一种带运动有效载荷卫星的前馈力矩补偿方法

摘要

本发明公开了一种带运动有效载荷卫星的前馈力矩补偿方法。本发明在有效载荷运动干扰分析的基础上，设计前馈力矩补偿算法，通过等效力矩补偿、超前补偿、时间标定，提高补偿精度，实现了带运动有效载荷复杂卫星的高精度高稳定度控制。本发明所提方法，能够克服有效载荷与补偿执行机构控制周期不同、动态性能差异、有效载荷理论运动规律与实际运动规律不一致等因素影响，有效提高前馈力矩补偿效果，使得卫星控制稳定度在5×10

说明书

技术领域

本发明涉及一种带运动有效载荷卫星的前馈力矩补偿方法，特别适用于高精度高稳定度卫星，属于航天器姿态控制领域。

背景技术

气象卫星等静止轨道遥感卫星往往带有快速运动的有效载荷，例如美国的GOES系列气象卫星、我国的风云四号气象卫星等都带有红外扫描辐射计和大气垂直探测仪。卫星上的运动有效载荷相对卫星平台做快速运动用以满足对地特定区域成像要求。有效载荷的运动会对卫星姿态形成扰动。此扰动影响卫星控制精度和稳定度，进而影响运动部件指向精度和指向稳定度，使卫星完成任务质量差。当运动有效载荷的运动频率与帆板挠性频率接近时，可激励帆板共振。因此，在进行这类卫星的姿态控制系统设计时，必须考虑对运动有效载荷运动引起的卫星姿态变化进行处理，以满足运动有效载荷指向精度和指向稳定度、满足卫星平台的控制精度和稳定度。

针对运动部件的干扰，可以采用的方法包括有效载荷运动补偿、前馈力矩补偿等。其中基于有效载荷运动补偿包括基于模型的有效载荷运动补偿、基于测量的有效载荷运动补偿。运动补偿方法通过有效载荷运动来补偿卫星平台的指向误差。该方法可以提高运动部件的指向精度，但不能提高卫星平台的控制精度和稳定度。

现有的前馈力矩补偿方法根据有效载荷运动规律，直接计算补偿力矩，没有考虑：

(1)有效载荷与补偿执行机构的控制周期不同；

(2)有效载荷与补偿执行机构的动态性能不同；

(3)有效载荷理论运动规律与实际运动规律不一致。

如果不考虑上述三方面影响，前馈力矩补偿效果较差，甚至可能导致补偿成为干扰。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：考虑有效载荷与补偿执行机构的控制周期不同、动态性能不同，同时考虑有效载荷理论运动规律与实际运动规律不一致，提供一种前馈力矩补偿方法，能够实现带运动有效载荷复杂卫星的高精度高稳定度控制。

本发明包括如下技术方案：

一种带运动有效载荷卫星的前馈力矩补偿方法，步骤如下：

(1)根据有效载荷的运动模式,并考虑卫星控制周期影响,计算该运动模式下加速和减速过程所对应的等效补偿力矩

(2)根据有效载荷和补偿机构动态特性，以及因有效载荷控制周期与前馈补偿周期不同所产生的时延，计算前馈补偿控制相对于有效载荷运动的超前时间t_lead；

超前时间t_lead的计算公式为$>t_{\mathrm{lead}}=\frac{\arctan \left({\tau }_{\mathrm{fc}}\omega \right)-\arctan \left({\tau }_y\omega \right)}{\omega }+t_{\mathrm{cy}},$>其中，τ_y为有效载荷的机电时间常数，τ_fc为补偿机构的机电时间常数，ω为有效载荷运动角频率，t_cy为因有效载荷控制周期与前馈补偿周期不同所产生的时延；

(3)根据地面注入的所述运动模式下的运动参数数据，计算有效载荷加速和减速过程的理论起始时刻；所述运动参数数据包括起始时间、运动起始角度和运动目标角度；然后令校正时间差ΔT=0；

(4)判断是否接收到带时标的标定信号，记为（Flg，T₀），当有效载荷运动到特定位置时产生所述带时标的标定信号；

如果接收到标定信号，则判断|ΔT+T_Com-T₀|<SynTimeLimit是否成立，SynTimeLimit为时差阈值，T_Com为有效载荷运动到该特定位置的理论时刻；如果|ΔT+T_Com-T₀|<SynTimeLimit，令ΔT=T₀-T_Com，转入步骤（5）；否则，令ΔT保持不变，然后转入步骤（5）；

