一种基于角速度观测器的抗干扰姿态控制地面验证系统及其控制方法

摘要

本发明涉及一种基于角速度观测器的抗干扰姿态控制地面验证系统及其控制方法，地面验证系统包括台下主控模块、台载控制计算机、姿态确定模块、执行机构模块以及三轴气浮台；所述地面验证系统是一类通用化验证系统，姿态确定模块选择该模块内不同敏感器组合验证敏感器失效等多种工况，通过台下主控模块选择台载控制计算机中姿态控制算法，完成不同姿态控制算法对比分析。所述基于角速度观测器的抗干扰姿态控制方法运行于台载控制计算机，能解决角速度信息缺失、载荷扰动情况下姿态控制系统可靠性差、抗干扰能力弱的问题。本发明的地面验证系统验证了基于角速度观测器的抗干扰姿态控制方法的有效性，提高了控制精度，适用于飞行器控制方法的地面仿真验证。

说明书

技术领域

本发明涉及一种基于角速度观测器的抗干扰姿态控制方法及地面验证系统，可用于验证包括基于角速度观测器的抗干扰姿态控制方法在内的多种姿态控制方法；针对飞行器角速度信息的缺失和载荷扰动，提出了一种基于角速度观测器的抗干姿态扰控制方法，该方法能显著提高系统实时性、精度和稳定度，进一步改善姿控系统的控制性能，本发明属于飞行器的姿态控制领域。

背景技术

航天器长期在轨运行期间，控制回路中需要引入姿态和角速度测姿态测量信息进行反馈控制。然而航天工程中并不能保证所有的状态信息都一直高精度可测。角速率陀螺出故障或者测量精度大幅下降都会限制基于姿态和角速度测量的全状态反馈控制器的运用。因此，研究无角速度测量状况下的航天器姿态控制符合航天工程提高系统可靠性和容错性的需求，高效、实用的无角速度测量信息的姿态控制器设计越来越受到人们的关注。

在轨航天器含有多源干扰，既包括太阳光压、大气阻力、空间尘埃等外部环境干扰，卫星本身又有载荷转动、帆板振动、执行机构误差、敏感器测量噪声等内部扰动。多源干扰严重影响航天器的控制精度，尤其是在轨航天器硬件固定的情况下，难以在硬件上进一步挖掘控制精度提升的空间，因此对抗干扰姿态控制方法的研究及应用成为提高控制精度的重要新途径。随着科学技术发展和工程实际需要，航天器挠性化程度也越来越高。航天器有效载荷的扰动(如CCD立体相机的震颤、扫描镜转动等)对姿态带来的干扰是姿态控制的干扰源之一。经文献检索，王新升、韩建斌、梁斌在论文基于气浮台的微小卫星姿态控制实时仿真(见《北京航空航天大学学报》，2010年，第7期，第36卷，页码767-770)搭建了半物理仿真实验平台对单刚体微小卫星的姿态控制问题进行了实时仿真研究，其控制算法为传统PID控制方法，该方法不能有效抵消载荷扰动，未能达到精细抗干扰的目的，也无法验证角速度信息缺失情况下姿态控制算法的有效性。陆智俊、吴敬玉在论文基于MRP的航天器无角速度姿态控制算法(见《上海航天》，2013年，第2期，第30卷，页码13-21)用一阶无源滤波器对姿态参数进行差分，提出了基于修正罗德里格参数(MRP)的采用饱和函数和双曲余弦函数的无角速度控制律，实现了无角速度反馈情况下姿态控制，但不涉及地面验证系统。

姿控系统测试装置已经在飞行器研制过程中得到了广泛应用，国内航天五院502所、航天八院812所，还有哈工大、清华、北航等高校都曾研制出姿控系统测试装置，但现有的姿控系统测试装置通常针对特定型号的飞行器而研制，有的仅仅针对某特定航天任务，为验证某种特定方法搭建，忽略了载荷扰动的影响，缺乏敏感器信息缺失等不同工况下姿态控制算法验证，无法用于针对包括基于飞角速度观测器在内的多种抗干扰姿态控制方法研究。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于角速度观测器的抗干扰姿态控制地面验证系统及其控制方法，改善无角速度量测信息下航天器姿控系统的控制性能，提高姿态控制系统的响应速度，减小稳态偏差，同时验证了基于角速度观测器的抗干扰姿态控制方法的有效性。

