衛(wèi)星姿態(tài)控制理論研究綜述

衛(wèi)星姿態(tài)控制理論研究綜述

1重力梯度穩(wěn)定和雙旋轉姿態(tài)控制人類的太空衛(wèi)星也被稱為人類的衛(wèi)星。它是最數(shù)量最多的振動源，占振動源總數(shù)的90%以上。根據(jù)不同的用途，衛(wèi)星必須按照指定的規(guī)則改變姿態(tài)，如衛(wèi)星的定向姿態(tài)和姿態(tài)動機。然而，由于衛(wèi)星體的外部效應，例如重力梯度效應、太陽輻射耀源和磁力效應，衛(wèi)星的姿態(tài)可能會發(fā)生變化。因此，必須實現(xiàn)姿態(tài)的穩(wěn)定和適應性的控制。目前,國內(nèi)外衛(wèi)星姿控系統(tǒng)最常見的有自旋穩(wěn)定、重力梯度穩(wěn)定和三軸穩(wěn)定等.自旋穩(wěn)定是保持人造地球衛(wèi)星自旋軸在空間定向的技術,包括單自旋穩(wěn)定和雙自旋穩(wěn)定.這種衛(wèi)星控制系統(tǒng)精度較低,適用于空間物理探測.重力梯度穩(wěn)定是利用重力梯度力矩來穩(wěn)定衛(wèi)星空間姿態(tài)的技術,能使衛(wèi)星的縱軸指向地心.這種技術不需要星上能源、姿態(tài)敏感器及控制邏輯來保持衛(wèi)星的穩(wěn)定.一般試驗性小衛(wèi)星采用這種姿態(tài)控制方式.三軸穩(wěn)定是使航天器本體坐標系的三個軸在空間相對于某個參考坐標系保持相對穩(wěn)定的姿態(tài)穩(wěn)定方式,通常采用主動姿態(tài)控制的方法.此方法是這幾類控制方式里精度較高的控制方法,適用于在各種軌道上運行的、具有各種指向要求的、載人的或不載人的航天器,也用于航天器返回、交會與對接、變軌等過程.其姿態(tài)控制系統(tǒng)是由姿態(tài)敏感器、控制器、執(zhí)行機構和衛(wèi)星星體一起構成的閉環(huán)回路.姿態(tài)敏感器用來確定衛(wèi)星相對空間參考基準的方位;控制器用來處理測得的信息的方式來確定衛(wèi)星姿態(tài),并按事先設計好的控制律發(fā)出指令;執(zhí)行機構按控制指令施加所需的控制力矩,實現(xiàn)衛(wèi)星的姿態(tài)控制.其系統(tǒng)結構如圖1所示.衛(wèi)星動力學方程的線性化模型可以寫成Ι1¨?+[ω20(Ι2-Ι3)+ω0h2]?-[ω0(Ι1-Ι2+Ι3)-h2]˙ψ=Τ1+Τd1?I1?¨+[ω20(I2?I3)+ω0h2]??[ω0(I1?I2+I3)?h2]ψ˙=T1+Td1?Ι2¨θ=Τ2+Τd2?Ι3¨ψ+[ω20(Ι2-Ι1)+ω0h2]ψ+[ω0(Ι1-Ι2+Ι3)-h2]˙?=Τ3+Τd3.式中:?,θ,ψ分別為滾動、俯仰、偏航角;I1,I2,I3為衛(wèi)星相對于本體坐標系主軸的轉動慣量;h2為俯仰軸上偏置動量輪的角動量;ω0為軌道角速率;T1,T2,T3為控制力矩;Tdi,i=1,2,3為干擾力矩,包括模型誤差的影響.2基于偏航的滑動閥控制偏航姿態(tài)姿態(tài)測量系統(tǒng)一般都是由陀螺、太陽敏感器、星敏感器、紅外地平儀以及磁強計等測量元器件構成.由于各種敏感器的參考基準互不相同,一般需要配備幾種不同類型的姿態(tài)敏感器,共同進行姿態(tài)確定.衛(wèi)星執(zhí)行機構主要有推力器、飛輪及磁力矩器.推力器只能以脈沖方式工作,并且其壽命受衛(wèi)星攜帶的燃料限制.磁力矩器一般控制力矩較小.由于飛輪只消耗電能,并且可以提供連續(xù)、精確的控制力矩,國內(nèi)外長壽命、高精度、高穩(wěn)定度的衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)一般都是采用飛輪作為穩(wěn)定運行的主執(zhí)行機構.