卫星姿态控制（精选4篇）
卫星姿态控制 篇1
0 引言
航天事业是当今世界最引人注目的事业之一。在卫星技术及应用领域方面,卫星的姿态控制尤为重要。卫星的姿态控制是指卫星在规定或预先确定的方向上定向的过程。在太空中,卫星是在失重的环境下飞行,如果不对它进行姿态控制,它就会乱翻筋斗。这种情况是绝对不允许的,因为卫星都有自己特定的任务,在飞行时对它的飞行姿态都有一定的要求。比如,通讯卫星需要它的天线始终对准地面,对地观测卫星则要求它的观测仪器的窗口始终对准地面。本文建立了卫星的运动学和动力学模型,并对其使用自适应姿态跟踪方法进行姿态控制。
1 系统建模方法
刚体姿态控制的角速度动力学方程由NewtonEuler方程描述,其运动学姿态描述方法较多,其中包括Euler角法、Euler参数法、Rodrigues参数法、修正的Rodrigues参数法以及(w,z)参数化法等。
1.1 欧拉四元数法
四元数(quaternion)是由Homilton在1843年建立的数学概念,但直到20世纪六七十年代才在控制工程中得到应用。应用四元数的好处是在控制计算中可省去欧拉角三角函数的繁琐运算,可减少计算量,避免出现欧拉角为零的奇点问题,因而在航天器的控制计算中得到了广泛的应用。四元数是由一个实数单位1和三个虚数单位组成的包含四个实数的超复数,是一种四维的表示方法。由于欧拉角可以由转换矩阵的元素求出,故可求出四元数与欧拉角的关系式。
算法如下,i=1,2,3(1)其中。
欧拉参数动态方程如下,写出了参数与角速度之间的关系
从而得到
1.2 RODRIGUES参数法
这种描述方法本质上也由四元数参数化导出。最大的特点是该描述方法的有效范围是(-,),算法如下,,其中i=1,2,3…。向量qi表示关于惯性参考坐标系围绕真实单位轴ki真实旋转弧度的结果。如下:
1.3 修正的RODRIGUES参数法
在RODRIGUES参数法的基础上,为了让转动的有效范围更大,进行修正如下:
对应式(7)可得
修正后转动范围(-2,2),变为原来的2倍。
用修正罗德里格参数法的姿态解算精度比用四元数法的姿态解算精度高,且计算效率明显优于四元数算法,计算量仅相当于四元数算法的一半,这是由于四元数的规范化条件(即模值为1),在姿态确定中会导致误差协方差阵奇异,而修正罗德里格参数虽然不是全局非奇异的,但是可以通过切换方法解决奇异性问题。
2 飞行姿态控制研究
2.1 状态选择
本文选用经典欧拉角表示来描述卫星的飞行姿态,欧拉角包括、和,即滚动角、俯仰角和偏航角。描述航天器的飞行姿态的方程可以写为合成的形式
对于上述系统,选择向量x,x的分量作为状态空间坐标。则飞行姿态控制系统的运动方程可以表示为:
其中,则有
以上系统具有两个性质,在自适应控制器设计中可以直接利用。1)矩阵(H*-2C*)是反对称的(实际上,这个性质也反映了能量守恒)。2)如果适当地选择常参数向量a,那么系统是线性的。一般,我们选择这样的a,它由对称中心惯性矩阵H的6个独立分量和常惯性角动量的3个分量组成。
