[發明專利]一種基于ZVDD和PWM混合輸入成型器的撓性航天器控制方法

有效

• 申請號: 201210150981.9
• 申請日: 2012-05-15
• 公開（公告）號: CN102654773A
• 公開（公告）日: 2012-09-05
• 發明（設計）人: 劉金琨;王明釗
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05B13/04
• 代理公司: 北京慧泉知識產權代理有限公司 11232
• 代理人: 王順榮;唐愛華

(一)技術領域

本發明涉及一種基于ZVDD和PWM混合輸入成型器的撓性航天器控制方法，它是針對大撓性航天器系統，而給出的一種基于ZVDD和PWM混合輸入成型器的撓性航天器PD控制方法，用于控制撓性航天器的姿態角度，屬于自動控制技術領域。

(二)背景技術

為了達到速度最快和燃料消耗最少的目的，質量較輕的撓性材料在航天器中得到了廣泛的應用。這種大撓性、低阻尼的系統一旦受到其它擾動時很容易產生結構振動響應，這將會影響航天器的定位精度和它上面精密儀器的正常工作，同時會引起構件的疲勞和損傷。實際中如美國的Explorer－I，由于剛體本體附帶的四根鞭狀天線的不期望振動導致衛星姿態翻轉而失效；東方紅三號衛星由于帆板撓性參數估計不準，導致頻繁噴氣，帆板振蕩。因此航天器撓性結構的振動控制問題的研究成為航天技術研究領域的一個重要課題。

同時，在實現姿態再定向、撓性結構在空間展開、或者為了跟蹤某空間目標，需要撓性附件進行大角度和快速機動控制，由于動力學方程中許多非線性項都不能看成小量，使得相應的機動動力學和控制問題成為強耦合的非線性問題。同時，由于各種干擾因素的存在，以及航天器的模型不確定性問題，需要控制具有良好的魯棒性。

近些年來，輸入成型技術由于其良好的抑制振動能力以及較強的魯棒性被廣泛應用于撓性航天器的控制當中。自上世紀50年代Smith提出了最早的輸入成型形式，經過多年的發展，輸入成型，作為一種前饋控制方法在撓性結構體控制中已取得令人矚目的成就。這種技術的應用使得對撓性結構體的控制只帶來很小的振動，甚至是在模型不確定和結構非線性的情況下也可以取得較好的效果。在輸入成型技術中，輸入信號被一系列脈沖調制(卷積)后再作用于控制對象，以產生比沒有成型的輸入信號小得多的振動。輸入成型的目標是設計這些脈沖的大小和時間來消除余振，在輸入成型控制器中只有時間和幅度需要存儲，所以輸入成型是一種非常實用的消除余振的方法。

在輸入成型器的設計中需要考慮的一個問題就是：輸入成型器的魯棒性和持續時間的沖突。由于系統建模誤差的存在，所以輸入成型器的設計要有一定魯棒性標準。一般來說，增加成型器的魯棒性的代價就是增大成型器的持續時間，反之亦然。通過在系統自然頻率點求解振動方程的高階導數，并使其為零，這樣就可以增加系統的魯棒性，例如零振動零微分（ZVDD）輸入成型器。與之對應，通過在成型器中加入負脈沖，可以大大減少成型器的持續時間，即負脈沖輸入成型器（Negative?input?shaper）。負脈沖成型器又可分為單一幅值（Unity?Magnitude，簡稱UM）負脈沖成型器和特殊幅值（SpecifiedNegative?Amplitude）負脈沖成型器，本發明就是采用的UM成型器，在UM成型器中脈沖幅值A_i=±1。

但是，對于UM輸入成型器脈沖作用時間，常規的解析法是無法求解的。即使是采用數值法或者圖形法這些非解析法求解，一旦脈沖的作用時間數量太多，就會使得求解過程非常復雜和困難。針對上述問題，本發明采用脈寬調制（Pulse?Width?Modulation，簡稱PWM）方法求解脈沖作用時間，大大簡化計算過程，使得脈沖作用時間方便易得。

通過對ZVDD和PWM兩者結合，既保證了輸入成型器的魯棒性，又能夠降低輸入成型器的上升時間，保證了系統的響應速度。

這種技術背景下，本發明給出一種基于ZVDD和PWM混合輸入成型器的撓性航天器PD控制方法，用于大撓性航天器的姿態角度。采用這種控制不僅保證了閉環系統的穩定性，還實現了大撓性航天器對預定姿態角度的快速且精確跟蹤。

（三）發明內容

1、發明目的

本發明的目的是：為了克服現有控制技術的不足，而提供一種基于ZVDD和PWM混合輸入成型器的撓性航天器控制方法，它在保證閉環全局系統穩定的基礎上，實現大撓性航天器對預定姿態角度的快速且精確跟蹤。

本發明是一種基于ZVDD和PWM混合輸入成型器的撓性航天器控制方法，其設計思想是：針對大撓性航天器系統模型，對第1撓性模態設計ZVDD輸入成型器，對第2撓性模態設計PWM輸入成型器，之后將兩個輸入成型器進行耦合成一個混合成型器，然后再設計PD控制器保證系統閉環的穩定性，同時實現了大撓性航天器對預定姿態角度的快速且精確跟蹤。

2、技術方案

下面結合流程框圖3中的步驟，具體介紹該設計方法的技術方案。

撓性航天器系統示意圖如圖2所示。