[發明專利]航天器姿態穩定控制實時仿真驗證及三維演示方法

有效

• 申請號: 202010007793.5
• 申請日: 2020-01-05
• 公開（公告）號: CN111191374B
• 公開（公告）日: 2022-11-25
• 發明（設計）人: 宗群;谷友博;張秀云;張睿隆;劉文靜
• 申請（專利權）人: 天津大學
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;G06F30/15;G06F30/28;G06T17/05;G06T15/00;G06T13/20;G06F119/02;G06F111/04;G06F113/08
• 代理公司: 天津市北洋有限責任專利代理事務所 12201
• 代理人: 劉國威

1.一種航天器姿態穩定控制實時仿真驗證及三維演示方法，其特征是，包括以下步驟：

第一部分，輸入約束下的有限時間控制算法設計：考慮控制輸入約束對航天器安全飛行控制性能的影響，采用分環控制，將航天器系統劃分為姿態角子系統及角速度子系統，設計有限時間附加系統動態，以有效解決約束問題，并在此基礎上結合反步控制設計控制器，實現航天器的有限時間姿態穩定控制；

第二部分，航天器實時仿真平臺結構設計及搭建：針對第一部分提出的控制算法驗證需求及航天器控制結構，進行航天器實時仿真平臺的的結構設計及搭建工作；

第三部分，航天器主控軟件設計及實現：主控軟件負責航天器仿真進程的控制、仿真數據的提取、顯示、存儲以及航天器模型各模塊間、主控軟件與視景軟件的數據通信，針對復雜航天器控制算法的實時仿真驗證需求，進行主控軟件的結構設計，實現航天器模型及算法的實時仿真、網絡通信以及航天器仿真數據的顯示、存儲等功能；

第四部分，視景演示；

第一部分具體步驟如下：

1)航天器模型及問題描述

運動學模型：

其中，q₀為四元數的標量部分，q_v＝[q₁ q₂ q₃]^T∈R³為四元數的矢量部分，ω＝[ω₁ ω₂ω₃]^T為航天器角速度，I₃∈R^3×3為單位矩陣，q^×為斜對稱矩陣，表示為：

動力學模型：

其中，d(t)為未知外界干擾，χ∈R^N,η∈R^M分別為柔性振動模態及液體晃動模態，N,M為模態階數，C_i,K_i(i＝f,l)分別為振動模態及晃動模態的柔性矩陣及剛度矩陣，且C_f＝diag(2ξ_jΛ_j,j＝1,2,…,N)，其中Λ_j為第j階柔性振動模態的自然頻率，ξ_j為第j階阻尼系數，M_η＝diag(m₁,m₁,…,m_M,m_M)為晃動液體燃料的質量矩陣，m_i為第i階液體晃動模態的晃動液體質量，δ_f為剛柔耦合矩陣，δ_l為剛液耦合矩陣，表示為：

其中，b_i為第i階液體模態及質心之間的距離；

復雜航天器在實際運行過程中，受執行機構的物理約束影響，所能產生的控制力矩存在一定約束，而這在控制器設計中需要考慮在內，其數學表達為：

其中，u＝[u₁,u₂,u₃]^T為待設計航天器的控制輸入，τ為航天器的真實作用力矩，u_max及u_min分別為控制輸入約束的上限及下限；

控制目標為：基于航天器的運動學及動力學模型(0-1)-(0-4)，考慮控制輸入約束(16)，設計控制器τ，使得航天器能夠在有限時間實現姿態穩定，且控制輸入滿足約束限制；

2)控制器設計

(1)姿態角子系統

其中，

基于姿態角跟蹤誤差系統(17)，設計虛擬控制輸入ω_d：

ω_d＝-k₁Ξ(q)^-1q (7)

其中，k₁＞0；

(2)角速度子系統

針對角速度子系統，設計控制輸入u，不僅需要在有限時間實現對虛擬角速度ω_d的穩定跟蹤，而且必須滿足控制輸入約束(16)；

考慮角速度子系統：

其中，為綜合干擾；

定義角速度跟蹤誤差為e_ω＝ω-ω_d，那么，角速度跟蹤誤差動態為：

為了補償控制輸入約束，設計如下所示的附加系統：

其中，ξ為附加系統狀態，用來處理控制輸入約束，k₂,λ₁＞0,0＜r＜1，u_Δ＝τ-u，|x|^rsgn(x)＝[|x₁|^rsgn(x₁) |x₂|^rsgn(x₂) |x₃|^rsgn(x₃)]^T；

定義變量v＝e_ω-ξ，則基于角速度誤差動態(20)，設計真實控制輸入u：

其中，λ₂＞0,0＜ε＜1；

3)仿真參數設置

仿真過程中，航天器的初始姿態四元數為q(0)＝[0.8986 0.4 0.1 0.15]^T，初始角速度為ω(0)＝[0.10.050.1]^Trad/s，航天器轉動慣量為