飛輪執(zhí)行機構一般可分為零動量反作用輪系統(tǒng)、偏置動量輪系統(tǒng)、零動量輪和偏置動量輪的混合系統(tǒng)這3種類型.但推力器和磁力矩器也是不可缺少的輔助執(zhí)行部件,它們主要用于給飛輪卸載、進行姿態(tài)捕獲或某些姿態(tài)機動等.目前,飛輪控制不僅在實踐中發(fā)揮作用,在理論研究中也得到了充分的重視,在飛輪控制方面涌現(xiàn)出了不少文章,如文獻等.其中,文獻研究了輪控的三軸穩(wěn)定的偏置動量衛(wèi)星姿態(tài)控制問題.衛(wèi)星的俯仰回路采用偏置動量輪,滾動/偏航軸上各安裝一個反作用飛輪來完成姿態(tài)控制.小姿態(tài)角下俯仰回路可以單獨設計,利用測量的俯仰角來實現(xiàn)其姿態(tài)控制;滾動/偏航回路利用滾動信息,采用基于偏航觀測器的滑?？刂破髟O計.磁力矩器提供的磁矩與地磁場作用產(chǎn)生的力矩實現(xiàn)了飛輪的動量卸載.文獻則為改善偏置動量衛(wèi)星無偏航姿態(tài)敏感器時用滾動角間接控制偏航姿態(tài)的精度,基于降維觀測器設計提出了一種采用偏航角估計值直接控制偏航姿態(tài)的方法.飛輪受到摩擦、飽和和死區(qū)等非理想因素影響,特別是反作用飛輪過零旋轉時,可能產(chǎn)生低速爬行影響控制精度.所以,為提高控制精度,一方面提高硬件質(zhì)量,對這些非理想因素加以限制以減小非理想因素影響;另一方面設計軟件補償規(guī)律進行補償.因此,在理論研究上,衛(wèi)星在控制輸入受限時的姿態(tài)控制問題得到了充分重視,如文獻等.其中,文獻研究了基于修正羅得里格參數(shù)的剛體衛(wèi)星在控制輸入受限時的姿態(tài)控制問題,提出了一種全狀態(tài)反饋姿態(tài)控制器的設計方案,并通過李亞普諾夫方法證明了閉環(huán)系統(tǒng)零平衡點的全局穩(wěn)定性.針對姿態(tài)角速率信號不可測量的情形,設計了一種僅依賴修正羅得里格參數(shù)信息的輸出反饋控制方案.另外,在提出的控制方案中引入雙曲正切飽和函數(shù),推導出只需要控制參數(shù)的選取滿足某一限制條件,就能有效地抑制控制輸入的飽和問題.文獻研究了剛體衛(wèi)星在控制輸入受限時的姿態(tài)調(diào)節(jié)控制問題,設計了基于飽和函數(shù)的非線性控制器,在控制輸入受限的同時,角速度也受限.通過李亞普諾夫方法證明了閉環(huán)系統(tǒng)零平衡點的全局漸近穩(wěn)定性,保證了姿態(tài)和角速度都漸近趨于零.文獻研究了控制輸入受限的衛(wèi)星在轉動慣量大小完全未知且存在有界外部干擾時的姿態(tài)鎮(zhèn)定問題,利用四元數(shù)和雙曲正切函數(shù)的有界性設計了一種不依賴于衛(wèi)星轉動慣量的有界魯棒自適應滑?？刂坡?通過選擇控制器參數(shù)可保證閉環(huán)系統(tǒng)的姿態(tài)誤差和角速度誤差漸近趨于零.所設計的控制律可在控制輸入受限的情況下有效抑制外部干擾和轉動慣量不確定性的影響,達到預期控制目標.此外,衛(wèi)星受到的環(huán)境力矩客觀存在,它可以成為衛(wèi)星的干擾力矩,也可以用來實現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定.例如,重力梯度力矩可以用來實現(xiàn)衛(wèi)星姿態(tài)的被動控制,除此之外,重力梯度力矩還可以和固定轉速的飛輪以及磁力矩器聯(lián)合起來以實現(xiàn)對衛(wèi)星姿態(tài)的控制.文獻針對重力梯度小衛(wèi)星的動力學特性,在衛(wèi)星本體坐標系下建立了數(shù)學模型.考慮到小衛(wèi)星的質(zhì)量和功耗限制,選取了功耗、質(zhì)量較小的磁力矩器作為控制手段.