如果没有接收到，令校正时间差ΔT保持不变，转入步骤（5）；

(5)将加速或减速过程的理论起始时刻减去超前时间t_lead后，再加上所述校正时间差ΔT，获得加速或减速补偿控制的起始时刻；

(6)从加速或减速补偿控制的起始时刻开始向补偿机构输出补偿控制信号，维持输出Δt时间后取消输出所述补偿控制信号；所述补偿控制信号根据加速或减速过程所对应的等效补偿力矩确定；

(7)判断所述运动模式所对应的运动过程是否结束，如果没结束，返回步骤(4)，否则，结束。

等效补偿力矩的计算公式为：

其中，为地面测试得到的有效载荷转动惯量，ε_yr为所述运动模式下加速或减速过程的角加速度，t1为所述运动模式下有效载荷加速或减速过程起始时刻，t2为所述运动模式下有效载荷加速或减速过程结束时刻，Δt为补偿时间长度，Δt≈t2-t1且是卫星控制周期的整数倍。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

本发明在有效载荷运动干扰分析的基础上，设计前馈力矩补偿算法，通过等效力矩补偿、超前补偿、时间标定，提高补偿精度，实现了带运动有效载荷复杂卫星的高精度高稳定度控制。本发明所提方法，能够克服有效载荷与补偿执行机构控制周期不同、动态性能差异、有效载荷理论运动规律与实际运动规律不一致等因素影响，有效提高前馈力矩补偿效果，使得卫星控制稳定度在5×10^-4°/s以上。

附图说明

图1为本发明前馈力矩补偿流程图；

图2为快速指向过程与时间对应关系；

图3为扫描过程与时间对应关系；

图4为探测过程与时间对应关系；

图5为前馈补偿力矩；

图6为使用反馈控制时的卫星三轴角速度仿真曲线；

图7为使用前馈力矩补偿+反馈控制时的卫星三轴角速度仿真曲线（前馈控制使用时间标定、不使用超前校正）；

图8为使用前馈力矩补偿+反馈控制时的卫星三轴角速度仿真曲线（前馈控制使用时间校正、超前校正）；

图9为使用反馈控制时的卫星三轴角速度仿真曲线（考虑有效载荷运动激励帆板挠性振动）；

图10为使用前馈力矩补偿+反馈控制时的卫星三轴角速度仿真曲线（考虑有效载荷运动激励帆板挠性振动；前馈控制使用时间标定、不使用超前校正）；

图11为使用前馈力矩补偿+反馈控制时的卫星三轴角速度仿真曲线（考虑有效载荷运动激励帆板挠性振动；前馈控制使用时间校正、超前校正）。

具体实施方式

下面就结合附图对本发明做进一步介绍。

一、有效载荷典型运动规律

二维运动有效载荷可分别进行南北运动和东西运动，也可以同时运动，在有效载荷运动时会对卫星X轴（南北运动时）、Z轴（东西运动时）产生干扰力矩。考虑如下几种典型运动规律：1)快速指向，有效载荷运动机构可以从限制范围内的任何一个开始位置指向一个目标位置，如图2所示。快速运动过程如下，首先在0.5s内加速至10°/s，然后再以10°/s速度匀速运动，最后在0.5s内减速，并停在预定位置。南北、东西加减速规律相同，均采用1/4正弦周期。2)扫描，有效载荷运动机构以10°/s速度扫描，对某个区域进行成像，如图3所示。东西向运动机构在0.1s内加速至10°/s后，以10°/s匀速扫描，到位后在0.1s内减速至0°/s，完成一个方向的扫描；在0.1s内反向加速至10°/s，再以10°/s速度反向匀速扫描，到位后在0.1s内反向减速至0°/s，完成相反方向的扫描。东西转向期间，南北向机构步进210μrad。如此往复，直至扫描结束。东西向加、减速过程采用1/4正弦周期，南北向步进过程采用1/2正弦周期。3)探测，有效载荷运动机构步进，对指向区域进行探测，如图4所示。东西方向机构0.2s内步进1792μrad，驻留37.4s，再步进1792μrad，驻留39.2s，如此循环，直至探测结束，然后南北步进一步，反向探测。

二、前馈力矩补偿过程

如图1所示，本发明的前馈力矩补偿方法包括如下步骤：

(1)等效补偿力矩计算

根据地面测试，有效载荷传递函数模型为

$>\frac{T_y\left(s\right)}{{ϵ}_{\mathrm{yr}}\left(s\right)}=\frac{K_y}{{\tau }_{y}s+1}$>

