本发明涉及一种单轴机动航天器的输入成型控制方法，包含：S1、根据含有挠性附件的航天器的任务要求，规划该航天器的姿态以及姿态角速度运动路径，建立该航天器姿态运动的状态方程；S2、应用简化的系统特征矩阵来近似计算航天器挠性附件对应的特征值，并计算挠性附件的等效振动频率；S3、计算出输入成型器的共轭特征值，求取输入成型器的参数，完成输入成型器的设计；S4、在航天器的控制器中加入角加速度反馈项，补偿姿态运动状态方程因简化所引起的残余振动。本发明适用于绕欧拉轴单轴机动的航天器，通过简化系统特征矩阵来实现非线性系统方程的求解问题，通过角加速度补偿来消除系统特征矩阵因简化所带来的残余振动。
1.一种单轴机动航天器的输入成型控制方法，其特征在于，适用于绕欧拉轴单轴机动的航天器，包含以下步骤：S1、根据含有挠性附件的航天器的任务要求，规划该航天器的姿态以及姿态角速度运动路径，建立该航天器姿态运动的状态方程；
S2、应用简化的姿态运动状态方程来近似计算航天器挠性附件对应的特征值，并计算挠性附件的等效振动频率；
S3、计算出输入成型器的共轭特征值，求取输入成型器的参数，完成输入成型器的设计；
S4、在航天器的控制器中加入角加速度反馈项，补偿姿态运动状态方程因简化所引起的残余振动；
所述的S1中，含有挠性附件的航天器姿态运动的状态方程为：
其中，0为对应维数的零矩阵；E为对应维数的单位矩阵；Ic＝E-Brot·BrotT；H＝(E-BrotTI-1Brot)-1； q0表示卫星姿态四元数的标量部分；E3表示3阶单位矩阵；uc表示控制力矩；qv表示卫星姿态四元数的矢量部分； 表示卫星姿态角速度在卫星坐标系下三个方向的投影；Brot为挠性附件的耦合矩阵；ωc是以各阶挠性振动频率为元素的对角阵；I表示卫星的惯量矩阵；ξc为挠性振动的阻尼比，ηi为第i个挠性附件的振动模态组成的列阵；
其中，Pt*为简化的系统特征矩阵；求解该简化的姿态运动状态方程，得到航天器挠性附件对应的特征值λ。
2.如权利要求1所述的单轴机动航天器的输入成型控制方法，其特征在于，所述的S3中，输入成型器的参数为两个，其中一个参数的作用时间为0，幅值为1/(1+K)，另一个参数的作用时间为T，幅值为K/(1+K)；其中，K和T的表达式为：根据S3中计算后得到的ξ和ω为共轭特征值，ξ和ω分别表示挠性附件等效的阻尼比和振动频率，从而得到输入成型器的参数值T和K，设计完成输入成型器为Shaper。
3.如权利要求2所述的单轴机动航天器的输入成型控制方法，其特征在于，所述的S4中，在航天器的控制器中加入角加速度输入成型项，补偿姿态运动状态方程因简化误差所引起的残余振动影响，得到控制器的控制力矩uc为：式中，Shaper表示输入成型器；Kp和Kd表示PD控制参数，qv表示卫星姿态四元数的矢量部分；qvd表示卫星期望姿态四元数的矢量部分；qv0表示初始时刻卫星姿态四元数的矢量部分； 表示卫星姿态角速度在卫星坐标系下三个方向的投影； 表示初始卫星姿态角速度在卫星坐标系下三个方向的投影；ad表示期望的角加速度；ωd表示期望的角速度；e0表示初始欧拉轴。
一种单轴机动航天器的输入成型控制方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种输入成型控制方法，具体是指一种适用于绕欧拉轴单轴机动的航天器的输入成型控制方法，能够抑制机动过程中激发的振动，实现姿态快速机动和快速稳定。
背景技术
[0002] 随着现代航天器平台的任务和功能日趋多元化，对航天器的控制精度、稳定度，特别是快速机动能力提出了更高的要求。然而对于带有挠性附件的航天器，在快速机动过程中如何减小挠性附件的振动对控制系统所产生的影响，是尤为重要的。