依據(jù)當?shù)氐牡卮艌鰪姸日{(diào)整磁力矩器的磁矩大小,從而產(chǎn)生相應的磁力矩對衛(wèi)星進行主動控制.利用衛(wèi)星上磁體的磁矩與衛(wèi)星所處位置的地磁場相互作用產(chǎn)生的力矩,已經(jīng)成功地應用于自旋衛(wèi)星、雙自旋衛(wèi)星、重力梯度穩(wěn)定衛(wèi)星以及三軸穩(wěn)定衛(wèi)星的控制.此外,由于磁力矩器具有重量小,價格低等優(yōu)點,被廣泛用于小衛(wèi)星的控制.用磁力矩器來控制衛(wèi)星姿態(tài)一直是理論上的研究熱點.文獻[8,9,10,11,12,13,14]分別在這個方面得出了一些相關成果.其中文獻研究了一種用李亞普諾夫方法和模糊控制理論實現(xiàn)微小衛(wèi)星姿態(tài)磁控制的方法.通過構造李亞普諾夫函數(shù)給出切變流形函數(shù),獲得了一開關控制,并從理論上證明了系統(tǒng)的收斂性.用模糊控制法消除常規(guī)開關控制固有的抖振,給出了模糊控制律.文獻針對偏置動量穩(wěn)定的微小衛(wèi)星,提出了一種僅利用磁強計作為定姿部件,磁力矩器作為主動控制部件的主動磁控制算法.文獻闡述了采用偏置動量輪加磁力矩器作為控制方案的非重力梯度微衛(wèi)星不同于通常的速率阻尼-姿態(tài)捕獲-動量輪起旋控制模式,提出了B-DOT磁控加動量輪常值起旋、主動磁控加常值動量輪進行姿態(tài)捕獲和穩(wěn)定控制的方法,設計了限制姿態(tài)反饋控制律進行捕獲和穩(wěn)定控制.3衛(wèi)星系統(tǒng)控制方法航天器的姿態(tài)和軌道控制一直是控制理論研究的前沿陣地,實際上,不少控制方法正是隨著航天實踐的發(fā)展而發(fā)展起來的,比如最優(yōu)控制理論、非線性控制理論等.隨著民用、軍用需求的多樣化,對衛(wèi)星的性能要求和精度要求越來越高,新的控制方法在衛(wèi)星姿態(tài)控制方面的應用也得到了人們的持續(xù)關注.3.1在控制算法上的應用傳統(tǒng)PID控制在使用中只需設定3個參數(shù)(Kp,Ki,Kd)即可,因此具有用途廣泛、使用靈活的特點.實際應用在衛(wèi)星上的姿態(tài)控制技術大多為PID控制或改進的PID控制,并且現(xiàn)在實際衛(wèi)星的姿態(tài)控制系統(tǒng)設計很多也都是在此基礎上不斷改進而來的.例如,文獻提出了一種以經(jīng)典PID為基礎,用單神經(jīng)元加以實現(xiàn)的智能PID控制算法.基于誤差二次型最優(yōu)理論推導出相應的單神經(jīng)元輸入權值參數(shù)調(diào)整算法,并將控制算法應用到航天器姿態(tài)控制系統(tǒng).文獻針對新一代資源衛(wèi)星建立了帶有有效載荷的衛(wèi)星姿態(tài)動力學方程,并且使用遺傳算法PID參數(shù)自整定的方法進行了衛(wèi)星姿態(tài)控制,有效地消除了可轉動載荷對衛(wèi)星姿態(tài)的影響.古典控制方法的缺點在于設計反饋控制律時,只考慮簡化的抽象出來的數(shù)學模型,而沒有考慮系統(tǒng)中固有的結構或參數(shù)的不確定性.這就導致了控制系統(tǒng)的魯棒性不強,性能指標達不到最優(yōu).另外由于柔性結構衛(wèi)星是典型的不確定系統(tǒng),因此古典控制方法也不能用于這類系統(tǒng).3.2最優(yōu)控制技術最優(yōu)控制是現(xiàn)代控制理論的核心,是在滿足一定約束條件下,尋求最優(yōu)控制策略,使得性能指標取極大值或極小值.目前,最優(yōu)控制理論被廣泛應用于軌道控制系統(tǒng),比如月球車的軟著陸等采用的都是最優(yōu)控制技術.最優(yōu)控制在衛(wèi)星姿態(tài)控制的理論和實踐中也起著重要的作用.