本发明的技术解决方案是：一种基于角速度观测器的抗干扰姿态控制地面验证系统，所述地面验证系统包括：台下主控模块、台载控制计算机、姿态确定模块、执行机构模块以及三轴气浮台；所述姿态确定模块包括星敏感器、太阳敏感器、陀螺仪以及失效决策单元、无线发送单元；姿态确定模块中的星敏感器、太阳敏感器、陀螺仪用于实时获取飞行器三轴角度和三轴角速度信息，姿态确定模块中的失效决策单元可通过RS422总线向陀螺仪发送失效指令，同时通过无线发送单元向台载控制计算机发送敏感器失效指令；所述台载控制计算机包括姿态控制单元和无线接收单元，无线接收单元接收失效决策单元的敏感器失效指令以及台下主控模块的姿态控制方法的切换指令，姿态控制单元根据该切换指令完成姿态控制算法的选择与运行，姿态控制算法包括基于角速度观测器的抗干扰姿态控制方法、PID控制方法或鲁棒控制方法，为执行机构模块提供力矩控制指令；所述执行机构模块包括冷气推力器、力矩陀螺群、反作用飞轮组、偏置动量轮以及选择调度单元；执行机构模块的选择调度单元根据任务需求选择具体的执行机构类型；所述执行机构模块在接收台载控制计算机提供的力矩控制指令后，根据力矩控制指令输出力矩信号，输出力矩信号传给台载控制计算机；所述台下主控模块包括数据监测单元、无线发送单元、试验主控单元、集成优化单元；台下主控模块中的试验主控单元通过无线发送单元向台载控制计算机发送切换指令信号；数据监测单元存储不同姿态控制方法下的仿真实时运算数据，用于对比分析不同姿态控制方法下的控制效果；集成优化单元实现与ANSYS、STK、MATLAB的集成与二次开发；三轴气浮台作为仿真的支撑平台，姿态确定模块、台载控制计算机以及执行机构模块安装在气浮台面上，三轴气浮台的转动用来模拟飞行器在外层空间的姿态变化；地面验证系统中飞行器的期望姿态通过台载控制计算机输入，姿态确定模块中的失效决策单元向陀螺仪、台载控制计算机发送敏感器失效指令，姿态确定模块给出不含角速度信息的飞行器实际姿态，台载控制计算机接收敏感器失效指令后选择基于角速度观测器的抗干扰姿态控制方法，姿态控制算法解算出指令力矩信号并传送至选择调度单元确定的具体执行机构；执行机构在接收指令力矩信号后输出执行力矩信号，该力矩作用在三轴气浮台的台面引起台面转动，三轴气浮台模拟飞行器在外层空间的力学环境，姿态确定模块中的敏感器获取得到包括飞行器三轴转动角度和三轴转动角速度的姿态信息，飞行器姿态信息的实时数据传输给台下主控模块中的数据监测单元，该单元保存实时运算数据，同时该姿态信息传送至姿态确定模块；姿态确定模块得到的姿态信息与期望姿态作比较后获得新的偏差信号，形成了验证的数据流回路。

所述的基于角速度观测器的抗干扰姿态控制方法，包括以下步骤：

第一步，建立飞行器系统动力学模型；

其中，

I为飞行器惯量矩阵，q为飞行器姿态四元数，为飞行器姿态四元数的一阶导数，ω为飞行器角速度，u为复合控制器的输出，T_d为干扰力矩，包括环境力矩和载荷扰动；ω₁、ω₂、ω₃分别表示角速度ω在x、y、z轴上的分量，q₀是姿态四元数标量部分；

第二步，针对飞行器姿态控制系统中的敏感器失效带来的角速度信息缺失，设计角速度观测器；

角速度观测器为：

其中，γ、λ为待设计参数，为角速度估计值的变化率，为角速度估计值，为四元数估计值的变化率，为四元数估计值，ω为角速度，u为复合控制器的输出，的表达式由下式给出：

其中，分别表示角速度估计值在x、y、z轴上的分量，的表达式由下式给出：

其中，q₀是姿态四元数标量部分，q_v＝(q₁,q₂,q₃)是姿态四元数矢量部分，为q₀的估计值，为q_v的估计值；的表达式分别由下式给出：

其中，I_3×3为三阶单位阵；

第三步，针对飞行器系统中存在的载荷扰动设计载荷扰动估计器及PID控制器；

载荷扰动估计器为：

即采用Q(s)d(s)对载荷扰动d(s)进行估计，Q(s)与Q(s)G^-1(s)构成了载荷扰动估计器；为载荷扰动的估计值，Y(s)为飞行器系统输出，表示为：

Y(s)＝G_uyu(s)+G_dyd(s)；

其中，u(s)为控制输入，d(s)为载荷转动干扰，G_uy为从输入到输出的闭环传递函数，G_dy为从干扰到输出的闭环传递函数，G(s)为飞行器系统模型，G₀(s)为飞行器系统标称模型，Q(s)为滤波器，E_d(s)为扰动估计误差，表示为上述各式中的s代表载荷扰动估计器基于频域设计；

载荷扰动类型为慢时变低频扰动，Q(s)设计为低通滤波器，即干扰估计的效果由滤波器Q(s)的设计决定；为了达到最优扰动估计效果，使Q(s)接近1，即E_d(s)接近0，达到抵消干扰的效果；

