一种基于伪速率调制器的自激振荡消除姿态控制方法_林波.pdf

第 卷 第 期 年 月空间控制技术与应用 :引引用用格格式式：林波，常建松，刘新彦 一种基于伪速率调制器的自激振荡消除姿态控制方法 空间控制技术与应用，（）：，（）：（）：一种基于伪速率调制器的自激振荡消除姿态控制方法林 波，常建松，刘新彦北京控制工程研究所，北京 摘 要：基于伪速率调制（）进行控制的闭环系统具有很强的非线性特征，稳定闭环系统由于外部干扰或参数不确定的影响在特定条件下可能出现高频自激振荡，进而频繁控制导致推进剂额外消耗 提出在线辨识自激振荡周期自动调整控制器参数的方法，当系统出现高频自激振荡时能够通过实时调整系统带宽有效消除自激振荡，并通过仿真验证了方法的有效性关键词：自激振荡；姿态控制；伪速率调制器中图分类号：文献标志码：文章编号：（）收稿日期：；录用日期：基金项目：民用航天技术预先研究项目（）通信作者：引 言挠性航天器控制中面临模型存在大挠性、非线性、不确定性、外干扰、以及控制约束等问题，针对这些问题有众多研究成果 针对模型不确定性问题，文献提出了一种自适应控制算法，但需使用周期信号辨识系统的惯量矩阵；文献则针对平流层卫星提出一种滑模控制方法，并设计了一个模糊逻辑估计器用于消除平流层卫星动力学不确定性的影响 针对外干扰问题，文献给出一种非线性 控制方法降低附件偏转造成的扰动以及不确定性的影响；文献则通过鲁棒滑模控制的高频切换特性提高对外干扰的抑制，这样的控制律对于喷气控制的卫星基本不可接受；文献则是通过设计非线性 观测器或干扰估计器的方法对外部干扰和挠性振动进行抑制，本质也是通过高增益抑制干扰，并依赖于执行机构的快速连续运动 文献针对具有未知死区和时变延迟的 非线性系统，利用模糊逻辑构造观测器设计自适应控制器保证闭环系统的稳定性和控制误差被控制在规定范围之内 文献设计了一种结构化的自适应控制律将控制器增益设计静态部分和动态调节部分，动态增益依据控制误差实时调节，改善系统的性能众多的文献研究中多关注于稳定性和控制精度效果，几乎没有对控制频度进行约束的文献 而采用喷气控制的卫星对推进剂消耗的约束极高，高频情况下控制稳定也是不可接受的，当系统具有 这样具有死区特性的环节时，高频切换控制必然产生高频的振荡，需要对控制频度进行限制 本文研究的问题为，稳定的控制系统在特定干扰下发生高频振荡时，需要快速消除高频振荡，避免推进剂大幅消耗 控制模型及问题描述 动力学描述考虑挠性的卫星动力学模型方程为|?|（）式中，为单轴的卫星惯量，为卫星姿态角，第 期林 波等：一种基于伪速率调制器的自激振荡消除姿态控制方法为卫星的挠性耦合系数矩阵，为控制力矩，为外部干扰力矩，为挠性模态广义位移矩阵，为挠性阻尼比，为挠性频率矩阵方程（）可以进一步写为如下的一阶状态方程形式：?（）（）其中，|，?上述状态方程形式的模型写为传递函数的形式表示为（）（）（）（）（）问题描述基于式（）描述的挠性卫星系统常采用 控制结合滤波器计算控制量，然后利用伪速率调制器（，）转化为推力器的开关信号 具体控制系统如图 所示，图中，为 控制参数；（）为滤波器，通常依据卫星挠性频率特点选择对主要挠性频点具有抑制作用的滤波器；，分别为 的开槛值、关槛值、以及反馈环节时间常数；为 反馈输出，是滞环输入，是控制器输出，?分别为目标姿态和目标角速度 图 描述的控制系统采用描述函数法进行稳定性分析的特征方程为 （）（）（）（）（）（）其中，（）表示为 环节的描述函数，表示正弦输入的振幅；为输出的一次谐波分量的振幅，为输出的一次谐波分量的相位移 问题描述为：图 所示的非线性闭环控制系统在外部干扰 时是稳定的，在外部外干扰 时在特定条件下闭环系统出现高频切换控制引起高频自激振荡，额外增加卫星推进剂消耗，当出现高频自激振荡时如何及时消除振荡是本文的研究内容图 闭环控制系统 自适应控制律基于前面的问题描述，由于闭环系统的很强非线性特性，在特定的干扰下卫星会出现高频振荡导致额外消耗较多的推进剂，从而降低卫星寿命 为了抑制可能出现高频振荡，先对 闭环控制时候的脉冲特性和整星频率特征进行分析 控制时的脉冲特性 的脉冲宽度和相邻两个脉冲之间随着误差信号大小而改变，其中脉冲宽度为|（）间隙宽度为|（）则 相邻的两个脉冲之间的最小时间为：（）一般只由 的惯性时间常数 和其开关限有关 当 参数确定后，前后两次喷气的最小间隔是已知的 