如文獻研究了僅采用磁力矩器作為執(zhí)行機構的近地小衛(wèi)星姿態(tài)控制問題.通過對剛體衛(wèi)星的非線性動力學和運動學方程在平衡點處進行線性化處理,得到一個線性周期時變系統(tǒng),應用線性二次最優(yōu)調(diào)節(jié)器理論設計出最優(yōu)磁矩控制律.此外,最優(yōu)控制的技術有許多己經(jīng)應用于在軌衛(wèi)星的姿態(tài)控制,比如我國的返回式衛(wèi)星FSW—2的姿態(tài)控制系統(tǒng)的設計.由于最優(yōu)控制需要精確的衛(wèi)星姿態(tài)動力學模型,魯棒性較差,限制了它在可靠性要求高的航天工程領域的應用.3.3基于魯棒控制器的故障檢測濾波器設計魯棒性可分為穩(wěn)定魯棒性和性能魯棒性.以閉環(huán)系統(tǒng)的魯棒性作為設計目標得到的控制器稱為魯棒控制器,能夠使得控制系統(tǒng)在一定的結構參數(shù)擾動下,維持某些性能的特性.魯棒控制特別適合于控制那些不確定因素變化范圍比較大、穩(wěn)定裕度比較小的系統(tǒng).迄今為止,在控制理論的研究中,魯棒控制方法被廣泛應用于衛(wèi)星的姿態(tài)控制.文獻以推導從故障、輸入和干擾到殘差的傳遞函數(shù)表達式為主要方法,以線性矩陣不等式為工具,把指標化為可求解模型,得到多指標下的故障檢測濾波器設計方法,并將設計的濾波器應用于采用噴氣執(zhí)行機構的在軌衛(wèi)星控制系統(tǒng).文獻研究了一種線性不確定系統(tǒng)的魯棒容錯控制問題,針對執(zhí)行機構和敏感器故障,運用線性矩陣不等式方法,提出一種對執(zhí)行機構和傳感器失效具有完整性且滿足給定控制指標的輸出反饋魯棒容錯控制設計方法,并將該方法應用于衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)的容錯控制.文獻針對執(zhí)行機構性能下降或出現(xiàn)故障的問題,提出了對執(zhí)行機構故障具有完整性且滿足H∞擾動衰減指標的狀態(tài)反饋魯棒控制設計方法.該方法采用線性矩陣不等式(LMI)方法,分析了圓盤極點指標與H指標的相容性,并在相容指標約束下給出了魯棒H∞控制器存在的充分條件和設計步驟.將魯棒控制方法應用于衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng),該方法對衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)執(zhí)行機構性能下降或故障狀態(tài)下具有較好的魯棒性.文獻針對衛(wèi)星姿控系統(tǒng)的魯棒故障診斷問題,在未知輸入觀測器(UIO)基礎上,提出利用非線性未知輸入觀測器(NUIO)對執(zhí)行機構和敏感器進行故障診斷.考慮姿控系統(tǒng)存在外部干擾以及系統(tǒng)不確定性,建立姿控系統(tǒng)非線性模型,設計NUIO對部分干擾和系統(tǒng)不確定性解耦,令未解耦部分到系統(tǒng)殘差H∞范數(shù)作為性能指標使之最優(yōu),運用線性矩陣不等式(LMI)求解觀測器增益矩陣.最后,對執(zhí)行機構和敏感器發(fā)生突變故障和緩變故障進行診斷仿真,結果驗證了此方法的有效性.3.4衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)優(yōu)化設計變結構控制系統(tǒng)的特征是具有一套反饋控制律和一個決策規(guī)則.由于變結構控制對系統(tǒng)不確定性和外在擾動具有很強的魯棒性,而且設計方法簡單,控制律非常適應“噴氣-飛輪”組合的特點,所以在近年來得到了廣泛的關注.國內(nèi)外學者進行了大量的理論和應用研究,例如,文獻、等.