其中，T_y(s)为有效载荷力矩，ε_yr为有效载荷运动角加速度，τ_y为有效载荷的机电时间常数，K_y为有效载荷由角加速度到力矩的幅值增益。

补偿力矩T_fc相对补偿执行机构驱动电压u_fc的传递函数为

$>\frac{T_{\mathrm{fc}}\left(s\right)}{u_{\mathrm{fc}}\left(s\right)}=\frac{K_{\mathrm{fc}}}{{\tau }_{\mathrm{fc}}s+1}$>

其中，τ_fc为补偿执行机构机电时间常数，k_fc为补偿机构由电压到力矩的幅值增益。

驱动电压其中，k_u为补偿机构的力矩电压系数，本发明中取100.0，为等效补偿力矩估计值。根据估计的有效载荷力矩T_y(s)求取，T_y(s)估计值记为(s)，忽略小量，令则：

$>\widehat{T_{\mathrm{fc}}}=-\frac{\widehat{J_y}}{\mathrm{\Delta t}}{\int }_{t1}^{t2}{ϵ}_{\mathrm{yr}}\mathrm{dt}$>

其中，为地面测试得到的有效载荷转动惯量，ε_yr为有效载荷运动角加速度，t1为有效载荷加速(或减速)起始时刻，t2为加速(或减速)结束时刻，Δt为对应t1到t2时间段的补偿时间长度，Δt≈t2-t1且是卫星控制周期的整数倍。等效补偿力矩可以在地面事先进行计算，并注入星上，每个运动模式需要计算两个等效补偿力矩（加速过程和减速过程）。

考虑卫星安装两个有效载荷，每个载荷具有不同的工作模式。两个有效载荷运动控制周期都为0.005s，补偿执行机构控制周期（卫星控制周期）0.032s。

有效载荷1，快速指向模式，东西、南北向有效载荷由0°/s加速至10°/s需要的时间是0.5s，则补偿时间为Δt=0.48s（15个控制周期），有效载荷1东西、南北转动惯量分别为0.06kg·m²、0.2kg·m²。根据上述等效补偿力矩计算公式可计算出等效补偿力矩分别为0.0218Nm、0.0727Nm。有效载荷1，扫描模式，东西向有效载荷由0°/s加速至10°/s需要的时间是0.1s，南北向步进210μrad需要0.2s，则东西向补偿时间长度Δt=0.096s、南北向补偿时间长度Δt=0.192s；根据上述等效补偿力矩计算公式可计算出东西、南北补偿力矩分别为0.1091Nm、0.0034Nm。

有效载荷2，快速指向模式，东西、南北向有效载荷由0°/s加速至10°/s需要的时间是0.5s，则补偿时间为Δt=0.48s（15个控制周期），有效载荷2东西、南北转动惯量分别为0.06kg·m²、0.2kg·m²，补偿力矩分别为0.0218Nm、0.0727Nm；有效载荷2，探测模式，东西向步进1792μrad需要0.2s，南北向步进9135μrad需要1s，则东西向补偿时间为Δt=0.192s、南北向补偿时间为Δt=0.960s，东西、南北补偿力矩分别为0.0115Nm、0.0077Nm。

(2)超前时间计算

对于一阶惯性环节其相位滞后为arctan(τω)，其中，τ为时间常数，ω为输入信号的角频率。

有效载荷传递函数模型为补偿力矩T_fc相对补偿机构驱动电压u_fc的传递函数为对于同一输入信号，有效载荷的相位滞后为arctan(τ_yω)，补偿机构的相位滞后为arctan(τ_fcω)，考虑有效载荷控制周期与前馈补偿周期的差别产生的时延t_cy，则有效载荷运动力矩与前馈补偿力矩的相位差为arctan(τ_fcω)-arctan(τ_yω)+ωt_cy，可求前馈补偿控制相对于有效载荷实际运动的超前时间t_lead，$>t_{\mathrm{lead}}=\frac{\arctan \left({\tau }_{\mathrm{fc}}\omega \right)-\arctan \left({\tau }_y\omega \right)}{\omega }+t_{\mathrm{cy}}.$>其中，τ_y，τ_fc根据地面测试或在轨辨识确定。