正常姿态控制情况下，通过设计可保证两次喷气时间间隔大于 倍，只有当姿空间控制技术与应用第 卷态误差过大或外部干扰过大时两次喷气时间间隔才有可能小于 因此 相邻的两个脉冲之间的最小时间 可以作为判断频繁控制的一个重要阈值 整星的频率特性由式（）可以得到系统的自然频率为 （）其中，为卫星的整星自然频率矩阵，一般只需要考虑整星的一阶频率即可，则整星的一阶自然运动周期为：（）式中 为 主对角上的第一个元素，采用 控制时考虑整星惯量和挠性频率，一般在 （）（）之间 高频振荡的判断及抑制卫星的控制精度一般由控制指标确定，假设卫星喷气控制的精度为，则通过控制精度和 的参数可以确定 的部分参数 例如，的开槛值 确定了，控制器的增益系数 由控制精度 确定 要保证姿态控制精度，则 需要满足：（）在保证姿态控制精度条件下 可调整的余地不大，因此 参数中可以调节参数为 对于使用 控制的卫星稳定控制时，两次喷气间隔最小为（一般情况下设计能够保证 ），挠性卫星的自然频率周期在 之间 因此，可以选择整星的最小自然频率周期 或者 相邻的两个脉冲之间的最小时间 作为度量阈值，当闭环系统周期小于给定阈值则可以判断为闭环系统出现了高频的振荡，而该高频振荡是由控制系统喷气产生的强迫运动因此，卫星可在线实时辨识振荡周期，当出现高频振荡时通过动态调节 改变闭环系统的自振频率，从而实现自激振荡消除，自适应自激辨识控制律 如下：?（）?（?）（）?（?），?，?，?（）其中，为系统自激周期，可以通过角速度测量或者正负喷气间隔进行估计 式（）为传统的 控制算法，式（）为自激周期辨识，为辨识收敛系数，一般情况下 越大辨识结果收敛越快，但是 过大对噪声过于敏感或者导致收敛稳定性问题 式（）为 控制器中的 系数自适应修正，当自激周期?小于给定阈值则说明闭环系统控制过于频繁，系统可能出现自激振荡，则需要调整控制增益改变闭环系统控制带宽消除自激振荡 数值实例为了说明问题，图 所描述的闭环系统所有的参数见表 按照表 中的参数，闭环系统满足式（）描述的特征方程，其稳定性分析 曲线如图 所示，系统线性部分不包围 的负倒描述函数，系统稳定并具有足够的稳定裕度 图 为小干扰下的姿态曲线，可见系统是稳定的，姿态优于，图 为 的输出量 的曲线，可见两次之间的喷气间隔均设计在 以上，即在无干扰的情况下系统控制稳定符合要求表 系统参数 参数名称数值卫星单轴惯量 （）挠性频率 ，挠性耦合系数（）参数，自适应调节系数 控制参数，滤波器（）（）控制精度 （）第 期林 波等：一种基于伪速率调制器的自激振荡消除姿态控制方法图 系统稳定性分析 曲线 图 姿态曲线 图 输出 图 为采用本文的自适应算法和没有自适应时的仿真对照曲线 之间干扰力矩，之间 由曲线可见，前 由于干扰力矩较小两种算法控制效果完全相同，之间无自适应的算法在 后出现高频自激振荡，输出量 出现高频的切换 图 为角速度的局部放大曲线，可见没有使用自适应算法时姿态角速度出现幅度为（）频率为 的高频振荡 由图 可见，当存在干扰力矩时，系统并不是在干扰力矩一出现就会产生自激振荡，而是保持稳定控制近 后直到 才出现自激振荡，到 之间系统处于频繁控制状态，大量消耗系统推进剂 而采用自适应算法后，出现自激振荡后，系统自主辨识并调整控制增益，整个过程消除了自激振荡 图 为无自适应算法和使用自适应算法时的 输出情况，由图可见采用自适应算法后，控制系统在干扰下为单边控制符合设计预期，而无自图 姿态曲线 图 角速度曲线 图 角速度局部放大曲线 空间控制技术与应用第 卷图 输出量 适应的算法则在 后频繁切换控制方向，尽管姿态稳定但是频繁控制导致大量额外的推进剂消耗 结 论通过分析 闭环控制的脉冲间隔特点和挠性卫星系统的自然频率特性，提出在线辨识自激振荡周期实时调整控制器 参数的算法，当卫星由于外部干扰出现自激振荡时能够有效消除自激振荡，避免频繁控制导致推进剂的过度消耗参 考 文 献 ，（）：，（）：，（）：，（）：，（）：，（）：，（）：，（）：，（）：，（）：，（）：作者简介：林波（），男，研究员，研究方向为卫星控制系统方案设计；常建松（），男，高级工程师，研究方向为卫星控制系统方案设计与仿真；刘新彦（），男，研究员，研究方向为航天器控制系统总体设计第 期林 波等：一种基于伪速率调制器的自激振荡消除姿态控制方法 ，：（）：；：；：（）：