其中文獻針對衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)執(zhí)行機構故障,設計了基于滑模觀測器的滑模容錯控制律.采用迭代學習算法在線調(diào)節(jié)觀測器滑模項切換增益,設計滑模觀測器估計衛(wèi)星姿態(tài)和角速度.在此基礎上,將執(zhí)行機構故障作為系統(tǒng)的未知動態(tài),提出一種對衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)執(zhí)行機構故障不敏感的滑模容錯控制方法.文獻給出了一類僅利用輸出信息的變結構控制和基于智能材料的主動振動控制技術相結合的復合控制方法.文獻對于衛(wèi)星姿態(tài)滑模變結構控制問題,提出了利用廣義逆矩陣求解控制律的方法,不僅控制精度高,而且能夠大幅度節(jié)約控制能量.變結構控制方法設計出的控制器存在抖動的缺點,控制量切換幅度越大,抖動越厲害.當衛(wèi)星姿態(tài)要求高精度控制時,這種抖動不能被接受.在此類控制系統(tǒng)的設計中,必須采用專門措施消除抖動.3.5自適應低通道權的應用自適應控制是當對象存在擾動和動態(tài)特性發(fā)生變化時,控制系統(tǒng)能自行調(diào)整參數(shù)或產(chǎn)生控制作用,使系統(tǒng)仍能按某一性能指標在最佳狀態(tài)運行的一種控制方法.最常用的自適應控制方式是參數(shù)自適應控制,即通過實時校正參數(shù)達到適應的目的.這種方法將參數(shù)辨識和控制結合在一起,控制器要同時完成2個功能,即一邊對受控對象進行觀測,一邊對它實施控制.自適應控制在衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)中也得到了廣泛應用,相關成果可見文獻.文獻針對帶有輸入非線性的撓性衛(wèi)星姿態(tài)機動問題,提出一種僅利用輸出信息的變結構輸出反饋控制方法.文獻提出了一種基于徑向基函數(shù)(RBF)網(wǎng)絡辨識的模糊自適應控制方法.根據(jù)衛(wèi)星姿態(tài)動力學方程,將RBF辨識網(wǎng)絡引入模糊神經(jīng)網(wǎng)絡的TS模型以辨識衛(wèi)星,在線修改模糊神經(jīng)控制器(FNC)參數(shù),使衛(wèi)星的姿態(tài)角度達到設定值.文獻針對在軌撓性衛(wèi)星姿態(tài)跟蹤時存在參數(shù)不確定、外部干擾以及控制輸入受限等問題,提出了一種自適應L2增益控制方法.3.6衛(wèi)星姿態(tài)多目標控制技術智能控制是控制理論發(fā)展的高級階段,它不依賴于被控對象精確的數(shù)學模型,把人類的經(jīng)驗、思維和推理方式等智能加以形式化或機器模擬,是一種多元交叉的控制方法.目前比較完善的智能控制方法有模糊控制、神經(jīng)網(wǎng)絡控制、專家控制、分級遞階控制、進化算法控制等.應用最廣泛的智能控制方法是模糊控制.文獻做過相關研究.文獻采用模糊控制的方法,用動量飛輪作為執(zhí)行機構,使衛(wèi)星姿態(tài)在參數(shù)變化與外部干擾情況下具有較好的姿態(tài)穩(wěn)定度與精度.文獻對含模型不確定性和未知干擾的衛(wèi)星姿態(tài)系統(tǒng)提出了具有間接自適應模糊補償?shù)膹V義預測跟蹤控制方法,利用自適應模糊系統(tǒng)逼近預測控制律中的模型不確定項,使得所得到的預測控制算法可實施.文獻從Lyapunov函數(shù)出發(fā)設計了一個穩(wěn)定的直接型自適應模糊姿態(tài)機動控制系統(tǒng),控制器能夠在初始語言信息很少的條件下通過自適應律調(diào)整語言信息參數(shù)而得到合適的模糊規(guī)則,使控制器具有更強的適應能力.此外,神經(jīng)網(wǎng)絡控制和