根据上面的动态阐述,可以直接得到航天器控制的结果。因为我们在这两种情况下都是在处理轨线可控的Hamiton系统。特别的,首先我们指出简单的比例-微分控制在调节应用上的有效性,然后得到用于快速飞行姿态跟踪的全局收敛的自适应控制器。
2.2 姿态调节
首先指出,简单的比例-微分控制可以产生稳定的位置控制,即设计输入U,使得系统状态收敛于期望值。在飞行系统中,对F的一个简单比例-微分控制规律如下:
从物理意义上来说,这个控制规律实际上是模仿由弹簧和阻尼器构成的污源机械系统的效应。取李雅普诺夫函数如下:
对时间求导得:
化简为:
显然,系统收敛于期望的状态。
2.3 自适应姿态跟踪
自适应控制可应用于要求更高的快速飞行姿态跟踪中。它包括产生应由于反作用力轮子的控制规律和参数向量估计规律,使得跟踪误差趋于零,即让实际飞行姿态向量x(t)追赶上期望的飞行姿态轨线xd(t)。同样,自适应控制器也不需要系统的质量性质的先验知识。
定义参数估计误差,
以及跟踪误差,
考查类李亚普诺夫函数,
其中,向量S是跟踪误差的量度,定义为
参考速度向量:
利用矩阵(H*-2C*)的反对称性得:
取控制规律:
变换可得
这里通过李亚普诺夫函数的稳定性分析,选择自适应规律如下:
即得:
应用反作用力轮子的控制力矩来表示的控制
规律最终得到为:
综上,完成了整个控制规律的设计。
2.4 仿真分析
选择初始状态为x(0)=0的航天器需要跟踪一个由5部分组成的设想的期望飞行姿态轨线,由1秒钟的常加速度到达期望值为xd(1)=[0.5,0.5,0.5]T然后保持高度不变,取实际中心惯性矩阵H为,航天器有一个惯性角动量为p I=[1,-1,0]T。自适应增益矩阵为=30I,采样频率为100Hz。仿真结果如图所示。图1是对惯性矩阵的参数估计结果。图2是所设计的自适应控制器跟踪误差,可见是收敛。仿真结果表明所设计的自适应控制器是合适的,可满足卫星跟踪的要求。
3结束语
本文对卫星的姿态控制进行了仿真研究。选择欧拉角描述刚体的角速度,对卫星建立了运动学模型和动力学模型,设计了自适应控制器以实现其姿态跟踪,仿真结果表明了控制策略的可行性。
摘要：卫星等刚体的姿态控制已在空间飞行器以及航天机器人等方面有着越来越广泛的应用。文章针对角速度不确定的卫星姿态跟踪问题,用非线性自适应方法进行控制规律设计。首先建立飞行器的运动学和动力学模型,分析其动力学特性及系统可控性,再基于李亚普诺夫稳定性理论,进行控制规律的设计,采用自适应方法对卫星实现姿态跟踪,仿真结果表明飞行器的姿态和角速度跟踪误差均满足渐进收敛,验证了策略的可行性。
关键词：姿态,跟踪误差,自适应控制
参考文献
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卫星姿态控制 篇2
设计了一个典型Mamdani类PD型模糊控制器来研究卫星大角度姿态机动控制问题.卫星姿态机动控制要求控制系统响应快、具有较强鲁棒性.模糊控制器的设计十分灵活,在控制性能方面有自己突出的特点.通过仿真,考察了模糊控制器的隶属函数在各种参数下的`不同控制性能,与一个传统I/O解耦PID控制器的控制效果进行比较,并验证了模糊控制器的鲁棒性.仿真结果证实了模糊控制用于姿态机动控制有良好的效果.