[0003] 传统的输入成型方法是针对开环控制力矩的一种成型方法，如果直接在闭环控制器的力矩输出端添加输入成型器，不仅不会消除振动，反而会导致系统的震荡。而目前应用的比较广泛的输入成型方法主要局限在线性控制系统中，对于姿态快速机动控制系统而言，无论航天器的运动学方程还是航天器的姿态控制器都需要添加非线性的环节，而对于含有非线性环节的振动抑制方法，不能应用现有的输入成型方法。
[0004] 基于上述，目前亟需提出一种单轴机动航天器的输入成型控制方法，能够抑制机动过程中激发的振动，实现姿态快速机动和快速稳定。
发明内容
[0005] 本发明的目的是提供一种单轴机动航天器的输入成型控制方法，适用于绕欧拉轴单轴机动的航天器，通过简化系统特征矩阵来实现非线性系统方程的求解问题，通过角加速度补偿来消除系统特征矩阵因简化所带来的残余振动。
[0006] 为实现上述目的，本发明提供一种单轴机动航天器的输入成型控制方法，适用于绕欧拉轴单轴机动的航天器，包含以下步骤：
[0007] S1、根据含有挠性附件的航天器的任务要求，规划该航天器的姿态以及姿态角速度运动路径，建立该航天器姿态运动的状态方程；
[0008] S2、应用简化的系统特征矩阵来近似计算航天器挠性附件对应的特征值；
[0009] S3、计算出输入成型器的共轭特征值，求取输入成型器的参数，完成输入成型器的设计；
[0010] S4、在航天器的控制器中加入角加速度反馈项，补偿姿态运动状态方程因简化所引起的残余振动。
[0011] 所述的S1中，含有挠性附件的航天器姿态运动的状态方程为：
[0012]
[0013]
[0014]
[0015]
[0016] 其中，0为对应维数的零矩阵；E为对应维数的单位矩阵；q0表示卫星姿态四元
数的标量部分；E3表示3阶单位矩阵；uc表示控制力矩；qv表示卫星姿态四元数的矢量部分；
表示卫星姿态角速度在卫星坐标系下三个方向的投影；Brot为挠性附件的耦合矩阵；ωc是以各阶挠性振动频率为元素的对角阵；I表示卫星的惯量矩阵；ξc为挠性振动的阻尼比，ηi为第i个挠性附件的振动模态组成的列阵。
[0017] 所述的S2中，简化的姿态运动状态方程为：
[0018]
[0019]
[0020] 其中， 为简化的系统特征矩阵；求解该简化的姿态运动状态方程，得到航天器挠性附件对应的特征值λ。
[0021] 所述的S3中，输入成型器的参数为两个，其中一个参数的作用时间为0，幅值为1/(1+K)，另一个参数的作用时间为T，幅值为K/(1+K)；其中，K和T的表达式为：
[0022]
[0023]
[0024] 根据S3中计算后得到的ξ和ω为共轭特征值，且ξ和ω分别表示挠性附件等效的阻尼比和振动频率，从而得到输入成型器的参数值T和K，设计完成输入成型器为Shaper。
[0025] 所述的S4中，在航天器的控制器中加入角加速度输入成型项，补偿姿态运动状态方程因简化误差所引起的残余振动影响，得到控制器的控制力矩uc为：
[0026]
[0027] 式中，Shaper表示输入成型器；Kp和Kd表示PD控制参数，qv表示卫星姿态四元数的矢量部分；qvd表示卫星期望姿态四元数的矢量部分；qv0表示初始时刻卫星姿态四元数的矢量部分； 表示卫星姿态角速度在卫星坐标系下三个方向的投影； 表示初始卫星姿态角速度在卫星坐标系下三个方向的投影；ad表示期望的角加速度；ωd表示期望的角速度；e0表示初始欧拉轴。
[0028] 综上所述，本发明提供的单轴机动航天器的输入成型控制方法，适用于绕欧拉轴单轴机动的航天器，通过简化系统特征矩阵来实现非线性系统方程的求解问题，通过角加速度补偿来消除系统特征矩阵因简化所带来的残余振动。
