[發(fā)明專利]航天器智能自主控制研究與驗(yàn)證系統(tǒng)

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202011268513.2
• 申請日: 2020-11-13
• 公開（公告）號: CN112363410B
• 公開（公告）日: 2022-09-30
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 張斌斌;張育林
• 申請（專利權(quán)）人: 浙江大學(xué)
• 主分類號: G05B17/02
• 分類號: G05B17/02;G05B23/02;B64G7/00
• 代理公司: 杭州求是專利事務(wù)所有限公司 33200
• 代理人: 劉靜

1.一種航天器智能自主控制研究與驗(yàn)證系統(tǒng)，其特征在于，該系統(tǒng)包括航天器動力學(xué)仿真器、智能自主控制器、器件模擬器以及航天器運(yùn)動狀態(tài)三維動態(tài)顯示終端四部分，支持對控制系統(tǒng)開展完備的地面試驗(yàn)和研究；

S1，所述航天器動力學(xué)仿真器：綜合考慮航天器在軌運(yùn)行受到的空間力和力矩作用，其中空間力主要有地球中心引力和空間攝動力，所述空間攝動力包括大氣阻力攝動力、地球非球形引力攝動力、太陽光壓攝動力以及太陽、月球三體引力攝動力；利用4×4階的引力場模型計算地球非球形引力攝動力；空間力矩主要有引力梯度力矩和氣動力矩；結(jié)合智能自主控制器輸出的控制量，采用數(shù)值計算積分器，數(shù)值計算得到航天器當(dāng)前運(yùn)動狀態(tài)，具體為：采用4階Adams-Bashforth-Moulton預(yù)估矯正多步積分方法來確定航天器的運(yùn)動狀態(tài)；所述航天器動力學(xué)仿真器的控制量輸入包括推力、力矩、飛輪轉(zhuǎn)速、控制磁矩，能夠同時實(shí)現(xiàn)對航天器變軌機(jī)動和姿態(tài)機(jī)動的動力學(xué)仿真；

地球非球形引力攝動力采用下述計算方法：地球非球形攝動勢函數(shù)用球諧函數(shù)展開，表達(dá)式為：

式中μ_E是地球引力常數(shù)；n和m分別是地球引力場模型的階數(shù)和次數(shù)；為航天器在地球固連坐標(biāo)系內(nèi)的位置坐標(biāo)，分別對應(yīng)地心距、地理經(jīng)度和地理緯度；R_E為地球平均半徑；P_nm(·)為締合勒讓德多項式；C_nm、S_nm為地球引力場系數(shù)，由地球的質(zhì)量分布情況決定；

定義地球固連坐標(biāo)系(x_B,y_B,z_B)，原點(diǎn)位于地心；x_B軸在赤道平面內(nèi)，指向本初子午線；z_B軸垂直于赤道面，指向地理北極；y_B軸構(gòu)成右手坐標(biāo)系；在地球非球形攝動力作用下，航天器運(yùn)動加速度在地球固連坐標(biāo)系中的分量表達(dá)式為：

式中x、y和z是碎片位置矢量在地球固連坐標(biāo)系中分量，和是不同階次的地球非球形攝動力加速度在地球固連坐標(biāo)系中分量；引入中間變量V_nm和W_nm：

利用變量V_nm和W_nm，式(2)中和利用下述迭代公式計算：

式中中間變量V_nm和W_nm的迭代計算公式為：

式(7)和式(8)的初始迭代啟動項為：

利用公式(2)-(9)，能夠計算出n×m階次引力場模型所對應(yīng)的非球形攝動力加速度，計算過程中選取n＝m＝4；

航天器動力學(xué)仿真器中，采用的4階阿達(dá)姆斯預(yù)估矯正積分模型為：

(1)采用4階龍格-庫塔方法初始化積分器：

針對初值問題：

其中：t是時刻；y是狀態(tài)變量，包括航天器的位置和速度矢量的坐標(biāo)；是狀態(tài)變量y的導(dǎo)數(shù)；f(t,y)是約束函數(shù)，包括航天器受到大氣阻力加速度、地球非球形引力攝動力加速度以及太陽光壓攝動力加速度；t_n表示離散化后的不同時刻；y_n是第n個時刻狀態(tài)變量的取值；

龍格-庫塔積分公式為：

其中：h＝t_n+1-t_n，為積分步長；k為積分式所取的階數(shù)，當(dāng)取值為4的時候即為4階龍格-庫塔初始化方法；C_i,a_i,b_ij均為已知的常數(shù)項；

