航天器過驅(qū)動(dòng)控制分配方法及應(yīng)用研究.pdf

1、為確保航天器在軌可靠運(yùn)行,通常配置冗余執(zhí)行機(jī)構(gòu),實(shí)現(xiàn)航天器過驅(qū)動(dòng)控制系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)管理,以此增加系統(tǒng)可靠性、大幅提高系統(tǒng)功能密度與控制輸出能力。針對(duì)冗余配置的航天器控制系統(tǒng),本學(xué)位論文開展了系統(tǒng)的建模與分析、控制分配算法設(shè)計(jì)、以及相關(guān)背景任務(wù)應(yīng)用等研究,并基于單軸氣浮臺(tái)仿真環(huán)境,進(jìn)行了物理仿真實(shí)驗(yàn)。
　　首先,分析了引入控制分配環(huán)節(jié)的控制系統(tǒng)穩(wěn)定性。以引入直接分配法與偽逆法的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)為例,建立了兩種算法的分配誤差模型,并基于

2、Lyapunov穩(wěn)定性定理,分析了誤差對(duì)系統(tǒng)穩(wěn)定性的影響。直接分配法僅在可達(dá)集外部出現(xiàn)分配誤差,當(dāng)配置輸出足夠克服干擾力矩影響時(shí),算法仍可保證系統(tǒng)穩(wěn)定,但系統(tǒng)收斂時(shí)間延長;偽逆法在可達(dá)集內(nèi)外均存在分配誤差,不僅減緩系統(tǒng)收斂時(shí)間,且分配誤差過大時(shí),系統(tǒng)穩(wěn)定性也將隨之惡化。
　　在穩(wěn)定性分析基礎(chǔ)上,提出了基于歸一化可達(dá)集頂點(diǎn)的改進(jìn)直接分配法。直接分配法的分配時(shí)間特性較差,難于星載實(shí)時(shí)應(yīng)用。為此,改進(jìn)算法在保持原算法優(yōu)點(diǎn)基礎(chǔ)上,重點(diǎn)縮減

3、其離線計(jì)算與在線計(jì)算時(shí)間。離線計(jì)算負(fù)責(zé)構(gòu)建配置可達(dá)集信息,為減少其計(jì)算時(shí)間,提出了基于效力矩陣零空間的構(gòu)建方法,快速構(gòu)建配置的可達(dá)集信息及其歸一化頂點(diǎn)信息;在線計(jì)算根據(jù)可達(dá)集信息實(shí)時(shí)生成配置控制指令,為提高其計(jì)算效率,提出了基于歸一化可達(dá)集頂點(diǎn)信息的相交表面搜索方法,將相交表面的搜索范圍有效限制在期望力矩方向的局部區(qū)域內(nèi)。
　　隨后,針對(duì)具體的航天器控制任務(wù),開展了控制分配理論的應(yīng)用研究。
　　儲(chǔ)能與姿控一體化系統(tǒng)采用飛輪同

4、時(shí)實(shí)現(xiàn)能量儲(chǔ)存與釋放,以及力矩輸出的功能。根據(jù)任務(wù)需求,提出了異構(gòu)飛輪配置的最優(yōu)構(gòu)型設(shè)計(jì)方法,建立配置的輸出容積計(jì)算模型,并基于優(yōu)化理論,推導(dǎo)最優(yōu)構(gòu)型滿足的等式條件,以及求取數(shù)值解的迭代方法。在異構(gòu)四飛輪配置應(yīng)用中,針對(duì)不同控制模式需求,分別提出了相應(yīng)的控制分配算法,使得配置在充分發(fā)揮其儲(chǔ)能與力矩輸出能力的同時(shí),實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的最低能耗管理。
　　內(nèi)編隊(duì)系統(tǒng)以內(nèi)、外衛(wèi)星維持高精度編隊(duì)的形式反演純引力軌道環(huán)境,控制系統(tǒng)需實(shí)時(shí)考慮編隊(duì)的姿態(tài)

5、與軌道控制問題。為此,設(shè)計(jì)采用一套冗余推力器配置,實(shí)現(xiàn)外衛(wèi)星的姿軌一體化控制。根據(jù)任務(wù)要求,提出了冗余推力器配置的構(gòu)型設(shè)計(jì)與評(píng)價(jià)方法,根據(jù)設(shè)計(jì)要求與功能約束設(shè)計(jì)推力器構(gòu)型,并通過冗余度檢驗(yàn)、控制輸出能力檢驗(yàn)等方法,判定既得構(gòu)型的故障容錯(cuò)能力與受約束控制輸出能力。在建立內(nèi)、外衛(wèi)星的相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型基礎(chǔ)上,設(shè)計(jì)了系統(tǒng)的控制算法與控制分配算法。基于Lyapunov理論的控制算法可保證系統(tǒng)的漸近穩(wěn)定性,而一體化控制分配算法以燃料消耗最省為指標(biāo),可顯

6、著減少推進(jìn)劑的無謂損耗,并有效規(guī)避推力器的飽和與故障風(fēng)險(xiǎn)。
　　最后,進(jìn)行了基于單軸氣浮臺(tái)的物理仿真實(shí)驗(yàn)。設(shè)計(jì)了單軸臺(tái)大角度快速機(jī)動(dòng)與高精度穩(wěn)定控制物理仿真方案,采用推力器與飛輪聯(lián)合配置,在相平面內(nèi)基于有限時(shí)間控制理論,設(shè)計(jì)聯(lián)合配置的有限時(shí)間控制方法。新方法可將單軸臺(tái)快速、高精度穩(wěn)定于目標(biāo)姿態(tài),并能有效規(guī)避推力器的頻繁開關(guān)與飛輪的過快飽和問題。將實(shí)物飛輪與虛擬飛輪相結(jié)合,設(shè)計(jì)了航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)半物理仿真實(shí)驗(yàn)方案。采用速率受限控制