太阳帆飞行器自适应极点配置控制方法研究
时间：2020-12-14 16:02:34 来源：雅意学习网 本文已影响 人 
摘 要： 太阳帆航天器对执行机构有着特定的要求，在此基于控制杆和偏置动量反作用飞轮展开研究，就姿态控制系统的物理模型及太阳帆的姿态动力学模型进行分析。并针对此类模型，利用鲁棒极点配置方法设计自适应控制器及太阳帆航天器姿态控制系统，通过数值仿真研究姿态控制中的姿态纠偏。结果表明，采用自适应鲁棒极点配置控制方法的控制系统能够使飞行器能够较快实现大角度的姿态控制要求。
关键词： 飞轮； 太阳帆； 鲁棒极点配置； 自适应控制
中图分类号： TN911?34 文献标识码： A 文章编号： 1004?373X（2014）02?0021?05
太阳帆是装载在航天器上、利用太阳光压驱动航天器飞行的装置。其原理是利用太阳在大面积薄膜上的反射光压提供航天器飞行的动力。虽然这种推力很小，但在没有空气阻力存在的太空，仍然可以为帆面面积足够的太阳帆提供持续的加速度，很容易达到和超过宇宙速度，实现星际航行[1]。这种驱动方式的优点是绿色环保而且只要在有阳光存在的地方，它就会始终推动飞船前进乃至完成深空探测。
2005年6月21日，俄罗斯发射了Cosmos?1太阳帆航天器；2008年8月3日，美国用猎鹰火箭发射了纳帆D1太阳帆；日本宇宙航空研究开发机构于2010年5月21日发射了质量为315 kg的行星太阳帆——“伊卡洛斯”。随着多个太阳帆航天器的发射以及成功部署，太阳帆技术进入了一个快速发展时期。由于在太空中运行的太阳帆航天器自身的特点使得其姿态控制方法有别于传统空间飞行器，太阳帆航天器特点主要有： 尺寸巨大，干扰力矩大，相应的转动惯量也特别大。 基于以上特点，利用传统的姿态控制方法，如喷气控制，其需要消耗大量燃料和能量， 从而将导致航天器结构重量剧增，会大大降低太阳帆的飞行性能，已不适用于太阳帆的姿态控制。国内外学者提出了多种针对太阳帆的新型姿态控制技术。德国宇航局DLR给出了装有控制杆的太阳帆航天器概念[2?3]，通过万向节接头，控制杆与太阳帆连接。Bong Wie对带有控制杆太阳帆航天器结合喷气控制进行了研究。本文针对这种模型结合偏置动量反作用飞轮的方式，采用多变量鲁棒自适应极点配置方法，实现对太阳帆航天器的姿态控制。
1 太阳帆力学模型
带有控制杆和偏置动量反作用飞轮的太阳帆航天器如图1所示。这种模型，通过改变末端质量块的质心相对于太阳帆压力中心的位置，从而产生姿态调整力矩。在本模型中，没有选用零动量飞轮，是因为偏置动量反作用飞轮仅需在太阳帆航天器安装一个就可以实现三轴姿态控制，可以减轻飞行器的重量和复杂程度。而控制杆又可以实现飞轮的饱和卸载，不用为喷嘴配备大量的燃料，这样太阳帆航天器的质量不会随时间不断变化，降低了控制系统的控制难度。
如图1所示，采用控制杆和偏置动量反作用飞轮，实现对太阳帆的推力矢量控制，其俯仰轴动力学方程如下所述：
这里首先假设姿态角[α]和万向节偏转角[δ]均很小， 并采用完全小角度线性化方法：
[α=A2A6+A7A10δ+A2A5-A3A4A10α- A2+A4A10Tg+A4-A2A10Hm] （1）
[δ=-A1+A2A6+A7A10δ+A1+A2A3A4+A2A5A10A2-A3A2α+ TA1+A2A2+A4A10A2-1A2Tg+A4-A1A10Hm] （2）
式中：[α]是太阳帆俯仰角；[δ]是万向节与滚动轴的角度；[Tg]是万向节控制力矩；[Hm]是飞轮动量矩；A1～A10如下所示：
[A1=Js+msmpb2ms+mp， A2=Js+msmpblms+mp，]
[A3=bmpms+mpPA（1-rs），A4=Jp+msmpl2ms+mp] [A5=mplms+mpPA1-rs，A6=mplms+mpPA1-rs，] [A7=msmpl2ms+mpPABfr1-s+efBf-ebBbef+eb1-r，] [A8=bmsms+mp， A9=mslms+mp， A10=A1A4-A22]
式中：[ms]和[mp]分别是太阳帆系统和负载系统的质量；[Js]和[Jp]分别是太阳帆系统负载系统的俯仰惯量和负载系统惯量；[l]是控制杆的长度；[b]是万向节铰接处到太阳帆的质心的距离；[Bf]，[Bb]分别为太阳帆前表面和后表面的非琅伯系数；[ef]，[eb]分别为太阳帆表面和后表面的发散系数；[r]为前表面的反射率；[s]为镜面反射系数 。
2 控制系统描述
本文采用的自适应鲁棒极点配置控制系统的原理结构图如图2所示。
从图中可以看出，该系统主要由飞行器模型、鲁棒极点配置以及控制器三部分组成。根据线性模型，利用鲁棒极点配置方法设计PIF控制器，从而实现对参考指令的跟踪控制。
下面将对各个部分进行分析设计。
3 控制器设计
在对太阳帆航天器进行控制器设计时，定义状态变量[x=α δ α δT]，于是由[α]和[δ]表达式可知，线性模型的状态方程为：
[x=Agx+Bguy=Cgx] （3）
式中：u为控制向量，[u=HmTgT]；[Hm]为偏置动量反作用飞轮动量矩；[Tg]为万向节力矩；[Bg=BHmBTg]；这里[Cg=I4×4]为单位矩阵，故可通过系统输出来量测系统的状态值。
控制器设计的目的是实现对太阳帆航天器姿态控制，即控制器设计目标满足：设计控制率，使上述误差向量在有限时间内收敛到零。为了实现零稳态姿态误差，有必要在控制回路内加入积分器，定义积分误差向量为：
[eI（t）=t0t1e（τ）dτ=t0t1Hx（τ）dτ] （5）
为了抑制飞行过程中的扰动，必须对控制器的带宽进行限制[4]。为此，可通过在控制器中引入低通滤波器来实现对高频弹性扰动的抑制，即以进入飞行器的控制信号[u]的微分作为新的控制量[v=u]，通过调整滤波回路的增益大小，即可改变控制器的带宽。