考慮到隨著振動及晃動階數的增加，其對剛體的影響逐漸減小，剛柔耦合矩陣為：

各階振動模態的自然頻率分別設置為：Λ₁＝0.7681rad/s,Λ₂＝1.1038rad/s,Λ₃＝1.8733rad/s，各階振動模態阻尼分別為ξ₁＝0.0056,ξ₂＝0.0086,ξ₃＝0.013；

前四階液體晃動模態的阻尼矩陣為C_l＝diag(3.334,3.334,0.237,0.237)，剛度矩陣為K_l＝diag(55.21,55.21,7.27,7.27)，晃動液體質量為m₁＝20kg,m₂＝0.8kg，b₁＝1.127m,b₂＝0.994m；

空間未知干擾為d＝0.1[sin(t/10),cos(t/15),sin(t/20)]^TNm；

控制器參數選取為：k₁＝0.5，k₂＝5，ε＝25/27，r＝15/17，λ₁＝0.001，λ₂＝0.5；

控制輸入約束設定為：u_max＝20Nm，u_min＝-13Nm；

4)離線仿真驗證；

第二部分具體步驟如下：

針對控制算法的驗證需求，設計平臺硬件由分布式仿真機柜、主控機、視景機、拼接屏構成，整個平臺分為三個部分，分別為分布式實時仿真單元、主控單元、視景演示單元；

1)分布式實時仿真單元是針對復雜航天器實時仿真需求所搭建的環境，在將模型拆解編譯后，即可在仿真機柜中運行，具體實現步驟如下：

(1)分布式子系統的配置：

利用MATLAB軟件xPC實現，xPC目標機由普通PC，通過制作U盤啟動盤來配置；

(2)模塊的劃分：根據航天器整體系統及控制模型中各子模塊的功能，劃分為控制器部分、剛體部分、柔性部分及液體部分，在分解過程中，各子模型的輸出結果帶有一重或二重積分環節，將其歸入前一個輸出模塊中；確定子模塊劃分后，要想編譯生成能在目標機運行的文件，需要將原模型中的Interpreted MATLAB Fcn替換為MATLAB Function，并將前者中鏈接的邏輯代碼復制到后者并注意改變后者輸入輸出的大小；

(3)通訊模塊的添加：利用Socket套接字實現不同計算機間的數據傳輸，將航天器各子模塊分別運行在若干xPC目標機上，只需給每個模塊添加發送部分和接收部分(Receive與，發送部分需要將數據打包后發送至其它目標機，接收部分接收其它目標機傳來的仿真數據包，解包后獲得仿真數據；

2)主控單元中，首先，通過提取仿真機柜中的實時數據，將數據以曲線的形式顯示在數據面板上，展示實時仿真結果，從而實現對復雜航天器控制算法實時性能的初步驗證，其次，主控單元還將航天器的仿真結果作為數據源驅動三維場景，使得實驗人員得以更好地觀察復雜航天器的控制效果，最后，主控單元還可以接收視景單元傳來的復雜航天器任務指令，從而調節航天器的模型參數，進行相應任務的模擬工作；

3)視景演示單元進行了復雜航天器任務場景的搭建，目的是模擬航天器真實的運行環境，在實時仿真數據的驅動下，以更加逼真的方式演示復雜航天器姿態穩定的控制過程；

第三部分具體步驟如下：

1)實時仿真

使用Matlab xPC工具箱提供的xPC Framework函數庫進行開發，具體來說包括以下幾個部分：首先，配置主控軟件欲連接的載有航天器模型的xPC的IP地址和端口號；其次，控制復雜航天器仿真進程的開始和結束；再次，進行航天器實時姿態變化等仿真數據監控；最后，實現航天器初始姿態、執行機構控制參數、航天器指向變化的在線調參；

2)網絡通信

作為航天器實時仿真驗證平臺的紐帶，通過網絡通信與裝載航天器模型的各個xPC目標機進行交互，提取實時仿真數據以及進行在線調參，并通過網絡通信這個“橋梁”將數據發送至視景機，進而驅動復雜航天器的三維虛擬場景進行演示；

3)數據庫

將實時仿真數據保存至數據庫；

4)實時仿真驗證；

第四部分具體步驟如下：

1)場景資源：在利用Unity3D進行視景模擬時，首先要進行場景資源的制作與獲取，基于復雜航天器的任務環境，主要涉及到太空場景的模擬，具體分為復雜航天器模型的制作、地球模型的制作、星空背景的實現以及太陽光照的模擬，模型的制作才用3D建模軟件；

2)著色器：引入Unity3D中的著色器shader技術，shader分為兩類：頂點著色器VertexShader和片元著色器Fragment Shader，航天器的帆板模型由若干個三角面所構成，shader中的頂點著色器可以訪問其頂點信息，將這些信息代入柔性部分控制模型后，結合接收到的帆板震動廣義坐標數據，可實現基于數據驅動的帆板振動效果；

3)液體模擬：對于復雜航天器，利用制作特效的專門軟件C4D、Houdini模擬燃料的晃動；

4)視景演示。