設(shè)已知4個時刻的函數(shù)值分別為f_i-3,f_i-2,f_i-1,f_i，則i+1時刻y的近似估計值為：

S2，所述智能自主控制器：由嵌入式計算機(jī)和控制計算軟件兩部分組成，能夠直接對控制系統(tǒng)的敏感器、執(zhí)行器進(jìn)行管理和訪問控制，是負(fù)責(zé)航天器平臺飛行控制和任務(wù)控制的模塊；

所述智能自主控制器的實(shí)現(xiàn)方案為：采用嵌入式計算機(jī)作為智能自主控制器的控制計算機(jī)，保持與航天器的星載計算機(jī)一致，以檢驗(yàn)控制器的實(shí)時性、對計算資源的需求，從而確保控制系統(tǒng)滿足實(shí)際在軌處理的要求；所述智能自主控制器具備自主確定航天器姿態(tài)，自主阻尼控制、尋日指向控制和三軸穩(wěn)定對日指向控制這些自主飛行控制能力，并提供控制接口，方便后續(xù)自主控制功能的開發(fā)；

所述智能自主控制器具備單機(jī)自主故障檢測和處理能力，即綜合控制系統(tǒng)單機(jī)的輸出數(shù)據(jù)和工作狀態(tài)，確定單機(jī)是否正常工作，并給出軟件復(fù)位、斷電重啟和故障剔除的處置方案；當(dāng)首次發(fā)現(xiàn)單機(jī)工作異常時，進(jìn)行軟件復(fù)位或斷電重啟；當(dāng)異常累計超過兩次及以上，則進(jìn)行故障剔除；

所述單機(jī)自主故障檢測由控制軟件在每個控制周期采集單機(jī)數(shù)據(jù)時進(jìn)行；單機(jī)數(shù)據(jù)異常檢測或工作狀態(tài)異常檢測過程中，當(dāng)異常次數(shù)累計超過設(shè)定上限時，觸發(fā)故障標(biāo)識FDSetX置1；異常次數(shù)累計的方法是：當(dāng)累計的總異常次數(shù)小于上限值時，一旦出現(xiàn)一次異常，則累計的總異常次數(shù)加1；當(dāng)累計的總異常次數(shù)小于上限值且大于0時，一旦異常消失，則累計的總異常次數(shù)減1；當(dāng)累計的總異常次數(shù)大于上限值時，則累計的總異常次數(shù)置為上限值加1；對每個單機(jī)X設(shè)置允許故障檢測標(biāo)識FDPermitX，以避免對已確認(rèn)永久故障的單機(jī)進(jìn)行故障檢測；

S3，所述器件模擬器：包括器件特性模擬模型和接口設(shè)備兩部分，其中器件特性模擬模型主要是利用數(shù)學(xué)模型模擬單機(jī)設(shè)備輸出的物理量特性；接口設(shè)備則是等效單機(jī)設(shè)備的輸入/輸出接口特性，包括設(shè)備實(shí)際物理接口和接口通信協(xié)議；所述器件模擬器的實(shí)現(xiàn)方法為：首先，根據(jù)控制系統(tǒng)單機(jī)設(shè)備的工作特性，建立模擬設(shè)備輸出的數(shù)學(xué)模型；其次，配置模擬器具有與控制器建立通信的接口及其通信協(xié)議；

所述航天器動力學(xué)仿真器和所述器件模擬器采用工業(yè)通信網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行數(shù)據(jù)交互；動力學(xué)仿真器提供航天器位置、速度、姿態(tài)和角速度這些運(yùn)動狀態(tài)信息給器件模擬器，器件模擬器根據(jù)運(yùn)動狀態(tài)信息模擬生成敏感器的輸出數(shù)據(jù)；所述動力學(xué)仿真器與器件模擬器之間采用高頻廣播的形式交換數(shù)據(jù)，該數(shù)據(jù)交換頻率應(yīng)大于控制器控制頻率的10倍；所述器件模擬器根據(jù)智能自主控制器生成的控制指令，模擬生成執(zhí)行器的輸出，并傳遞給動力學(xué)仿真器；所述器件模擬器與智能自主控制器之間采用請求應(yīng)答方式進(jìn)行數(shù)據(jù)交換，以確保數(shù)據(jù)傳輸?shù)目煽啃裕?/p>

S4，所述航天器運(yùn)動狀態(tài)三維動態(tài)顯示終端：利用動力學(xué)仿真器輸出的運(yùn)動狀態(tài)量信息，驅(qū)動航天器三維模型，從而實(shí)時展示航天器在太空中的運(yùn)動狀態(tài)。