作 者：王蜀泉 赵光恒 WANG Shu-Quan ZHAO Guang-Heng 作者单位：王蜀泉,WANG Shu-Quan(中国科学院空间科学与应用研究中心,北京,100080;中国科学院研究生院,北京,100049)
赵光恒,ZHAO Guang-Heng(中国科学院光电研究院,北京,100080)
卫星姿态跟踪与同步 篇3
近年来复杂系统的同步问题已成为一个热门的研究课题, 一些问题以线性系统的研究为主[1,2,3,4,5], 另外一些问题则以非线性系统的研究为主, 例如卫星编队技术的研究。该方向的研究在航空领域已经受到越来越多国家及研究机构的高度重视。目前为止, 此项技术仍处于试验仿真的初期阶段, 尚有大量的问题亟待解决。
文献[6 -10]中给出了卫星编队控制的不同控制策略。A. Tayebi提出了单卫星基于四元数辅助系统输 出反馈的 姿态跟踪 控制策略[6]。A. Abdessameud和A. Tayebi考虑了多卫星编队飞行姿态控制[7]。A. Tayebi提出了基于单位四元数观测器和线性反馈控制律实现卫星编队姿态跟踪控制的方法[8]。由于卫星编队系统是非线性的, F. Lizarralde和J. T. Wen提出了一种用非线性四元数滤波器代替角速度反馈实现卫星编队姿态跟踪的方法[9]。以上文献考虑的都是固定结构下卫星姿态的控制问题。吴云华等提出了一种用于大规模卫星编队的完全分布式编队飞行相对姿态变结构协同控制算法[10]。在多个卫星姿态控制问题中很少有文章考虑外界干扰, 而卫星在姿态跟踪过程中不可避免地要遇到各种扰动, 主要是由于外部激励引起的各种周期扰动 ( 如卫星进出地影的飞行期间受到结构热胀冷缩诱发的“拍打”运动干扰) 。
下面将针对不同幅值和频率的外界正弦扰动, 设计卫星编队姿态跟踪与同步策略。编队中的卫星可以根据信息交流拓扑图进行信息交流, 根据预定姿态、自身姿态和编队中其他可通信的卫星姿态来确定自身的控制。首先给出了卫星编队姿态跟踪与同步的问题描述, 然后提出了2种控制律。采用Lyapunov方法, 证明了系统的全局跟踪与同步。最后通过Simulink仿真, 验证了控制律的正确性。
1 问题描述
1. 1 卫星旋转动力学方程和运动学方程
假设整个编队中有n个卫星, 第j个卫星满足如下旋转动力学方程和运动学方程[13]:
式中, Ifj∈瓗3×3是一个常对称正定惯性矩阵; τj为外部干扰力矩; dj为第j架卫星受到的正弦扰动; ωT j= ( ωT j, 0) , ωj∈瓗3表示卫星j在刚体坐标系Υj 中的角速度。姿态四元数Qj= ( qT j, ηj) T包括了向量部分qj和标量部分ηj, 且满足归一化条件: qT jqj+η2j= 1。
1. 2 卫星姿态误差四元数
由于编队中所有的卫星都需要跟踪预定的轨道和姿态, 所以需要引入卫星现在的姿态与预定姿态之间的误差。定义姿态误差四元数如下:
满足如下四元数动力学方程:
1. 3 卫星间相对姿态四元数
为了实现卫星之间的姿态同步, 需要引入卫星之间的相对姿态。定义卫星间的相对姿态四元数如下:
满足如下四元数动力学方程:
式中, Q* k为Qk的共轭四元数; Qjk= ( qT jk, ηjk) T表示卫星j和卫星k的相对姿态; ωjk表示卫星j和卫星k在刚体坐标系Υj中的相对角速度; R ( Qjk) 为刚体坐标系Υk到刚体坐标系Υj的转换矩阵。
2 基于退步算法和内模原理的控制律设计
2. 1 退步算法及内模原理推导过程
2. 2 控制器设计
对于式 ( 1) 和式 ( 2) 中的控制输入τj采用如下形式:
2. 3 渐近跟踪与同步特性证明
取Lyapunov函数如下:
求导得:
将式 ( 3) 、式 ( 8) 和式 ( 11) 带入上式得:
2. 4 Simulink 仿真