PID控制器为：G_c(s)为PID控制器中实现的传递函数；

采用PID控制方法进行反馈补偿，PID控制律为：

△m＝m_in-m_out

其中，K_p、K_i、K_d分别为比例增益、积分增益、微分增益；T_c为PID控制器的输出，△m为姿态角偏差，△ω为姿态角速度偏差，m_in为期望姿态角，m_out为输出姿态角，ω_in为期望角速度，为角速度估计值；

第四步，将角速度观测器、载荷扰动观测器和PID控制器进行复合，实现基于角速度观测器的抗干扰姿态控制；角速度观测器、载荷扰动估计器和PID控制器进行复合如下：为扰动的估计值，即载荷扰动估计器的输出，u(s)是角速度观测器、载荷扰动估计器和PID控制器复合后得到的控制输入。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)基于角速度观测器的抗干扰控制方法在工程上易于实现，把基于干扰观测器控制的干扰抵消方法与PID控制方法有机结合，能够实现在角速度信息缺失情况下飞行器姿态高精度控制，不仅能显著提高系统可靠性，也能够减小稳态偏差，进一步改善姿控系统的控制性能，提高了姿态控制系统的控制精度。

(2)通过基于角速度观测器的抗干扰地面验证系统，提出了基于角速度观测器的抗干扰控制方法，改善了传统的单一鲁棒方法对于干扰抑制和抵消问题保守性大的缺陷。本发明的抗干扰地面验证系统通用性强、可扩展性高，不仅能够研究基于载体扰动的抗干扰姿态控制算法，还能够根据具体任务类型，通过选择调度单元选择不同类型执行机构、不同敏感器组合完成姿态控制算法验证，通过试验主控模块切换不同控制方法，姿态控制单元逐次验证多种控制方法。

附图说明

图1为本发明一种基于角速度观测器的抗干扰姿态控制地面验证系统的数据流回路；

图2为本发明一种基于角速度观测器的抗干扰姿态控制方法设计流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式做进一步详细说明。

以微纳三轴稳定卫星的姿控系统仿真试验为例，来说明地面验证系统以及基于角速度观测器的抗干扰姿态控制方法。

如图1所示，给出了本发明所述的地面验证系统，验证系统包括执行机构模块1、三轴气浮台2、姿态确定模块3、台载控制计算机4、台下主控模块5；所述姿态确定模块3包括太阳敏感器33、星敏感器34、陀螺仪35以及失效决策单元31、无线发送单元32；姿态确定模块3中的姿态敏感器实时获取微纳卫星三轴角度和三轴角速度信息，姿态确定模块3中的失效决策单元31可通过RS422总线向姿态敏感器发送失效指令，同时通过无线发送单元32向台载控制计算机4发送敏感器失效指令；所述台载控制计算机4包括姿态控制单元41和无线接收单元42，无线接收单元42接收失效决策单元的敏感器失效指令以及台下主控模块5的姿态控制方法的切换指令，姿态控制单元41根据该切换指令完成姿态控制算法的选择与运行，姿态控制算法包括基于角速度观测器的抗干扰姿态控制方法、PID控制方法或鲁棒控制方法，为执行机构模块1提供力矩控制指令；所述执行机构模块1包括选择调度单元11、冷气推力器12、力矩陀螺群13、反作用飞轮组14以及偏置动量轮15；执行机构模块1的选择调度单元11根据任务需求选择具体的执行机构类型；所述执行机构模块1在接收台载控制计算机4提供的力矩控制指令后，将输出力矩信号传给台载控制计算机4；所述台下主控模块5包括试验主控单元51、无线发送单元52、数据监测单元53、集成优化单元54；台下主控模块5中的试验主控单元51通过无线发送单元52向台载控制计算机4发送切换指令信号；数据监测单元53存储不同姿态控制方法下的仿真实时运算数据，用于对比分析不同姿态控制方法下的控制效果；集成优化单元54实现与ANSYS、STK、MATLAB的集成与二次开发；三轴气浮台2作为仿真的支撑平台，姿态确定模块3、台载控制计算机4以及执行机构模块1安装在气浮台面上，三轴气浮台面的转动用来模拟微纳卫星在外层空间的姿态变化；地面验证系统的数据流回路如下：微纳卫星的期望姿态通过台载控制计算机4输入，姿态确定模块3中的失效决策单元31向姿态敏感器、台载控制计算机4发送敏感器失效指令，姿态确定模块3给出不含角速度信息的微纳卫星实际姿态，台载控制计算机4接收敏感器失效指令后选择基于角速度观测器的抗干扰姿态控制方法，姿态控制算法解算出指令力矩信号并传送至选择调度单元11确定的具体执行机构；执行机构在接收指令力矩信号后输出执行力矩信号，该力矩作用在三轴气浮台2的台面引起台面转动，三轴气浮台2模拟微纳卫星在外层空间的力学环境，姿态确定模块3中的敏感器(太阳敏感器33、星敏感器、陀螺仪35)获取得到包括微纳卫星三轴转动角度和三轴转动角速度的姿态信息，微纳卫星姿态信息的实时数据传输给台下主控模块5中的数据监测单元53，该单元保存实时运算数据，集成优化单元54利用姿态信息可实现与ANSYS、STK、MATLAB的集成与二次开发，同时该姿态信息传送至姿态确定模块3；姿态确定模块3得到的姿态信息与期望姿态作比较后获得新的偏差信号，形成了验证的数据流回路。

