所述的方法，其特征在于當俯仰軸控制失效時，根據滾動軸的主慣量Ix和偏航軸的主慣量Iz大小關系以及實際的俯仰姿態角速度確定滾動角速度偏置量ωχ(ι、和偏航角速度偏置值ωζο。
10.如權利要求9所述的方法，其特征在于 滾動角速度偏置量ωχ(ι、和偏航角速度偏置值ωζ(ι的絕對值的確定方法如下 判斷I y|是否大于等于角速度期望值A1, 若I ω」^ A1，滾動角速度偏置量ωχ(ι的絕對值取第一滾動角速度偏置值，偏航角速度偏置值ωζ(ι的絕對值取第一偏航角速度偏置值； 若I ω」< A1，滾動角速度偏置量ωχ(ι的絕對值取第二滾動角速度偏置值，偏航角速度偏置值ωζ(ι的絕對值取第二偏航角速度偏置值； 滾動角速度偏置量ωχ(ι、和偏航角速度偏置值ωζ(ι的符號的確定方法如下 當 Ix > Iz 時，當 Oy > O 時滿足 ωχ。· ωζ(ι>0，當 Oy < O 時滿足 ωχ(ι · ω ζ0 < O ； 當 Ix < Iz 時，當 > O 時滿足 ωχ。· ωζ。< 0，當(Oy < O 時 ωχ(ι · ω ζ0 > O0
全文摘要
本發明公開了一種適用于衛星姿態角速度阻尼的欠驅動控制方法，首先確定衛星控制失效軸和工作正常的兩個軸，根據工作正常的兩個軸的主慣量的大小關系以及失效軸的實際姿態角速度確定工作正常的兩個軸的角速度偏置量；然后根據工作正常的兩個軸的實際姿態角速度和角速度偏置量確定角速度偏差，根據角速度偏差獲得工作正常的兩個軸的控制力矩；通過控制力矩對三軸角速度進行控制，直至三軸角速度偏差均小于角速度偏差期望幅值。本發明的控制方法算法簡單、動態特性好、且工程可操作性強。
文檔編號B64G1/24GK102923317SQ20121043358
公開日2013年2月13日 申請日期2012年10月31日 優先權日2012年10月31日
發明者雷擁軍, 王淑一, 李明群, 宗紅, 魏春嶺, 何英姿, 張篤周, 袁軍, 王新民, 柯旗, 張俊玲 申請人:北京控制工程研究所