附图说明
[0029] 图1为本发明中单轴机动航天器的输入成型控制方法的流程图。
具体实施方式
[0030] 以下结合图1，详细说明本发明的一个优选实施例。
[0031] 如图1所示，为本发明提供的单轴机动航天器的输入成型控制方法，适用于绕欧拉轴单轴机动的航天器，包含以下步骤：
[0032] S1、根据含有挠性附件的航天器的任务要求，规划该航天器的姿态以及姿态角速度运动路径，建立该航天器姿态运动的状态方程；
[0033] S2、应用简化的系统特征矩阵来近似计算航天器挠性附件对应的特征值，并计算挠性附件的等效振动频率；
[0034] S3、计算出输入成型器的共轭特征值，求取输入成型器的参数，完成输入成型器的设计；
[0035] S4、在航天器的控制器中加入角加速度反馈项，补偿姿态运动状态方程因简化所引起的残余振动。
[0036] 所述的S1中，含有挠性附件的航天器姿态运动的状态方程为：
[0037]
[0038]
[0039]
[0040]
[0041] 其中，0为对应维数的零矩阵；E为对应维数的单位矩阵；Ic＝E-Brot·BrotT；H＝(E-BrotTI-1Brot)-1； q0表示卫星姿态四元数的标量部分；E3表示3阶单位矩阵；uc表示控制力矩；qv表示卫星姿态四元数的矢量部分； 表示卫星姿态角速度在卫星坐标系下三个方向的投影；Brot为挠性附件的耦合矩阵；ωc是以各阶挠性振动频率为元素的对角阵；I表示卫星的惯量矩阵；ξc为挠性振动的阻尼比，ηi为第i个挠性附件的振动模态组成的列阵。
[0042] 所述的S2中，简化的姿态运动状态方程为：
[0043]
[0044]
[0045] 其中， 为简化的系统特征矩阵；求解该简化的姿态运动状态方程，得到航天器挠性附件对应的特征值λ。
[0046] 所述的S3中，输入成型器的参数(最小脉冲数)为两个，其中一个参数A的作用时间为0，幅值为1/(1+K)，另一个参数B的作用时间为T，幅值为K/(1+K)，具体请参见下表：
[0047]输入成型器参数 A B
作用时间 0 T
幅值 1/(1+K) K/(1+K)
[0048] 其中，K和T的表达式为：
[0049]
[0050]
[0051] 根据S3中计算后得到的ξ和ω为共轭特征值，且ξ和ω分别表示挠性附件等效的阻尼比和振动频率，从而得到输入成型器的参数值T和K，设计完成输入成型器为Shaper。
[0052] 所述的S4中，在航天器的控制器中加入角加速度输入成型项，补偿姿态运动状态方程因简化误差所引起的残余振动影响，得到控制器的控制力矩uc为：
[0053]
[0054] 式中，Shaper表示输入成型器；Kp和Kd表示设计人员根据系统特性所设计的PD(比例微分)控制参数，qv表示卫星姿态四元数的矢量部分；qvd表示卫星期望姿态四元数的矢量部分；qv0表示初始时刻卫星姿态四元数的矢量部分； 表示卫星姿态角速度在卫星坐标系下三个方向的投影； 表示初始卫星姿态角速度在卫星坐标系下三个方向的投影；ad表示期望的角加速度；ωd表示期望的角速度；e0表示初始欧拉轴。
[0055] 本发明提供的单轴机动航天器的输入成型控制方法，与现有技术相比，具有以下优点和有益效果：1、适用于含有非线性环节的控制系统；2、能够在理论上完全的抑制机动过程中激发的振动；3、能够达到快速机动和稳定的效果；4、由于振动在机动后将被完全抑制，因此可以将航天器的带宽设计的更大；5、可靠性高，且算法简单，星上软件容易实现。
[0056] 尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。
