[發明專利]一種抑制不期望柔性振動的航天器姿態控制系統

有效

• 申請號: 201610164143.5
• 申請日: 2016-03-22
• 公開（公告）號: CN105759827B
• 公開（公告）日: 2017-05-03
• 發明（設計）人: 黃庭軒;朱宏玉;徐世杰;劉琦
• 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
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

1.一種用于具有一個或多個柔性結構體的航天器的姿態控制系統，其構成姿態參數閉環負反饋控制，能夠抑制所述柔性結構體中的一個或多個的一個或多個給定的柔性振動模態運動，所述航天器姿態控制系統包括具有下述特征的組成部分：

用于確定給定時刻的航天器姿態指向參數的測量與估計裝置，其包括能夠以給定精度測出由下述力矩沖量發生裝置輸出的最小力矩沖量引起的航天器姿態指向參數的變化的測量模塊，和根據下述主計算機的指令在給定時刻或按預定周期定期輸出給定時刻的航天器姿態指向參數值θ的估計模塊，其中航天器姿態指向參數值θ具有三個獨立分量θ_j(j＝1，2，3)；

用于為所給定的航天器姿態指向參數值θ的每一個獨立分量θ_j(j＝1，2，3)提供由4個或多于4個航天器姿態指向分量參考值分量θ_dji(其中，j＝1，2，3，i＝1,2,3,……,N,N≥4)組成的航天器姿態指向參考值序列{θ_dj}的姿態指向參考值發生裝置，其包括能夠根據與航天器姿態指向參數分量θ_j對應的給定的航天器慣性張量分量參考值J_j、下述加權系數k_ej和生成振動頻率(k_ej/J_j)^0.5和振動阻尼比并結合由主計算機從用于確定給定時刻的航天器姿態指向參數的測量與估計裝置所提供的航天器姿態指向參數值θ中提取的姿態指向參數初始信息和姿態指向參數變化率初始信息，進一步利用輸入成形技術生成由s_g個分量成分構成的第1個輸入成形器的第一輸入成形生成模塊，根據預定的m個柔性振動模態運動的振動頻率ω_r和振動阻尼比ξ_r(其中，r＝1,2,……,m)，以及由主計算機提供的對應的振動運動初始條件η_r0和利用輸入成形技術生成分別由(其中n_i＝1,2,…,m)個分量成分構成的第2到第m+1個輸入成形器的第二輸入成形生成模塊，將所得m+1個輸入成形器串聯，得到具有個分量的輸入成形指令幅值序列{M_j}和輸入成形指令時滯序列{d_j}的時滯序列生成模塊，根據主計算機的指令，設定航天器姿態指向參考值序列{θ_dj}所有分量的和為θ_dj，將所得輸入成形指令幅值序列{M_j}中每一個分量與θ_dj相乘得到航天器姿態指向參考值序列{θ_dj}＝θ_dj·{M_j}的姿態指向參考值序列生成模塊，根據主計算機的指令，設定航天器姿態指向參考值序列{θ_dj}中第一個分量θ_dj1的更新時刻為τ₀，將所得輸入成形指令時滯序列{d_j}中每一個分量與τ₀相加得到姿態指向參考值更新時刻序列{t_j}＝{d_j}+τ₀的姿態指向參考值更新時刻序列生成模塊，以及根據主計算機的指令，在預定的姿態指向參考值更新時刻t_ji(其中，j＝1，2，3，i＝1,2,3,……,N,N≥4)將當前航天器姿態指向參考值變更為所提供的航天器姿態指向參考值序列{θ_dj}中的第i個分量θ_dji的姿態指向參考值輸出模塊；

用于根據上述航天器姿態指向參考值序列{θ_dj}中的航天器姿態指向參考值分量θ_dji和航天器姿態指向參數值分量θ_j的差e_θj以及所述差的變化率的加權和或者下述主計算機的指令生成姿態控制指令的姿態控制指令發生裝置；

用于提供航天器姿態運動控制作用、固連在航天器上的力矩沖量發生裝置，其能夠輸出的最小力矩沖量幅值不大于預定力矩沖量T_MIN的1/4，能夠根據姿態控制指令在指定時刻或時間段輸出給定幅值的力矩沖量T_c；

用于對控制系統中各組成部分進行管理和發出指令的主計算機；

其中，航天器姿態指向參考值序列{θ_dj}和由姿態指向參考值更新時刻t_ji組成的姿態指向參考值更新時刻序列{t_j}(其中，j＝1，2，3，i＝1,2,3,……,N)具有以下特性：

航天器姿態指向參考值序列{θ_dj}所有分量的和的絕對值不大于給定的航天器姿態指向參數分量θ_j的允許最大值的絕對值；

根據基于航天器姿態指向參考值序列{θ_dj}中絕對值最大的分量所生成的姿態控制指令，力矩沖量發生裝置輸出的力矩沖量幅值不大于預定力矩沖量T_MIN。