如图2所示，基于角速度观测器的抗干扰姿态控制方法，包括以下步骤：

首先，建立微纳卫星的动力学及运动学模型；其次，针对微纳卫星姿态控制系统中的敏感器失效带来的角速度信息缺失，设计角速度观测器；再次，针对微纳卫星系统存在的载荷扰动设计载荷扰动估计器及PID控制器；最后，将角速度观测器、载荷扰动估计器和PID控制器进行复合，给出基于角速度观测器的抗干扰姿态控制方法；具体步骤如下：

1，建立微纳卫星动力学及运动学模型如下：

其中，

I为微纳卫星惯量矩阵，I＝diag{5.50,6.14,2.28}，ω＝[ω₁,ω₂,ω₃]为微纳卫星角速度，为角速度的导数，q为微纳卫星姿态四元数，为微纳卫星姿态四元数的导数，u为复合控制器的输出，T_d为干扰力矩，包括环境力矩和载荷扰动；ω₁、ω₂、ω₃分别表示角速度ω在x、y、z轴上的分量，q₀是姿态四元数标量部分；微纳卫星初始姿态四元数为[0.9993,0.0246,0.0156,0.0254]^T，初始角速度为[0.001,0.001,0.0015]rad/s。

2，针对微纳卫星姿态控制系统中的敏感器失效带来的角速度信息缺失，设计角速度观测器；

角速度观测器为：

其中，γ、λ为待设计参数，为角速度估计值的变化率，为角速度估计值，为四元数估计值的变化率，为四元数估计值，u为复合控制器的输出，的表达式由下式给出：

其中，分别表示角速度估计值在x、y、z轴上的分量，的表达式由下式给出：

其中，q₀是姿态四元数标量部分，q_v＝(q₁,q₂,q₃)是姿态四元数矢量部分，为q₀的估计值，为q_v的估计值；的表达式分别由下式给出：

其中，I_3×3为三阶单位阵；

3，针对微纳卫星系统中存在的载荷扰动设计载荷扰动估计器及PID控制器；

载荷扰动估计器为：

即采用Q(s)d(s)对载荷扰动d(s)进行估计，Q(s)与Q(s)G^-1(s)构成了载荷扰动估计器；为载荷扰动的估计值，Y(s)为微纳卫星系统输出，表示为：

Y(s)＝G_uyu(s)+G_dyd(s)；

其中，u(s)为控制输入，d(s)为载荷转动干扰，G_uy为从输入到输出的闭环传递函数，G_dy为从扰动到输出的闭环传递函数，G(s)为微纳卫星系统模型，G₀(s)为微纳卫星系统标称模型，Q(s)为滤波器，E_d(s)为扰动估计误差，表示为上述各式中的s代表载荷扰动估计器基于频域设计；

载荷扰动类型为慢时变低频扰动，Q(s)设计为低通滤波器，即扰动估计的效果由滤波器Q(s)的设计决定；为了达到最优扰动估计效果，使Q(s)接近1，即E_d(s)接近0，达到抵消扰动的效果；

PID控制器为：G_c(s)为PID控制器中实现的传递函数；

采用PID控制方法进行反馈补偿，PID控制律为：

△m＝m_in-m_out

其中，K_p、K_i、K_d分别为比例增益、积分增益、微分增益，比例、积分、微分增益最优值分别是：K_p＝[-5.6,-12.28,-2.18],K_i＝[-0.55,-0.614,-0.218],K_d＝[-12.44,-13.89,-4.93]；T_c为PID控制器的输出，△m为姿态角偏差，△ω为姿态角速度偏差，m_in为期望姿态角，m_out为输出姿态角，ω_in为期望角速度，为角速度估计值；

4，将角速度观测器、载荷扰动估计器和PID控制器进行复合，给出基于角速度观测器的抗干扰姿态控制方法；

基于角速度观测器的抗干扰姿态控制方法为：为扰动的估计值，即载荷扰动估计器的输出，u(s)是角速度观测器、载荷扰动估计器和PID控制器复合后得到的控制输入。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。