仿真考虑的是4个卫星的编队控制问题, 其信息交流拓扑如图1所示。
对于整个系统会给定一个预定信息包括了预定姿态、预定轨道以及4个不同频率、不同幅值的正弦扰动。
4个卫星编队系统仿真参数如下:
①卫星惯性矩阵:
②卫星姿态四元数初始值:
③卫星角速度初始值:
④预定信息:
⑤常系数:
⑥卫星姿态误差四元数:
⑦卫星相对姿态四元数:
⑧外界扰动:
根据上述信息交流拓扑图以及仿真参数, 对4个卫星编队控制系统进行了仿真, 结果如图2、图3和图4所示。
图2中j =1, 2, 3, 4分别表示4个卫星姿态, 而j = d表示预定姿态 ( 图中粗黑曲线) , 显然4个卫星实现了姿态跟踪预定姿态和卫星之间的姿态同步。
1号和2号卫星之间的相对姿态差以及1号卫星与预定姿态间的误差分别如图3和图4所示。
从图中可以看出, 这2个姿态差趋于0, 充分说明本小节的理论结果是正确的。其他卫星间的相对姿态差和卫星与预定姿态间的误差与图3和图4相似。
3 基于四元数辅助系统的控制律设计
3. 1 辅助系统
为了在不测量角速度的情况下实现系统的跟踪与同步, 引入了卫星运动学辅助系统:
式中, 而βj是可以任意设计的辅助系统输入项, 其具体表达式将在后面的控制律设计中给出。
根据姿态误差四元数, 相应地可以引入如下姿态误差辅助系统:
满足如下四元数动力学方程:
根据相对姿态四元数, 可以引入如下相对姿态辅助系统:
满足如下四元数动力学方程:
3. 2 控制器设计
根据式 ( 1) 、式 ( 2) 和式 ( 3) 可得:
式中,
对于式 ( 1) 和式 ( 2) 中的控制输入τj采用如下形式:
取如下形式的辅助系统输入:
式中, Γj和Γjk为对角元均 >0的对角阵。
3. 3 渐近跟踪与同步特性证明
取Lyapunov函数如下:
根据以上结论得:
3. 4 Simulink 仿真
4个卫星进行编队控制系统信息交流拓扑如图1所示。
4个卫星编队系统仿真参数如下:
①卫星惯性矩阵:
②常系数:
③卫星姿态误差辅助四元数:
④卫星相对姿态辅助四元数:
⑤外界扰动:
其他仿真参数同上。仿真结果如图5、图6和图7所示。
图5中, j = 1, 2, 3, 4分别表示4卫星姿态, 而j = d表示预定姿态 ( 图中粗黑曲线) 。1号和2号卫星之间的相对姿态差以及1号卫星与预定姿态间的误差分别如图6和图7所示。
可以看出4个卫星编队系统实现了姿态跟踪预定姿态和卫星之间的姿态同步。虽然2. 4节与3. 2节的控制律都能实现卫星系统跟踪与同步, 但不同的是, 3. 2节的控制律是通过辅助系统产生必要的阻尼项代替角速度信息实现此功能的。相比之下, 此控制律减少了卫星上的传感器, 简化卫星结构的同时提高了其稳定性。
4 结束语
卫星姿态控制 篇4
基于滚动信息反馈的偏置动量卫星滚动/偏航回路姿态控制器设计
以偏置动量卫星为背景,针对滚动/偏航回路的姿态控制,采用频率分离法分析设计了基于滚动信息反馈的控制器,并给出控制参数的合理选取范围.卫星俯仰回路采用常用的偏置动量轮控制,其滚动/偏航轴上各安装一个反作用飞轮以完成姿态控制.同时,卫星三轴配置磁力矩器以实现动量轮/反作用飞轮的角动量卸载.最后进行了数学仿真,结果表明,卫星滚动/偏航轴的姿态指向控制的精度和稳定度分别达到0.05°和0.001(°)/s,验证了所设计的控制规律的`可行性以及控制参数分析的合理性,具有一定的理论意义和工程应用价值.
作 者：李传江 马广富 宋斌 Li Chuanjiang Ma Guangfu Song Bin 作者单位：哈尔滨工业大学控制科学与工程系,哈尔滨,150001 刊 名：航天控制 ISTIC PKU英文刊名：AEROSPACE CONTROL 年，卷(期)： 24(3) 分类号：V4 关键词：偏置动量卫星 姿态控制 频率分离法