有效载荷控制周期0.005s，前馈补偿周期为0.032s，令t_cy=0.016s；设τ_y=0.002，τ_fc=0.1，考虑有效载荷的典型运动周期在1.0s至2.3s，则滞后时间为0.10s至0.11s。因此，前馈补偿需要进行超前补偿，可取超前补偿时间为0.10s，也可以考虑前馈补偿周期为0.032s，取超前补偿时间为0.096s。

（3）根据地面注入的所述运动模式下的运动参数数据，计算有效载荷加速和减速过程的理论起始时刻；所述运动参数数据包括起始时间、运动起始角度和运动目标角度；然后令校正时间差ΔT=0；

(4)时间标定

约定有效载荷周期运动时，运动到转弯位置产生时标信号。

有效载荷根据地面设计的规律运动，当运动到转弯位置时，产生标定信号并打上时标，记为（Flg，T₀），该信号传输给控制计算机。

控制计算机判断是否接收到（Flg，T₀），如果接收到，则判断|ΔT+T_Com-T₀|<SynTimeLimit是否成立，SynTimeLimit为时差阈值，取0.05s，T_Com为有效载荷运动到该特定位置的理论时刻；如果|ΔT+T_Com-T₀|<SynTimeLimit，令ΔT=T₀-T_Com，转入步骤（5）；否则，令ΔT保持不变，然后转入步骤（5）；

如果没有接收到，令校正时间差ΔT保持不变，转入步骤（5）。

(5)将加速或减速过程的理论起始时刻减去超前时间t_lead后，再加上所述校正时间差ΔT，获得加速或减速补偿控制的起始时刻；从加速或减速补偿控制的起始时刻开始向补偿机构输出补偿控制信号，维持输出Δt时间后取消输出所述补偿控制信号；所述补偿控制信号根据加速或减速过程所对应的等效补偿力矩确定；。

以有效载荷1为例。使用有效载荷1运动参数，见表1。控制计算机计算有效载荷理论运动时刻：1100.000s东西向从0°/s开始加速；1100.100s东西向加速至10°/s，停止加速，开始以10°/s匀速运动；1100.970s开始减速；1101.070s减速至0°/s；1101.070s开始从0°/s反向加速；1101.170s加速至-10°/s，停止反向加速，开始以-10°/s运算运动；1102.040s开始减速；1102.140s减速至0°/s；1102.140s开始加速；1102.240s加速至10°/s，停止加速，开始以10°/s匀速运动，依次类推。其中，在1100.970s至1101.170s，南北向完成一次步进；1102.040s至1102.240s南北向完成一次步进，依次类推。

前馈补偿时，针对有效载荷1的干扰，控制计算机在1099.904s（超前0.096s）开始补偿，补偿卫星Z轴力矩-0.1091Nm，三个周期后，置补偿力矩为零，1100.874s开始反向补偿，由于不到控制周期，所以实际上1100.896s开始补偿，补偿卫星Z轴力矩0.1091Nm，补偿三个周期后，置补偿力矩为零，1100.974s开始下一次补偿，由于不到控制周期，1100.992s开始继续补偿卫星Z轴三个控制周期，如图5所示。在卫星Z轴补偿的同时，进行卫星X轴补偿(对应有效载荷南北向运动)。

有效载荷在1101.069s发出换向信号，则与控制计算机计算的理论时刻1101.070s相比差0.001s，0.001s小于0.05s，使用0.001修正后续时刻1101.170s、1102.040s、1102.140s、1102.240s，修正为1101.169s、1102.039s、1102.139s、1102.239s，依次类推。

前馈力矩理论补偿时刻、实际补偿时刻及时间标定后时刻对应关系如表2所示。

表1有效载荷1注入数据

表2前馈力矩理论补偿时刻、实际补偿时刻及时间标定后时刻对应关系

理论时刻实际补偿时刻时间标定后时刻备注加速1100.0001099.904//匀速1100.100///减速1100.9701100.896//

反向加速1101.0701100.9921101.069标定匀速1101.170/1101.169反向减速1102.0401101.9521102.039加速1102.140s1102.0481102.139未考虑此次标定匀速1102.240/1102.239……………快速指向1605.440…1605.439………………

(7)判断所述运动模式所对应的运动过程是否结束，如果没结束，返回步骤(4)，否则，结束。

本发明补偿效果参见图6到图11。由仿真知：本发明能提高卫星控制精度和稳定度；特别是有效载荷运动激励帆板共振时，效果明显。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。