[發明專利]一種充液航天器姿態控制與晃動抑制方法

有效

• 申請號: 201810238220.6
• 申請日: 2018-03-22
• 公開（公告）號: CN108388264B
• 公開（公告）日: 2021-02-05
• 發明（設計）人: 王澤國;張洪華;鄧雅
• 申請（專利權）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張麗娜

本發明涉及一種充液航天器姿態控制與晃動抑制方法，屬于航天器姿態控制技術領域。該方法在每個控制周期，計算得到航天器的姿態控制力矩。所提方法首先根據奇異譜分析與特征系統實現算法得到姿態角中的剛體模態與晃動模態的估計值，繼而得到四元數剛體模態與晃動角估計值，根據四元數剛體模態與分區四元數控制器得到分區四元數控制分量，根據晃動角估計值與正位置反饋控制器得到正位置反饋控制分量，最后將兩個分量做矢量和得到航天器的姿態控制力矩。所提方法可以使得航天器姿態較平穩地達到期望值，并且增加了晃動阻尼，使得晃動角具有更快的收斂速率。

技術領域

本發明涉及一種充液航天器姿態控制與晃動抑制方法，屬于航天器姿態控制技術領域。

背景技術

液體晃動是大型航天器機動時常見的現象，一般是指液體在剛體貯箱內的自由運動。隨著目前航天器任務的復雜，航天器結構的增加，以及液體貯箱結構的增大，液體晃動對航天器姿態系統影響變得愈來愈顯著，這給控制器設計帶來了很大的挑戰。在理論上，雖然已有一些有穩定性證明的控制器設計方法，但是一般要求已知晃動角，而晃動角并不可測。在工程上，經典的充液航天器姿態控制方法是PID+濾波器形式的控制器，但是這種控制方法需要仔細調節控制器各個參數，并且濾波器參數難以找到清晰的物理意義。此方法難以增大晃動部分阻尼，難以達到滿意的控制效果。

發明內容

本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提供了一種針對航天器液體晃動問題的姿態控制方法以及晃動抑制技術，提高了航天器姿態控制的穩定性。

本發明的技術解決方案是：

一種充液航天器姿態控制與晃動抑制方法，該方法的步驟包括：

(1)建立充液航天器的三維力學等效數學模型，獲取航天器姿態歐拉角θ_x,θ_y,θ_z；

(2)根據模態分離算法對步驟(1)獲取的y軸姿態角θ_y進行模態分離，得到剛體模態估計值和晃動模態估計值

(3)根據模態分離算法對步驟(1)獲取的z軸姿態角θ_z進行模態分離，得到的剛體模態估計值和晃動模態估計值

(4)根據步驟(2)和步驟(3)得到的晃動模態估計值和計算晃動角估計值和

(5)根據步驟(1)獲取的歐拉角θ_x、步驟(2)和步驟(3)得到的剛體模態估計值和計算四元數剛體模態

(6)根據步驟(5)得到的四元數剛體模態航天器本體角速度ω_b以及航天器剛體部分轉動慣量J_s，使用分區四元數控制算法計算分區四元數控制器分量u_s；

(7)根據步驟(4)得到的晃動角估計值和使用正位置反饋控制算法計算正位置反饋控制器分量u_p；

(8)根據步驟(6)和步驟(7)得到的u_s和u_p計算航天器姿態控制器M＝u_s+u_p；

(9)根據步驟(8)得到的M作為充液航天器的姿態控制力矩，從而實現充液航天器姿態控制與晃動抑制。

所述的步驟(1)中，建立充液航天器的三維力學等效數學模型包括充液航天器的動力學方程和運動學方程。

建立充液航天器的動力學方程的方法為：